H-IIA
| Lançador espacial H-IIA | |
 H-IIA F23 com o satélite nipo-americano GPM (2014). | |
| Dados gerais | |
|---|---|
| País nativo | Japão |
| Construtor | Mitsubishi Heavy Industries |
| Primeiro voo | 29 de agosto de 2001 |
| Status | Ativo |
| Lançamentos (falhas) | 43 (1) |
| Altura | 53 m |
| Diâmetro | 4 m |
| Tirar peso | 445 t |
| Andar (es) | 2 |
| Base (s) de lançamento | Tanageshima |
| Carga útil | |
| Órbita baixa | 10 t a 15 t |
| Transferência geoestacionária (GTO) | 4,1 t a 6,1 t |
| Motorização | |
| Ergols | Oxigênio líquido e hidrogênio |
| Propulsores de reforço | 2 ou 4 SRB (1339 - 8239 kN) |
| 1 st andar | 1 x LE-7A (1 x 815 kN no solo) |
| 2 e andar | 1 x LE-5B (1 x 137 kN no vácuo) |
H-IIA é um lançador japonês de média potência ( 10 a 15 toneladas em órbita terrestre baixa ) desenvolvido no final da década de 1990. Esta versão derivada do lançador H-II foi projetada pela agência espacial japonesa na época, a NASDA , com o objetivo de reduzir custos de fabricação e permitir encontrar oportunidades no mercado de satélites comerciais. Apesar de um curso praticamente perfeito (uma falha em 40 disparos entre 2001 e 2018), o lançador fabricado pela empresa Mitsubishi , muito caro, não deu o salto esperado. É usado para lançar a maioria dos satélites institucionais japoneses: satélites militares , sondas espaciais , satélites de observação da Terra . Os lançamentos são realizados a partir da base de lançamento de Tanegashima .
Histórico
A crise do programa espacial japonês na década de 1990
No final da década de 1990, o programa espacial japonês passou por uma grave crise: a agência espacial japonesa perdeu uma após a outra várias espaçonaves devido a falhas técnicas: Kiku-5 (1994), o mini ônibus espacial HYFLEX (1996), o grande Satélite de observação da Terra ADEOS-I (1996), COMETS (1998). Ao mesmo tempo, o Japão passava por uma grave crise econômica que levou a uma redução do orçamento alocado à atividade espacial (queda de 17% em 1997). O principal lançador japonês H-II , cujo primeiro voo data de 1994, é um brilhante sucesso técnico, mas constitui um poço financeiro. Cada lançamento do H-II custa 188 milhões de euros, ou o dobro dos lançadores Ariane ou Atlas . O Japão tentou várias vezes entrar no mercado comercial, mas nunca conseguiu colocar seu lançador muito caro. A situação está prestes a se agravar com o surgimento de um novo competidor, o lançador russo Proton . A agência espacial japonesa decide, portanto, reformar seu lançador, dando-se o objetivo de reduzir os custos de produção o suficiente para permitir que seja competitivo no mercado de lançamentos comerciais.
Desenvolvimento do lançador H-IIA
O lançador H-IIA é derivado do lançador H-II produzido pelo industrial Mitsubishi para a agência espacial japonesa NASDA . Ele foi desenvolvido no final da década de 1990 para aumentar a confiabilidade e diminuir o custo do último lançador e, assim, ganhar acesso ao mercado de lançamentos comerciais. Para conseguir isso, a NASDA opta por simplificar seu lançador e confiar mais em componentes feitos nos Estados Unidos . A redução de custos também deve vir de uma maior frequência de lançamentos, reduzindo de 3 para 6 a 8 doses por ano. Um contrato de 10 lançamentos foi assinado com a fabricante de satélites de telecomunicações Hughes por um custo total de 1 bilhão de dólares americanos, ou metade do preço do H-II. Mas o contrato foi quebrado em maio de 2000, sem dúvida devido ao atraso nos empreendimentos. A Agência Espacial Europeia também está considerando lançar seu satélite de telecomunicações Artemis , mas, após 18 meses de hesitação, optou pelo lançador Ariane 5 .
