| H3 | |
|---|---|
| Información general | |
| País | Japón |
| Objetivo | refuerzo |
| Desarrollador | JAXA , Industrias pesadas de Mitsubishi |
| Fabricante | industrias pesadas mitsubishi |
| Características principales | |
| Numero de pasos | 2+ |
| Longitud (con MS) | 63 metros |
| Diámetro | 5,2 metros |
| peso inicial | 574t ( H3-24L ) _ |
| Masa de carga útil | |
| • en LEO | sin datos |
| • en el MTR (500 km) | 4 toneladas ( H3-30S ) |
| • en GPO-1500 | 6,5 t ( H3-24L ) _ |
| Historial de lanzamientos | |
| Estado | siendo desarrollado |
| Ubicaciones de lanzamiento | Tanegashima , LA-Y2 |
| primer comienzo | esperado en 2020 |
| Acelerador (Etapa 0) - SRB-3 | |
| Número de aceleradores | 0, 2 o 4 |
| Diámetro | 2,5 metros |
| motor sustentador | RDTT |
| empuje | 2158 kN |
| Impulso específico | 283,6 s |
| Horas Laborales | 105 segundos |
| Primera etapa | |
| Diámetro | 5,2 metros |
| motor sustentador | 2 o 3 × LE-9 |
| empuje |
1221 kN (nivel del mar) 1472 kN (vacío) |
| Impulso específico | 425 s (vacío) |
| Combustible | hidrógeno líquido |
| oxidante | oxígeno líquido |
| Segundo paso | |
| Diámetro | 5,2 metros |
| motor sustentador | LE-5B- |
| empuje | 137 kN |
| Impulso específico | 448 segundos |
| Combustible | hidrógeno líquido |
| oxidante | oxígeno líquido |
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H3 es un vehículo de lanzamiento japonés en desarrollo , diseñado para reemplazar posteriormente a los principales misiles operativos H-IIA y H-IIB .
El proyecto fue aprobado por el gobierno japonés en 2013, la Agencia de Exploración Aeroespacial de Japón (JAXA) y Mitsubishi Heavy Industries lo están desarrollando , el presupuesto es de 1.900 millones de dólares estadounidenses [1] .
El objetivo principal de crear el "H3" es reducir aún más el costo de lanzar y mantener los vehículos de lanzamiento japoneses y aumentar la frecuencia de los lanzamientos para poder competir en el mercado mundial de lanzamientos comerciales [2] . Intenciones declaradas de reducir a la mitad los costos de lanzamiento en comparación con H-IIA . El cohete tendrá múltiples configuraciones para cubrir una amplia gama de diferentes órbitas y tamaños de carga útil [3] [4] .
Se espera que la versión básica del "H3" sin impulsores sólidos (H3-30S) sea capaz de entregar hasta 4 toneladas a una órbita heliosincrónica de 500 km , con un costo de lanzamiento de alrededor de 5 mil millones de yenes (~45 millones de dólares estadounidenses) [5] . La configuración máxima del vehículo de lanzamiento (H3-24L) permitirá lanzar satélites de más de 6,5 toneladas en una órbita de geotransferencia [6] .
Los lanzamientos se llevarán a cabo desde el segundo sitio renovado del complejo de lanzamiento Yoshinobu ubicado en el Centro Espacial Tanegashima [7] .
El primer lanzamiento de la versión básica del "H3" se espera para 2020, y la versión de vehículo de lanzamiento con impulsores laterales está prevista para lanzarse en 2021 [8] .
En diciembre de 2018 se firmó el primer contrato comercial para el lanzamiento del satélite de comunicaciones Inmarsat por el cohete portador H3 . El lanzamiento está previsto para 2022 [9] .
Dependiendo de la opción de configuración, se pueden instalar adicionalmente hasta 4 propulsores de combustible sólido SRB-3 en la primera etapa. Esta es la próxima generación del propulsor SRB-A , que se utiliza en los cohetes H-IIA y H-IIB , así como en la primera etapa del vehículo de lanzamiento Epsilon . Principales diferencias [7] :
La altura del acelerador será de 14,6 m , diámetro - 2,5 m, masa de combustible - 66,8 toneladas [7] .
El empuje de un acelerador es de 2158 kN , el impulso específico es de 283,6 s [6] .
La modificación del motor SRB-3 también se utilizará en el futuro para el vehículo de lanzamiento Epsilon [10] .
Utilizará hidrógeno líquido criogénico ( combustible ) y oxígeno líquido ( oxidante ) como componentes del combustible .
El escenario puede equiparse opcionalmente con 2 o 3 de los nuevos motores de cohetes de propulsante líquido LE-9 que está desarrollando Mitsubishi Heavy Industries . El motor utilizará un circuito de bucle abierto de cambio de fase . Esto, si bien reducirá el rendimiento de impulso específico en comparación con el motor LE-7A de ciclo cerrado de primera etapa " H-IIA ", pero simplificará significativamente el diseño, reducirá la presión y la temperatura en la cámara de combustión, aumentará resistencia al desgaste y fiabilidad [7] [ 10] .
El empuje de un motor será de 1221 kN al nivel del mar y de 1472 kN en el vacío, el impulso específico es de 425 s. El motor podrá acelerar el empuje en el rango de 100 a 63% [7] .
En la segunda etapa aumentada en diámetro a 5,2 m, que también utiliza hidrógeno líquido y oxígeno líquido como combustible , se instalará un motor cohete de propulsión líquida LE-5B-3, una modificación del motor LE-5 del segundas etapas de los portaaviones operativos " H-IIA " y " H-IIB " [11] .
El empuje del motor será de 137 kN, el impulso específico - 448 s [7] .
El principal equipo de vuelo y la aviónica del H3 serán los mismos que los utilizados en el vehículo de lanzamiento Epsilon, lo que también afectará la reducción de costos de lanzamiento [10] .
Para cargas útiles de diferentes tamaños, se pueden ofrecer carenados cortos (S, eng. short ) o largos (L, eng. long ) con un diámetro exterior de 5,2 m y un diámetro interior accesible de 4,6 m [7] .
La versión del vehículo de lanzamiento se indicará con tres caracteres: 2 números y 1 letra [7] .
Por ejemplo: la versión H3-24L tiene 2 motores en la primera etapa, 4 boosters sólidos y un carenado de morro largo, mientras que la versión básica del H3-30S tiene 3 motores en la primera etapa, sin boosters y un carenado corto.
| Vehículos de lanzamiento desechables | |
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| Operando | |
| Planificado |
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| Obsoleto |
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