H-IIA | |
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| |
Información general | |
País | Japón |
Familia | HOLA YO |
Objetivo | refuerzo |
Desarrollador | industrias pesadas mitsubishi |
Fabricante | industrias pesadas mitsubishi |
Características principales | |
Numero de pasos | 2+ |
Longitud (con MS) | 53 metros |
Diámetro | 4 metros |
peso inicial |
202: 289 toneladas 204: 443 toneladas |
Masa de carga útil | |
• en LEO |
202: 10 000 kg 204: 15 000 kg |
• en GPO-1830 |
202: 4000 kg 204: 5950 kg |
• en GPO-1500 |
202: 2970 kg 204: 4820 kg |
• en SSO (800 km) | 202: 3300 kg |
Historial de lanzamientos | |
Estado | Actual |
Ubicaciones de lanzamiento | Tanegashima , LA-Y1 |
Número de lanzamientos |
39 ( 202: 25, 204: 4, 2022: 3, 2024: 7) |
• exitoso |
38 ( 202: 25, 204: 4, 2022: 3, 2024: 6) |
• sin éxito | 1 ( 2024 ) |
primer comienzo |
202: 29 de agosto de 2001 204: 18 de diciembre de 2006 2022: 26 de febrero de 2005 2024: 4 de febrero de 2002 |
Última carrera | 12 de junio de 2018 ( IGS-Radar 6 ) |
Acelerador (todas las variantes H-IIA) - SRB-A | |
Número de aceleradores | 2 o 4 |
Diámetro | 2,5 metros |
motor sustentador | Motor cohete de combustible sólido SRB-A3 |
empuje | 5040 kN (2 aceleradores) |
Impulso específico | 283 segundos |
Horas Laborales | 100 segundos |
Combustible | HTPB |
Acelerador (H-IIA 2022, 2024) - SSB (retirado) | |
Número de aceleradores | 2 o 4 |
motor sustentador | RDTT Castor-4AXL |
empuje | 1490 kN (2 aceleradores) |
Impulso específico | 282 segundos |
Horas Laborales | 60 segundos |
Combustible | HTPB |
Primera etapa | |
motor sustentador | -7A |
empuje | 1098 kN |
Impulso específico | 440c |
Horas Laborales | 390 s |
Combustible | hidrógeno líquido |
oxidante | oxígeno líquido |
Segundo paso | |
motor sustentador | LE- |
empuje | 137 kN |
Impulso específico | 448 segundos |
Horas Laborales | 530 segundos |
Combustible | hidrógeno líquido |
oxidante | oxígeno líquido |
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H-IIA ( Eych-two-ey ) es un vehículo de lanzamiento japonés de clase media de la familia H-II . Creado por orden de la Agencia de Exploración Aeroespacial de Japón (JAXA) por Mitsubishi Heavy Industries .
El cohete H-IIA es un desarrollo posterior del vehículo de lanzamiento H-II , que se modificó significativamente (fue posible reducir el peso y la cantidad de piezas), lo que permitió aumentar la confiabilidad y reducir a la mitad el costo de los lanzamientos.
Se han creado cuatro variantes de la portadora H-IIA para una gama diferente de aplicaciones, lo que permite que los satélites se lancen en diferentes órbitas, incluida la Tierra baja , la sincronización solar y la geotransferencia .
La instalación de lanzamiento está ubicada en el Centro Espacial Tanegashima .
El primer cohete de este tipo fue lanzado el 29 de agosto de 2001 . El sexto lanzamiento, el 29 de noviembre de 2003 , terminó en fracaso, provocando la pérdida de dos satélites de reconocimiento diseñados para monitorear el territorio de Corea del Norte [1] .
El 14 de septiembre de 2007, el vehículo de lanzamiento se utilizó para poner en órbita alrededor de la Luna el vehículo de investigación japonés SELENE . El 20 de mayo de 2010, la sonda de investigación PLANET-C (Akatsuki) fue lanzada por cohete para estudiar la atmósfera de Venus .
A partir del decimotercer lanzamiento, JAXA transfirió las funciones operativas principales del lanzamiento del cohete a Mitsubishi Heavy Industries, dejando solo la supervisión general de la seguridad durante el lanzamiento y el vuelo [2] .
