H-IIA
| Lanzador espacial H-IIA | |
 H-IIA F23 con el satélite japonés-estadounidense GPM (2014). | |
| Datos generales | |
|---|---|
| País de origen | Japón |
| Constructor | Mitsubishi Heavy Industries |
| Primer vuelo | 29 de agosto de 2001 |
| Estado | Activo |
| Lanzamientos (fallos) | 43 (1) |
| Altura | 53 m |
| Diámetro | 4 m |
| Peso al despegar | 445 toneladas |
| Piso (s) | 2 |
| Base (s) de lanzamiento | Tanageshima |
| Carga útil | |
| Órbita baja | 10 t hasta 15 t |
| Transferencia geoestacionaria (GTO) | 4,1 ta 6,1 t |
| Motorización | |
| Ergols | Oxígeno e hidrógeno líquidos |
| Propulsores de refuerzo | 2 o 4 SRB (1339 - 8239 kN) |
| 1 st piso | 1 x LE-7A (1 x 815 kN en el suelo) |
| 2 e piso | 1 x LE-5B (1 x 137 kN en vacío) |
El H-IIA es un lanzador japonés de media potencia (de 10 a 15 toneladas en órbita terrestre baja ) desarrollado a finales de la década de 1990. Esta versión derivada del lanzador H-II fue diseñada por la entonces agencia espacial japonesa NASDA . con el objetivo de reducir costos de fabricación y permitir encontrar oportunidades en el mercado de satélites comerciales. A pesar de un recorrido prácticamente impecable (un fallo de 40 disparos entre 2001 y 2018), el lanzador fabricado por la empresa Mitsubishi , demasiado caro, no logró el avance esperado. Se utiliza para lanzar la mayoría de los satélites institucionales japoneses: satélites militares , sondas espaciales , satélites de observación de la Tierra . Los lanzamientos se llevan a cabo desde la base de lanzamiento de Tanegashima .
Histórico
La crisis del programa espacial japonés de la década de 1990
A finales de la década de 1990, el programa espacial japonés atravesó una grave crisis: la agencia espacial japonesa perdió varias naves espaciales en rápida sucesión tras fallas técnicas: Kiku-5 (1994), el mini transbordador espacial HYFLEX (1996), la gran Tierra satélite de observación ADEOS-I (1996), COMETS (1998). Al mismo tiempo, Japón atravesaba una grave crisis económica que provocó una reducción del presupuesto destinado a la actividad espacial (disminución del 17% en 1997). El lanzador principal japonés H-II , cuyo primer vuelo se remonta a 1994, es un brillante éxito técnico pero constituye un pozo financiero. Cada lanzamiento del H-II cuesta 188 millones de euros, es decir , el doble de los lanzadores Ariane o Atlas . Japón ha intentado varias veces ingresar al mercado comercial, pero nunca logró colocar su lanzador demasiado caro. La situación está a punto de empeorar con la aparición de un nuevo competidor, el lanzador ruso Proton . Por tanto, la agencia espacial japonesa decide reformar su lanzador fijándose el objetivo de reducir los costes de producción lo suficiente como para permitirle ser competitivo en el mercado de lanzamientos comerciales.
Desarrollo del lanzador H-IIA
El lanzador H-IIA se deriva del lanzador H-II producido por el industrial Mitsubishi para la agencia espacial japonesa NASDA . Fue desarrollado a fines de la década de 1990 para aumentar la confiabilidad y reducir el costo de este último lanzador y así acceder al mercado de lanzamientos comerciales. Para lograr esto, NASDA opta por simplificar su lanzador y confiar más en componentes fabricados en los Estados Unidos . La reducción de costes también debe provenir de una mayor frecuencia de lanzamientos reduciéndola de 3 a 6-8 disparos por año. Se firma un contrato para 10 lanzamientos con el fabricante de satélites de telecomunicaciones Hughes por un costo total de mil millones de dólares, o la mitad del precio del H-II. Pero el contrato se rompió en mayo de 2000, sin duda como resultado del retraso en los desarrollos. La Agencia Espacial Europea también está considerando lanzar su satélite de telecomunicaciones Artemis pero, después de 18 meses de dudas, optó por el lanzador Ariane 5 .
