H-II

Z Wikipedii, wolnej encyklopedii
Skocz do: nawigacja, szukaj
H-II
Start rakiety H-II z satelitą Midori 1, 17 sierpnia 1997
Start rakiety H-II z satelitą Midori 1, 17 sierpnia 1997
Producent Mitsubishi Heavy Industries
Rodzina rakiet H-II
Przeprowadzone starty 7
Nieudane starty 1
Udane starty 86%
Data pierwszego startu 3 lutego 1994
Data ostatniego startu 15 listopada 1999
Koszt opracowania 2,3 mld. USD 1998[1]
Koszt wystrzelenia 190 mln. USD 1993
Zdolność wynoszenia 10600 kg na LEO o wys. 200 km i nachyl. 30,40°
3930 kg na GTO
Siła ciągu przy starcie 3970 kN
Wymiary
Długość 49,00 m
Średnica 4,00 m
Masa całkowita 260000 kg
Człony
Człon 0. 2 × H-2-0
Człon 1. 1 × H-2-1
Człon 2. 1 × LE-5EC

H-II - japońska rakieta nośna produkowana przez firmę Mitsubishi w trzech wariantach: podstawowym, S, i jego modyfikacji, z dwoma dodatkowymi silnikami stałopędnymi. Konstrukcja została szybko porzucona z powodu wysokich kosztów i zawodności. Bezpośrednio z rakiety H-II wywodzą się jej dwie odmiany. H-IIA i H-IIB. Ta ostatnia 10 września 2009 wyniosłą na orbitę pierwszy egzemplarz automatycznego statku transportowego HTV.

Poza fazę koncepcyjną nie wyszedł wariant o nazwie HIMES. Rakieta w tej konfiguracji miała składać się z 9 członów zerowych LACE, z silnikami LE-5, na ciekły wodór i ciekłe powietrze; członu H-2-1; członu HIMES. Jej ciąg miał wynosić 2167 kN, masa 183700 kg, wysokość 50 metrów.

Wariant podstawowy[edytuj | edytuj kod]

Produkowany w latach 1994-1999, składał się z dwóch członów i dwóch rakiet dodatkowych, stopnia zerowego.

Chronologia[edytuj | edytuj kod]

  1. 3 lutego 1994, 22:20 GMT; s/n TF1; miejsce startu: Centrum Lotów Kosmicznych Tanegashima (YLP-1), Japonia
Ładunek: Ryusei, Myojo; Uwagi: start udany
  1. 28 sierpnia 1994, 07:50 GMT; s/n T2F; miejsce startu: Centrum Lotów Kosmicznych Tanegashima (YLP-1), Japonia
Ładunek: Kiku 6; Uwagi: start częściowo udany - ładunek nie osiągnął orbity geostacjonarnej z powodu nie włączenia się dodatkowego silnika LAPS, mającego umieścić satelitę na docelowej orbicie
  1. 17 sierpnia 1996, 01:53 GMT; s/n 4F; miejsce startu: Centrum Lotów Kosmicznych Tanegashima (YLP-1), Japonia
Ładunek: Midori 1, JAS 2; Uwagi: start udany
  1. 27 listopada 1997, 21:27 GMT; s/n 6F; miejsce startu: Centrum Lotów Kosmicznych Tanegashima (YLP-1), Japonia
Ładunek: TRMM, Kiku 7; Uwagi: start udany
  1. 21 stycznia 1998, 07:55 GMT; s/n 5F; miejsce startu: Centrum Lotów Kosmicznych Tanegashima (YLP-1), Japonia
Ładunek: Kakehashi; Uwagi: start częściowo udany

Wariant z silnikami pomocniczymi[edytuj | edytuj kod]

Jednorazowa zmiana konfiguracji rakiety w wariancie podstawowym, polegająca na zastosowaniu dwóch dodatkowych silników stałopędnych, jako dodatku do dwóch stałopędnych członów rakietowych[2]. Zwiększało to ciąg startowy do 4600 kN, a masę do 281000 kg.

Chronologia[edytuj | edytuj kod]

  1. 18 marca 1995, 08:01 GMT; s/n 3F; miejsce startu: Centrum Lotów Kosmicznych Tanegashima (YLP-1), Japonia
Ładunek: SFU, Himawari 5; Uwagi: start udany

Wariant S[edytuj | edytuj kod]

Konfiguracja rakiety H-II różniąca się użyciem 2. stopnia rakiety z silnikem LE-5B, zamiast LE-5A.

Chronologia[edytuj | edytuj kod]

  1. 15 listopada 1999, 07:29 GMT; s/n 8F; miejsce startu: Centrum Lotów Kosmicznych Tanegashima (YLP-1), Japonia
Ładunek: Himawari 6; Uwagi: start nieudany - awaria I członu

Zobacz też[edytuj | edytuj kod]

Przypisy

  1. W tym 800 mln. USD na opracowanie silnika LE-7 II członu rakiety.
  2. Tzw., solid sub booster, SSB.

Bibliografia[edytuj | edytuj kod]

  1. Gunter's Space Page (ang.)
  2. Encyclopedia Astronautica (ang.)

Linki zewnętrzne[edytuj | edytuj kod]