Debido al uso de materiales compuestos de carbono , fue posible reducir el peso y el número de piezas.
La primera etapa del vehículo de lanzamiento H-IIA utiliza componentes de combustible criogénico : hidrógeno líquido como combustible y oxígeno líquido como oxidante con temperaturas de -253 °C y -183 °C, respectivamente. Los tanques de combustible están hechos de aleación de aluminio, la sección intermedia en la parte superior del escenario está hecha de material compuesto (base de aluminio cubierta con fibra de carbono ).
La altura del escenario es de 37,2 m, el diámetro es de 4 m, el peso de lanzamiento es de 114 toneladas, de las cuales 101,1 son combustible [2] .
Utiliza un motor de cohete de propulsante líquido LE-7A , un motor LE-7 modificado del cohete predecesor H-II . Aunque los parámetros técnicos del motor modificado han cambiado ligeramente, los cambios han simplificado mucho el proceso de montaje [3] . El empuje del motor es de 1098 kN , el impulso específico es de 440 s . El control del vector de empuje es proporcionado por la desviación del motor del eje central [2] .
Para estabilizar el combustible en los tanques de combustible y mantener su presión de operación, se utiliza helio comprimido , contenido en tres cilindros de 84 litros a una presión de 308 bar [4] .
El tiempo de funcionamiento de la etapa es de 390 segundos, después de lo cual se desacopla de la segunda etapa.
El H-IIA usó 2 tipos de propulsores de cohetes sólidos , que están unidos a los lados de la primera etapa y proporcionan el empuje principal del vehículo de lanzamiento durante el lanzamiento. Se determinaron 4 versiones diferentes del vehículo de lanzamiento por la diferente configuración de los tipos y el número de propulsores de propulsor sólido instalados. También durante el desarrollo del vehículo de lanzamiento, se consideró la posibilidad de utilizar propulsores de combustible líquido adicionales creados sobre la base de la primera etapa con el motor LE-7A, pero estos planes se cancelaron a favor del desarrollo del lanzamiento H-IIB. vehículo
SRB-AEn todas las versiones del vehículo de lanzamiento se instalan dos o cuatro propulsores de combustible sólido SRB-A ( en inglés , solid rocker booster ) fabricados por IHI Corporation . A diferencia de su predecesor, que se usó en el H-II y tenía una carrocería de acero , el SRB-A está hecho de un material compuesto que utiliza fibra de carbono , lo que redujo su peso y aumentó su resistencia.
La versión original del motor se utilizó en los primeros seis lanzamientos. Durante la sexta de noviembre de 2003, como consecuencia de la erosión local de la tobera de uno de los impulsores, se destruyó el sistema de enganche, lo que no permitió su desprendimiento de la primera etapa [5] . El peso del propulsor impidió que el vehículo de lanzamiento alcanzara la velocidad y la altura requeridas, por lo que fue eliminado por orden de la Tierra [6] . Con base en los resultados de la investigación sobre las causas del accidente, se modificó el acelerador, en particular, se cambió la forma de la boquilla para reducir la carga de temperatura, con el mismo propósito, se redujo el empuje y se aumentó el tiempo de combustión. . El motor mejorado se usó del séptimo al decimoséptimo lanzamiento, pero debido a que el problema con la erosión de la boquilla no se resolvió por completo, siguió una transición a la versión actual del SRB-A3. Al realizar otra modificación de la tobera, se logró eliminar los problemas de erosión, el primer lanzamiento con propulsores SRB-A3 se realizó el 11 de septiembre de 2010 [5] .
La altura del propulsor es de 15,1 m, el diámetro es de 2,5 m, el peso de lanzamiento de un par de propulsores es de 151 toneladas, el empuje máximo de los dos propulsores alcanza los 5040 kN, el impulso específico es de 283,6 s y el tiempo de funcionamiento es 100 s. El combustible utilizado es HTPB [2] .
Hay dos versiones del propulsor SRB-A3, que se eligen según las necesidades de una misión en particular: la primera proporciona un mayor empuje con un encendido más corto, la segunda, un encendido prolongado con un empuje reducido [5] .