El primer lanzamiento del H-IIA tiene lugar en Agosto de 2001. El nuevo lanzador no puede ganar cuota de mercado frente a una competencia bien establecida (lanzadores Ariane y rusos). Con dos excepciones, el lanzador se utiliza para colocar satélites institucionales japoneses (satélites de observación, sondas espaciales, satélites militares) en órbita. La velocidad de disparo limitada a uno o dos disparos por año no permite bajar los costos y el precio de lanzamiento se mantiene en 100 millones de dólares estadounidenses a fines de la década de 2000. Se prevén dos versiones pesadas (212 y 222). la primera etapa equipada con 2 motores denominados LRB como propulsor auxiliar. la versión 222 con dos LRB permite colocar 17 toneladas en órbita baja frente a 10 toneladas para la versión básica 202. Pero el desarrollo de estas versiones pesadas nunca se lanza. Desde 2003, un acuerdo de cooperación con los operadores de lanzadores Arianespace y ULA que ha permitido cambiar disparos de un lanzador a otro en caso de falla prolongada de uno de los lanzadores. Desde el1 st de abril de de 2007, el desarrollo del lanzador y la gestión de las operaciones de lanzamiento está totalmente respaldado por su fabricante Mitsubishi.
Características técnicas
El lanzador consta de dos etapas propulsadas por motores de cohetes propulsores líquidos que queman una mezcla de oxígeno líquido e hidrógeno y un número variable de propulsores propulsores sólidos:
- La primera etapa del L-100 está propulsada por un solo motor de cohete LE-7A de alto rendimiento (combustión por etapas) que consume una mezcla de oxígeno líquido e hidrógeno y un empuje de 110 toneladas en vacío. El escenario con un diámetro de 4 metros y una longitud de 37,2 metros tiene una masa de 113,6 toneladas.
- Dado el bajo empuje de despegue de esta etapa, el lanzador se ofrece en todas sus versiones con propulsores auxiliares. Hay dos tipos, ambos utilizan propulsor sólido : el SRB, tiene un empuje de 225 toneladas en vacío para una masa de 76,4 toneladas y funciona durante 101 segundos. El SSB, que es un propulsor de refuerzo americano Castor 4AXL, tiene un empuje de 63 toneladas en el vacío para una masa de 15,2 toneladas y funciona durante 60 segundos.
- La segunda etapa L-17 utiliza un motor de cohete LE-5B que quema una mezcla de oxígeno e hidrógeno líquido y un empuje de 13,7 toneladas en vacío. El escenario con un diámetro de 4 metros y una longitud de 9,2 metros tiene una masa de 19,6 toneladas. Hay dos tipos de carenado, ambos con un diámetro de 4 metros de largo, respectivamente 12 y 15 metros .
Configuraciones
El lanzador viene en cuatro variaciones diferentes obtenidas combinando SRB y SSB. Su carga útil para la órbita de transferencia geoestacionaria varía de 4,1 toneladas para la versión básica más utilizada (202) a 6 toneladas para la versión menos utilizada (204). Las dos versiones intermedias que utilizan SSB (2022 y 2024) ya no se producen. Además, las dos versiones pesadas previstas (212 y 222) nunca se han desarrollado.