O primeiro lançamento do H-IIA ocorre em Agosto de 2001. O novo lançador não consegue ganhar participação de mercado em face da concorrência bem estabelecida (lançadores Ariane e russos). Com duas exceções, o lançador é usado para colocar em órbita satélites institucionais japoneses (satélites de observação, sondas espaciais, satélites militares). A cadência de tiro limitada a um ou dois disparos por ano não permite que os custos sejam reduzidos e o preço de lançamento permanece em 100 milhões de dólares no final dos anos 2000. Duas versões pesadas (212 e 222) são previstas Originalmente: o primeiro estágio equipado com 2 motores chamados LRB como propulsor auxiliar. a versão 222 com dois LRBs permite que 17 toneladas sejam colocadas em órbita baixa contra 10 toneladas da versão 202 básica. Mas o desenvolvimento dessas versões pesadas nunca é lançado. Desde 2003, um acordo de cooperação com os operadores de lançadores Arianespace e ULA permite a troca de tiros de um lançador para outro em caso de falha prolongada de um dos lançadores. Desde a1 ° de abril de 2007, o desenvolvimento do lançador e a gestão das operações de lançamento são totalmente suportados pelo fabricante Mitsubishi.
Características técnicas
O lançador compreende dois estágios propelidos por motores de foguete de propelente líquido queimando uma mistura de oxigênio líquido e hidrogênio e um número variável de propelentes de propelente sólido:
- O primeiro estágio do L-100 é movido por um único motor de foguete LE-7A de alto desempenho (combustão em estágio ) que consome uma mistura de oxigênio líquido e hidrogênio e um empuxo de 110 toneladas no vácuo. O palco com 4 metros de diâmetro e 37,2 metros de comprimento tem massa de 113,6 toneladas.
- Dado o baixo empuxo de decolagem desta etapa, o lançador é oferecido em todas as suas versões com propulsores auxiliares. Existem dois tipos, ambos usando propelente sólido : o SRB, tem um empuxo de 225 toneladas no vácuo para uma massa de 76,4 toneladas e opera por 101 segundos. O SSB, que é um propelente booster americano Castor 4AXL, tem um empuxo de 63 toneladas no vácuo para uma massa de 15,2 toneladas e opera por 60 segundos.
- O segundo estágio do L-17 usa um motor de foguete LE-5B que queima uma mistura de oxigênio e hidrogênio líquido e um empuxo de 13,7 toneladas no vácuo. O palco com 4 metros de diâmetro e 9,2 metros de comprimento tem massa de 19,6 toneladas. Existem dois tipos de carenagem, ambas com diâmetro de 4 metros de comprimento, respectivamente 12 e 15 metros .
Configurações
O lançador vem em quatro variações diferentes obtidas pela combinação de SRB e SSB. Sua carga útil para a órbita de transferência geoestacionária varia de 4,1 toneladas para a versão básica mais usada (202) a 6 toneladas para a versão menos usada (204). As duas versões intermediárias usando SSBs (2022 e 2024) não são mais produzidas. Além disso, as duas versões pesadas previstas (212 e 222) nunca foram desenvolvidas.
| Versão | Massa total | Carga útil de baixa órbita | Carga útil ( GTO ) | Propulsores de reforço | Número de lançamentos / falhas (principal:novembro de 2018) |
Status |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 202 | 285 t. | 10 t. | 4,1 t. | 2 SRB | 25 | Em produção |
| 2022 | 316 t. | - | 4,5 t. | 2 SRB + 2 SSB | 3 | Produção parada |
| 2024 | 347 t. | - | 5 t. | 2 SRB + 4 SSB | 01/07 | Produção parada |
| 204 | 445 t. | 15 t. | 6 t. | 4 SRB | 4 | Em produção |
| 212 | 403 t. | 16,5 t. | 7,5 t. | 2 SRB + 1 LRB | - | Versão não desenvolvida |
| 222 | 520 t. | 17 t. | 9,5 t. | 2 SRB + 2 LRB | - | Versão não desenvolvida |
Instalações de lançamento
Os disparos do lançador H-IIA são realizados como no caso do lançador anterior da base de lançamento de Tanegashima, localizada na pequena ilha de Tanega-shima, no sul do Japão.