BLUSSB es la abreviatura de inglés. refuerzo de correa sólida . En las versiones del vehículo de lanzamiento 2022 y 2024, además de dos propulsores SRB-A, respectivamente, se utilizaron 2 o 4 propulsores de propulsor sólido Castor-4AXL modificados fabricados por Alliant Techsystems (ATK). Se ha interrumpido el uso de estos propulsores para reducir a dos el número de versiones del vehículo de lanzamiento con el fin de reducir los costes económicos de mantenimiento.
El diámetro de los propulsores era de 1,02 m, la altura de 14,9 m, el peso de lanzamiento del par de propulsores de 31 toneladas, el empuje del par de propulsores de 1490 kN, el impulso específico de 282 s y el tiempo de funcionamiento de 60 seg. También se utiliza combustible basado en HTPB [2] .
La estructura de la segunda etapa repite las características principales de la primera para reducir los costos de producción. Los tanques de combustible están hechos de aleación de aluminio y utilizan hidrógeno líquido y oxígeno líquido como combustible .
La altura del escalón es de 9,2 m, el diámetro es de 4 m, el peso inicial es de 20 toneladas, de las cuales el combustible es de 16,9 toneladas [2] .
El escenario tiene un motor cohete de combustible líquido LE-5B , derivado del motor LE-5A instalado en el cohete H-II. El empuje del motor es de 137 kN, el impulso específico es de 448 s. El motor se puede reiniciar varias veces, lo que permite que la carga útil se lance a diferentes órbitas durante un solo lanzamiento. El tiempo total de funcionamiento del motor es de hasta 530 segundos. El control del vector de empuje en cabeceo y guiñada lo proporciona la desviación del motor, y se utilizan pequeños motores de hidracina para controlar la rotación [3] .
Actualización de etapa 2015En 2015 se ha llevado a cabo la mejora de la segunda etapa, cuyo principal objetivo es asegurar la posibilidad de lanzar satélites en órbita de geotransferencia con un presupuesto delta-v residual de 1500 m/s a una órbita geoestacionaria (antes, los satélites se pusieron en órbita con un delta-v residual de 1830 m/s). La técnica de lanzamiento mejorado implica un aumento en el perigeo de la órbita de los 250 km estándar a 2700 km mediante tres arranques del motor de segunda etapa en lugar de los dos estándar, el tercer arranque del motor está precedido por un período largo (4 horas) de vuelo libre del escenario [4] [7] .
Para mantener el rendimiento del escenario durante este período, se realizaron los siguientes cambios:
Para mejorar la precisión del lanzamiento de la carga útil en órbita, el motor de segunda etapa recibió la capacidad de acelerar hasta el 60 % del empuje máximo [8] .
Además, la sobrecarga en la carga útil se ha reducido significativamente gracias al nuevo sistema de desacoplamiento de naves espaciales no pirotécnico [7] .
La segunda etapa actualizada se utilizó por primera vez durante el lanzamiento número 29 el 24 de noviembre de 2015.
El carenado estándar más utilizado (4S, inglés short - "short") tiene un diámetro de 4 m, una longitud de 12 m y un peso de 1400 kg. También se puede utilizar un radomo corto de cinco metros (5S) y una versión extendida de un radomo de cuatro metros (4/4D-LC) para lanzar simultáneamente dos satélites grandes [2] [4] .
La versión del vehículo de lanzamiento lanzado se indica con tres o cuatro dígitos.
Sólo están en servicio las versiones 202 y 204 . Las versiones 2022 y 2024 se han retirado , y se lanzaron por última vez en 2007 y 2008 respectivamente.
Tabla de características de las versiones de vehículos de lanzamiento [3] [9]
Versiones | Operando | Fuera de servicio [10] | Cancelado | ||||
---|---|---|---|---|---|---|---|
H2A202 | H2A204 | H2A2022 | H2A2024 | H2A212 | H2A222 | ||
Masa ( t ) | 289 | 443 | 321 | 351 | 403 | 520 | |
PN en GPO-1830 ( t ) | cuatro | 5.95 | 4.5 | 5 | 7.5 | 9.5 | |
PN en GPO-1500 (t) | 2.97 | 4.82 | - | - | - | - | |
PN por LEO (t) | diez | quince | - | - | - | - | |
Aceleradores | SRB-A | 2 | cuatro | 2 | 2 | 2 | 2 |
SSB | - | - | 2 | cuatro | - | - | |
LRB | - | - | - | - | una | 2 |
Datos de carga útil al 31 de octubre de 2015, incluido el carenado estándar (4S) y la segunda etapa mejorada.