| Versión | Masa total | Carga útil de órbita baja | Carga útil ( GTO ) | Propulsores de refuerzo | Número de lanzamientos / fallos (mayor:noviembre 2018) |
Estado |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 202 | 285 t. | 10 t. | 4,1 t. | 2 SRB | 25 | En producción |
| 2022 | 316 t. | - | 4,5 t. | 2 SRB + 2 SSB | 3 | Producción detenida |
| 2024 | 347 t. | - | 5 t. | 2 SRB + 4 SSB | 7/1 | Producción detenida |
| 204 | 445 t. | 15 t. | 6 t. | 4 SRB | 4 | En producción |
| 212 | 403 t. | 16,5 t. | 7,5 t. | 2 SRB + 1 LRB | - | Versión sin desarrollar |
| 222 | 520 t. | 17 t. | 9,5 t. | 2 SRB + 2 LRB | - | Versión sin desarrollar |
Instalaciones de lanzamiento
Los disparos del lanzador H-IIA se llevan a cabo como en el caso del lanzador anterior desde la base de lanzamiento de Tanegashima ubicada en la pequeña isla de Tanega-shima en el sur de Japón.
Lanzadores de derivados
El lanzador H-IIB
En enero de 2006, la agencia espacial japonesa, JAXA , decide desarrollar en lugar de las versiones pesadas previstas del H-IIA (212 y 222), el lanzador H-IIB . Este nuevo lanzador se distingue por un diámetro mayor (5,20 en lugar de 4 m) y su primera etapa que utiliza 2 LE-7A en lugar de un solo motor. El lanzador está flanqueado sistemáticamente por 4 propulsores de refuerzo SRB. La carga útil en órbita baja se reduce de 15 a 19 toneladas. Este lanzador solo se utiliza para lanzar la nave de carga espacial HTV para repostar la Estación Espacial Internacional .
El proyecto H3, sucesor del H-IIB
En 2014, JAXA decidió desarrollar un reemplazo para el lanzador H-IIA con un doble objetivo: el H3 debe ser mucho menos costoso y suficientemente seguro para permitir el envío de hombres al espacio. La arquitectura del futuro lanzador H3 se basa en el desarrollo de un nuevo motor cohete propulsor líquido llamado LE-9 , de un diseño más sencillo que el LE-7 , y la reutilización de la segunda etapa del lanzador ligero japonés Epsilon como propulsor. propulsor. El nuevo lanzador será capaz de colocar 6,5 toneladas en órbita de transferencia geoestacionaria en su configuración más poderosa.
Comparación de lanzadores H-II
| Versión | HOLA YO | H-IIA | H-IIB | |
|---|---|---|---|---|
| Pisos | 2 + propulsores de refuerzo | |||
| Largo | 49 m | 53–57 m | 56 metros | |
| Diámetro | 4,0 m | 4,0 m | 5,2 m | |
| Misa en el lanzamiento | 260 toneladas | 285 - 347 toneladas | 531 toneladas | |
| Empuje | 3962 kN | hasta 4913 kN | 8372 kN | |
| Carga útil | 10 t LEO 4 t GTO |
10-15 t LEO 4-6 t GTO |
19 t LEO 8 t GTO |
|
| Propulsores de refuerzo | ||||
| Designacion | H-II-0 | SRB-A | SSB | SRB-A |
| Número | 2 | 2-4 | 0-4 | 4 |
| Largo | 23,36 m | 15,2 m | 14,9 m | 15,2 m |
| Diámetro | 1,81 metros | 2,5 m | 1,0 m | 2,5 m |
| Masa vacía | 11,25 toneladas | 10,4 toneladas | 2,5 toneladas | 10,55 toneladas |
| Misa en el lanzamiento | 70,4 toneladas | 76,4 toneladas | 15,5 toneladas | 76,5 toneladas |
| Propulsión | H-II-0 con un empuje de 1540 kN |
SRB-A con 2245 kN de empuje |