Lançadores derivados
O lançador H-IIB
Dentro janeiro de 2006, a agência espacial japonesa JAXA decide desenvolver, em vez das versões pesadas planejadas do H-IIA (212 e 222), o lançador H-IIB . Este novo lançador se distingue por um diâmetro maior (5,20 em vez de 4 m) e seu primeiro estágio que usa 2 LE-7A em vez de um único motor. O lançador é sistematicamente ladeado por 4 propulsores SRB. A carga útil em órbita baixa é reduzida de 15 toneladas para 19 toneladas. Este lançador é usado apenas para lançar a nave de carga espacial HTV para reabastecimento da Estação Espacial Internacional .
O projeto H3, sucessor do H-IIB
Em 2014, a JAXA decidiu desenvolver um substituto para o lançador H-IIA com um objetivo duplo: o H3 deve ser muito mais barato e suficientemente seguro para permitir o envio de homens ao espaço. A arquitetura do futuro lançador H3 é baseada no desenvolvimento de um novo motor de foguete de propelente líquido denominado LE-9 , de design mais simples que o LE-7 , e a reutilização do segundo estágio do lançador de luz japonês Epsilon como impulsionador propulsor. O novo lançador será capaz de colocar 6,5 toneladas em órbita de transferência geoestacionária em sua configuração mais poderosa.
Comparação de lançadores H-II
| Versão | OLÁ EU | H-IIA | H-IIB | |
|---|---|---|---|---|
| Andares | 2 + propulsores de reforço | |||
| Comprimento | 49 m | 53-57 m | 56 m | |
| Diâmetro | 4,0 m | 4,0 m | 5,2 m | |
| Missa no lançamento | 260 t | 285 - 347 t | 531 t | |
| Impulso | 3962 kN | até 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 reforço | ||||
| Designação | H-II-0 | SRB-A | SSB | SRB-A |
| Número | 2 | 2-4 | 0-4 | 4 |
| Comprimento | 23,36 m | 15,2 m | 14,9 m | 15,2 m |
| Diâmetro | 1,81 m | 2,5 m | 1,0 m | 2,5 m |
| Massa vazia | 11,25 t | 10,4 t | 2,5 t | 10,55 t |
| Missa no lançamento | 70,4 t | 76,4 t | 15,5 t | 76,5 t |
| Propulsão | H-II-0 com impulso de 1540 kN |
SRB-A com impulso de 2245 kN |
Castor 4XL com impulso de 745 kN |
4 x SRB-A com impulso 4 x 2305 kN |
| Tempo de queima | 94 s | 120 s | anos 60 | 114 s |
| 1 st andar | ||||
| Designação | H-II-1 | H-IIA-1 | ||
| Comprimento | 28 m | 37,2 m | 38,2 m | |
| Diâmetro | 4,0 m | 4,0 m | 5,2 m | |
| Massa vazia | 11,9 t | 13,6 t | 24,2 t | |
| Missa no lançamento | 98,1 t | 113,6 t | 202 t | |
| Propulsão | LE-7 com empuxo 1 de 844/1080 kN ) |
LE-7A com empuxo de 815 / 1096,5 kN |
2 x LE-7A com um impulso de 2196 kN |
|
| Tempo de queima | 346 s | 397 s | 352 s | |
| 2 e andar | ||||
| Designação | LE-5A | LE-5B | LE-5B-2 | |
| Comprimento | 10,7 m | 9,2 m | 11 m | |
| Diâmetro | 4,0 m | 4,0 m | 4,0 m | |
| Massa vazia | 2,7 t | 3,0 t | 3,4 t | |
| Missa no lançamento | 19,7 t | 19,6 t | 20 t | |
| Propulsão | LE-5A com impulso de 121,6 kN |
LE-5B com um empuxo de 137,16 kN |
LE-5B-2 com um empuxo de 137,2 kN |
|
| Tempo de queima | 609 s | 534 s | 499 s | |
1) Impulso ao nível do mar / no vácuo
História dos lançamentos do H-IIA
O H-IIA foi lançado pela primeira vez em 29 de agosto de 2001 e foi usado 31 vezes (figuras novembro de 2016) A taxa média de incêndio é ligeiramente inferior a 2 por ano. O sexto lançamento, ocorrido em29 de novembro de 2003, continua a ser a única falha em 2015. Isso levou à destruição de dois satélites de reconhecimento. A demissão foi retomada após um hiato de pouco menos de um ano e meio com o lançamento em26 de fevereiro de 2005de MTSAT-1R. O primeiro tiro além da órbita da Terra ocorreu em14 de setembro de 2007com o lançamento da sonda espacial lunar SELENE . O H-IIA é usado quase exclusivamente para lançar satélites institucionais japoneses: satélites militares (6 tiros), sondas espaciais (2 tiros), satélites de observação da Terra (6 tiros), satélites tecnológicos (4 tiros incluindo os dois primeiros voos destinados à validação do lançador) .