El resultado de los esfuerzos de JAXA para desarrollar aún más sus vehículos de lanzamiento (en particular, para aumentar el diámetro del tanque de combustible criogénico para aumentar la masa de la carga útil de salida) fue la creación del vehículo de lanzamiento H-IIB , el primer lanzamiento de que se realizó el 10 de septiembre de 2009 . Con su ayuda, el primer barco de transporte japonés " HTV " fue enviado a la órbita cercana a la Tierra a la Estación Espacial Internacional .
En el futuro, después de 2020, se planea reemplazar el H-IIA con el vehículo de lanzamiento H3 .
Vuelo | Fecha ( UTC ) | Versión | Carga útil (nombre) |
Orbita | Salir |
---|---|---|---|---|---|
TF1 | 29 de agosto de 2001 07:00 | 202 | VEP 2 LRE |
GPO | Éxito |
TF2 | 4 de febrero de 2002 02:45 | 2024 | VEP 3 MDS-1 (Tsubasa) DASH
|
GPO | Éxito |
F3 | 10 de septiembre de 2002 08:20 | 2024 | DRTS DE USUARIOS (Kodama)
|
GPO | Éxito |
F4 | 14 de diciembre de 2002 01:31 | 202 | ADEOS 2 (Midori 2) WEOS (Kanta-kun) FedSat 1 MicroLabSat 1 |
MTR | Éxito |
F5 | 28 de marzo de 2003 | 2024 | IGS Óptico 1 IGS Radar 1 |
NOU | Éxito |
F6 | 29 de noviembre de 2003 04:33 | 2024 | IGS-Óptico 2 IGS-Radar 2 |
NOU | Fracaso [6] |
F7 | 26 de febrero de 2005 09:25 | 2022 | MTSAT-1R (Himawari 6) | GPO | Éxito |
F8 | 24 de enero de 2006 01:33 | 2022 | DAICHI (Daichi) (ALOS) | MTR | Éxito |
F9 | 18 de febrero de 2006 | 2024 | MTSAT-2 (Himawari 7) | GPO | Éxito |
F10 | 11 de septiembre de 2006 04:35 | 202 | IGS-Óptico 2 | NOU | Éxito |
F11 | 18 de diciembre de 2006 06:32 | 204 | ETS-VIII (Kiku-8) | GPO | Éxito |
F12 | 24 de febrero de 2007 04:41 | 2024 | IGS-Radar 2 IGS-Óptico 3V |
NOU | Éxito |
F13 | 14 de septiembre de 2007 01:31 | 2022 | SELENE (Kaguya) | a la luna | Éxito |
F14 | 23 de febrero de 2008 08:55 | 2024 | VIENTOS (Kizuna) | GPO | Éxito |
F15 | 23 de enero de 2009 12:54 p. m. | 202 | GOSAT (Ibuki) SDS-1 STARS (Kūkai) KKS-1 (Kiseki) PRISM (Hitomi) Sohla - 1 (Maido 1) SORUNSAT-1 (Kagayaki) SPRITE-SAT (Raijin)
|
MTR | éxito [11] |
F 16 | 28 de noviembre de 2009 01:21 | 202 | IGS óptico 3 |
NOU | éxito [12] |
F17 | 20 de mayo de 2010 | 202 | PLANETA-C (Akatsuki) IKAROS UNITEC-1 WASEDA-SAT2 ( J-POD ) KSAT (J-POD) Negai (J-POD)
|
a venus | Éxito [13] |
F18 | 11 de septiembre de 2010 , 11:17 | 202 | Satélite Quasi-Zenith 1 (Mitibiki) | GPO- >QZO | Éxito |
F19 | 23 de septiembre de 2011 04:36 | 202 | IGS-Óptica 4 | NOU | Éxito |
F20 | 12 de diciembre de 2011 01:21 | 202 | Radar IGS 3 | NOU | Éxito |
F21 | 17 de mayo de 2012 | 202 | GCOM-W1 (Shizuku) KOMPSAT-3 (Arirang 3) SDS-4 HORYU-2 |