Castor 4XL con un empuje de 745 kN |
4 x SRB-A con 4 x 2305 kN de empuje |
| Tiempo ardiente | 94 s | 120 s | Años 60 | 114 s |
| 1 st piso | ||||
| Designacion | H-II-1 | H-IIA-1 | ||
| Largo | 28 m | 37,2 metros | 38,2 metros | |
| Diámetro | 4,0 m | 4,0 m | 5,2 m | |
| Masa vacía | 11,9 toneladas | 13,6 toneladas | 24,2 toneladas | |
| Misa en el lanzamiento | 98,1 toneladas | 113,6 toneladas | 202 toneladas | |
| Propulsión | LE-7 con empuje de 844/1080 kN 1) |
LE-7A con empuje de 815 / 1096,5 kN |
2 x LE-7A con un empuje de 2196 kN |
|
| Tiempo ardiente | 346 segundos | 397 segundos | 352 segundos | |
| 2 e piso | ||||
| Designacion | LE-5A | LE-5B | LE-5B-2 | |
| Largo | 10,7 metros | 9,2 m | 11 m | |
| Diámetro | 4,0 m | 4,0 m | 4,0 m | |
| Masa vacía | 2,7 toneladas | 3,0 toneladas | 3,4 toneladas | |
| Misa en el lanzamiento | 19,7 toneladas | 19,6 toneladas | 20 t | |
| Propulsión | LE-5A con empuje de 121,6 kN |
LE-5B con un empuje de 137,16 kN |
LE-5B-2 con un empuje de 137,2 kN |
|
| Tiempo ardiente | 609 s | 534 segundos | 499 s | |
1) Empuje al nivel del mar / al vacío
Historia de los lanzamientos de H-IIA
El H-IIA se lanzó por primera vez en 29 de agosto de 2001 y se ha utilizado 31 veces (cifras noviembre de 2016). La tasa promedio de fuego es un poco menos de 2 por año. El sexto lanzamiento, que tuvo lugar el29 de noviembre de 2003, sigue siendo la única falla en 2015. Condujo a la destrucción de dos satélites de reconocimiento. El disparo se reanudó después de una pausa de poco menos de un año y medio con el lanzamiento en26 de febrero de 2005de MTSAT-1R. El primer disparo más allá de la órbita de la Tierra tuvo lugar el14 de septiembre de 2007con el lanzamiento de la sonda espacial lunar SELENE . H-IIA se utiliza casi exclusivamente para lanzar satélites institucionales japoneses: satélites militares (6 disparos), sondas espaciales (2 disparos), satélites de observación de la Tierra (6 disparos), satélites tecnológicos (4 disparos incluidos los dos primeros vuelos destinados a la validación del lanzador) .
El tiroteo de 24 de noviembre de 2015es el primer lanzamiento de una empresa extranjera, Telesat Canadá . El satélite canadiense, construido por Airbus Defence and Space , se ha puesto en órbita con éxito. En esta ocasión, el lanzador japonés se distingue de sus competidores al inyectar su carga a una altitud superior a la habitual. Proceder de esta manera permite que el satélite utilice menos su propulsión para alcanzar la órbita geoestacionaria y así conservar las reservas de propulsores , aumentando su vida útil.
Historial de lanzamiento| Fecha ( UTC ) | No. de vuelo | Modelo | Carga útil | Naturaleza | Resultado |
|---|---|---|---|---|---|
| 29 de agosto de 2001 | TF1 | 202 | VEP 2 LRE |
Vuelo de prueba | Éxito |
| 4 de febrero de 2002 | TF2 | 2024 | VEP 3 MDS-1 (Tsubasa), DASH |
Vuelo de prueba, satélite tecnológico (MDS-1) | Éxito |
| 10 de septiembre de 2002 | F3 | 2024 |
USUARIOS DRTS (Kodama) |