MTR | Éxito [14] |
F22 | 27 de enero de 2013 04:40 | 202 | IGS-Radar 4 IGS-Óptico 5V |
NOU | Éxito |
F23 | 27 de febrero de 2014 | 202 | GPM-Core Ginrei (ShindaiSat) STARS-II (GENNAI) TeikyoSat-3 KSAT-2 (Hayato 2) OPUSAT INVADER (ARTSAT 1) ITF-1 (Yui)
|
MTR | éxito [15] |
F24 | 24 de mayo de 2014 03:05 | 202 | DAICHI-2 (ALOS-2) RISING-2 UNIFORM-1 SOCRATES SPROUT |
MTR | Éxito [16] |
F25 | 7 de octubre de 2014 05:16 | 202 | Himawari 8 (Himawari-8) | GPO | Éxito [17] [18] |
F26 | 3 de diciembre de 2014 4:22 am | 202 | Hayabusa2 (Hayabusa-2) Envío Sinen 2 (Artsat 2) Procyon |
SGC | éxito [19] |
F27 | 1 de febrero de 2015 01:21 | 202 | IGS-Radar de repuesto | NOU | Éxito [20] |
F28 | 26 de marzo de 2015 | 202 | IGS-Óptica 5 | NOU | Éxito [21] |
F29 | 24 de noviembre de 2015 06:15 | 204 | Telstar 12 VANTAGE | GPO | Éxito [22] [23] |
F30 | 17 de febrero de 2016 08:45 | 202 | Hitomi (Hitomi) (Astro-H) Kinshachi 2 (ChubuSat 2) Kinshachi 3 (ChubuSat 3) AEGIS (Horyu 4) |
NOU | Éxito |
F31 | 2 de noviembre de 2016 06:20 | 202 | Himawari 9 (Himawari-9) | GPO | Éxito [24] [25] [26] |
F32 | 24 de enero de 2017 07:44 | 204 | Kirameki-2 (Kirameki-2) (DSN-2) | GPO | Éxito [27] [28] |
F33 | 17 de marzo de 2017 01:20 | 202 | Radar IGS 5 | NOU | Éxito [29] |
F34 | 1 de junio de 2017 0:17 am | 202 | Michibiki-2 (Mitibiki-2) (QZS-2) | GPO- >QZO | Éxito [30] |
F35 | 19 de agosto de 2017 05:29 | 204 | Michibiki-3 (Michibiki-3) (QZS-3) | GPO -> OSG | Éxito [31] |
F36 | 9 de octubre de 2017 22:01 | 202 | Michibiki-4 (Michibiki-4) (QZS-4) | GPO- >QZO | Éxito [32] |
F37 | 23 de diciembre de 2017 01:26 | 202 | SHIKISAI (Sikisai) (GCOM-C) TSUBAME (Tsubame) (SLATS)
|
MTR LEO |
Éxito [33] |
F38 | 27 de febrero de 2018 04:34 | 202 | IGS óptico 6 | NOU | Éxito [34] |
F39 | 12 de junio de 2018 04:20 | 202 | Radar IGS 6 | NOU | Éxito [35] |
F40 | 29 de octubre de 2018 03:20 | 202 | IBUKI-2 (Ibuki-2) (GOSAT-2) KhalifaSat / Diwata-2b Ten-Koh Aoi (Stars-AO) (1U) AUTcube-2 (1U)
|
MTR | Éxito |
F41 | 9 de febrero de 2020 01:43 | 202 | IGS-Óptica 7 | NOU | Éxito [36] [37] |
F42 | 19 julio 2020 , 21:58 | 202 | Misión a Marte de los Emiratos (Esperanza, Al-Amal) | Marte | Éxito |
F43 | 29 de noviembre de 2020 07:25 | 202 | JDRS-1 | OSG | Éxito |
F44 | 26 de octubre de 2021 02:19:37 | 202 | QZS -1R | Éxito | |
F45 | 22 diciembre 2021 , 15:32:00 | 204 | Inmarsat- 6 F1 | Éxito | |
Lanzamientos planificados | |||||
abril 2023 [38] | 202 | SLIM XRISM |
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