Telecomunicaciones de microgravedad |
Éxito |
| 14 de diciembre de 2002 | F4 | 202 |
ADEOS 2 (Midori 2) WEOS (Kanta-kun), FedSat 1, Micro LabSat 1 |
Observación de la tierra | Éxito |
| 28 de marzo de 2003 | F5 | 2024 |
IGS- Óptico 1 IGS-Radar 1 |
Satélites de reconocimiento óptico y de radar | Éxito |
| 29 de noviembre de 2003 | F6 | 2024 |
IGS- Óptico (2) IGS-Radar (2) |
Satélite de reconocimiento de radar | Falla |
| 26 de febrero de 2005 | F7 | 2022 | MTSat-1R (Himawari 6) | Telecomunicaciones, meteorología, navegación | Éxito |
| 24 de enero de 2006 | F8 | 2022 | ALOS (Daichi) | Observación de la tierra | Éxito |
| 18 de febrero de 2006 | F9 | 2024 | MTSat-2 (Himawari 7) | Telecomunicaciones, clima | Éxito |
| 11 de septiembre de 2006 | F10 | 202 | IGS -Optica 2 | Satélite de reconocimiento óptico | Éxito |
| 18 de diciembre de 2006 | F11 | 204 | ETS-VIII (Kiku 8) | Satélite experimental de telecomunicaciones | Éxito |
| 24 de febrero de 2007 | F12 | 2024 |
IGS -Radar 2 IGS-Óptico 3V |
Satélites de reconocimiento óptico y de radar | Éxito |
| 14 de septiembre de 2007 | F13 | 2022 | SELENE (Kaguya) | Sonda espacial lunar | Éxito |
| 23 de febrero de 2008 | F14 | 2024 | VIENTOS (Kizuna) | Satélite experimental de telecomunicaciones | Éxito |
| 23 de enero de 2009 | F15 | 202 |
GOSAT (Ibuki) SDS -1, STARS (Kūkai), KKS -1 (Kiseki), PRISM (Hitomi), Sohla (en) -1 (Maido 1) SORUNSAT -1 (Kagayaki), SPRITE-SAT (Raijin) |
Observación de la tierra | Éxito |
| 28 de noviembre de 2009 | F 16 | 202 | IGS -Optica 3 | Satélite de reconocimiento óptico | Éxito |
| 20 de mayo de 2010 | F17 | 202 |
PLANET-C (Akatsuki) IKAROS UNITEC-1 (en) (Shin'en), Waseda-SAT2 (en) , K-Sat (Hayato), Negai ☆ ″ (en) |
Velo solar de la sonda espacial venusiana |
Éxito |
| 11 de septiembre de 2010 | F18 | 202 | QZS -1 (Michibiki) | Satélite de navegación | Éxito |
| 23 de septiembre de 2011 | F19 | 202 | IGS -Optica 4 | Satélite de reconocimiento óptico | Éxito |
| 12 de diciembre de 2011 | F20 | 202 | IGS -Radar 3 | Satélite de reconocimiento de radar | Éxito |
| 17 de mayo de 2012 | F21 | 202 |
GCOM-W1 (Shizuku) Arirang-3 (en) , SDS-4 (en) , HORYU-2 |
Observación de la Tierra (GCOM-W1) | Éxito |
| 27 de enero de 2013 | F22 | 202 |
IGS -Radar 4 IGS-Óptico 5 |
Satélites de reconocimiento óptico y de radar | Éxito |
| 27 de febrero de 2014 | F23 | 202 |
Observatorio GPM-Core SindaiSat (Ginrei), STARS-II (Gennai), TeikyoSat-3, ITF-1 (Yui), OPUSAT (CosMoz), INVADER, KSAT2 |
Observación de la Tierra (Observatorio GPM-Core) | Éxito |
| 24 de mayo de 2014 | F24 | 202 |
ALOS-2 (Daichi 2) RISING-2 (en) , UNIFORM-1 (en) , SOCRATES, SPROUT |
Radar de observación de la Tierra (ALOS-2) | Éxito |
| 7 de octubre de 2014 | F25 | 202 | Himawari 8 | Meteorología | Éxito |
| 3 de diciembre de 2014 | F26 | 202 |
Hayabusa 2 PROCYON , DESPATCH-ARTSAT 2 , Shin'en 2 |
Misión de retorno de muestras de asteroides | Éxito |
| 1 st de febrero de el año 2015 | F27 | 202 | IGS -Radar de repuesto | Satélite de reconocimiento de radar | Éxito |
| 26 de marzo de 2015 | F28 | 202 | IGS -Optica 5 | Satélite de reconocimiento óptico | Éxito |
| 24 de noviembre de 2015 | F29 | 204 | Telstar 12 Vantage | Telecomunicaciones | Éxito |
| 17 de febrero de 2016 | F30 | 202 |
Astro-H (Hitomi) Horyu 4 , ChubuSat-2 (Kinshachi 2), ChubuSat-3 (Kinshachi 3) 8 CubeSat |
Telescopio espacial de rayos x | Éxito |
| 2 de noviembre de 2016 | F31 | 202 | Himawari 9 | Meteorología | Éxito |
| 24 de enero de 2017 | F32 | 204 | DSN-2 (Kirameki 2) | Satélite de telecomunicaciones de defensa en banda X-2 | Éxito |
| 17 de marzo de 2017 | F33 | 202 | IGS -Radar 5 | Satélite de reconocimiento de radar | Éxito |
| 1 st de junio de 2,017 | F34 | 202 | QZS -2 (Michibiki 2) | Satélite de navegación | Éxito |
| 19 de agosto de 2017 | F35 | 204 | QZS -3 (Michibiki 3) | Satélite de navegación | Éxito |
| 9 de octubre de 2017 | F36 | 202 | QZS -4 (Michibiki 4) | Satélite de navegación | Éxito |
| 23 de diciembre de 2017 | F37 | 202 |
GCOM-C (Shikisai) LAMAS (Tsubame) |
Observación de la Tierra (GCOM-C) | Éxito |
| 27 de febrero de 2018 | F38 | 202 | IGS -Optica 6 | Satélite de reconocimiento óptico | Éxito |
| 12 de junio de 2018 | F39 | 202 | IGS -Radar 6 | Satélite de reconocimiento de radar | Éxito |
| 29 de octubre de 2018 | F40 | 202 |
GOSAT 2 (Ibuki 2) KhalifaSat , Diwata 2 , Ten-Koh , AUTcube 2 , STARS-AO (Aoi) |
Observación de la tierra | Éxito |
| 9 de febrero de 2020 | F41 | 202 | IGS -Optica 7 | Satélite de reconocimiento óptico | Éxito |
| 19 de julio de 2020 | F42 | 202 | Mars Hope | Sonda de exploración de Marte | Éxito |
| 29 de noviembre de 2020 | F43 | 202 | JDRS-1 | Satélite de comunicación | Éxito |
|
Lanzamientos planificados | |||||
| abril 2020 | 202 | ALOS-3 | Observación de la tierra | ||
Notas y referencias
- Harvey y col. , P. 72
- Harvey y col. , P. 74
- (in) Bernd Leitenberger, " Die H-II Trägerraketenfamilie " en sitio Bernd Leitenbergers Web (consultado el 1 st de octubre de 2.014 )
- (in) "Mitsubishi and Arianespace Combines Commercial Satellite Launch Services ' (lanzamiento del 8 de febrero de 2012 en Internet Archive ) , SatNews.com,26 de abril de 2007
- (en) Gunter Dirk Krebs, " HII-A " , en la página Espacio de Gunter (consultado el 1 er de octubre de 2014 )
- 三菱 重工 、 「H2A」 2 機 種 に 半 減 ・ 民 営 化 で コ ス ト 減. NIKKEI NET
- (en) Peter B. de Selding, " japonesa H-2A lanza Telstar 12 Vantage en debut comercial " en spacenews.com ,24 de noviembre de 2015(consultado el 26 de noviembre de 2015 )
- (en) " Lanzamientos de satélites comerciales " en www3.nhk.or.jp.com ,24 de noviembre de 2015(consultado el 26 de noviembre de 2015 )
- (in) Anunciando el lanzamiento (la fecha y hora indicadas corresponden a la zona horaria de Japón)
- (in) Declaración de misión
Fuentes
- (en) Brian Harvey, Henk HF Smid et Theo Pirard, Potencias espaciales emergentes: Los nuevos programas espaciales de Asia, Oriente Medio y Sudamérica , Springer Praxis,2010( ISBN 978-1-4419-0873-5 )