O tiro de 24 de novembro de 2015é o primeiro lançamento de uma empresa estrangeira, a Telesat Canada . O satélite canadense, construído pela Airbus Defense and Space , foi colocado em órbita com sucesso. Nesta ocasião, o lançador japonês se diferencia de seus concorrentes ao injetar sua carga em uma altitude maior do que o normal. Proceder dessa forma permite que o satélite use menos sua propulsão para atingir a órbita geoestacionária e, assim, conservar as reservas de propelente , aumentando sua vida útil.
Histórico de lançamento| Data ( UTC ) | Voo não. | Modelo | Carga útil | Natureza | Resultado |
|---|---|---|---|---|---|
| 29 de agosto de 2001 | TF1 | 202 | VEP 2 LRE |
Vôo de teste | Sucesso |
| 4 de fevereiro de 2002 | TF2 | 2024 | VEP 3 MDS-1 (Tsubasa), DASH |
Voo de teste, satélite de tecnologia (MDS-1) | Sucesso |
| 10 de setembro de 2002 | F3 | 2024 |
USERS DRTS (Kodama) |
Telecomunicações de microgravidade |
Sucesso |
| 14 de dezembro de 2002 | F4 | 202 |
ADEOS 2 (Midori 2) WEOS (Kanta-kun), FedSat 1, Micro LabSat 1 |
Observação da terra | Sucesso |
| 28 de março de 2003 | F5 | 2024 |
IGS -Optical 1 IGS-Radar 1 |
Satélites de reconhecimento óptico e radar | Sucesso |
| 29 de novembro de 2003 | F6 | 2024 |
IGS -Optical (2) IGS-Radar (2) |
Satélite de reconhecimento de radar | Falha |
| 26 de fevereiro de 2005 | F7 | 2022 | MTSat-1R (Himawari 6) | Telecomunicações, meteorologia, navegação | Sucesso |
| 24 de janeiro de 2006 | F8 | 2022 | ALOS (Daichi) | Observação da terra | Sucesso |
| 18 de fevereiro de 2006 | F9 | 2024 | MTSat-2 (Himawari 7) | Telecomunicações, clima | Sucesso |
| 11 de setembro de 2006 | F10 | 202 | IGS -Optical 2 | Satélite de reconhecimento óptico | Sucesso |
| 18 de dezembro de 2006 | F11 | 204 | ETS-VIII (Kiku 8) | Satélite de telecomunicações experimental | Sucesso |
| 24 de fevereiro de 2007 | F12 | 2024 |
IGS -Radar 2 IGS-Optical 3V |
Satélites de reconhecimento óptico e radar | Sucesso |
| 14 de setembro de 2007 | F13 | 2022 | SELENE (Kaguya) | Sonda espacial lunar | Sucesso |
| 23 de fevereiro de 2008 | F14 | 2024 | WINDS (Kizuna) | Satélite de telecomunicações experimental | Sucesso |
| 23 de janeiro 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) |
Observação da terra | Sucesso |
| 28 de novembro de 2009 | F16 | 202 | IGS -Optical 3 | Satélite de reconhecimento óptico | Sucesso |
| 20 de maio de 2010 | F17 | 202 |
PLANET-C (Akatsuki) IKAROS UNITEC-1 (en) (Shin'en), Waseda-SAT2 (en) , K-Sat (Hayato), Negai ☆ ″ (en) |
Venusian Space Probe Solar Veil |
Sucesso |
| 11 de setembro de 2010 | F18 | 202 | QZS -1 (Michibiki) | Satélite de navegação | Sucesso |
| 23 de setembro de 2011 | F19 | 202 | IGS -Optical 4 | Satélite de reconhecimento óptico | Sucesso |
| 12 de dezembro de 2011 | F20 | 202 | IGS -Radar 3 | Satélite de reconhecimento de radar | Sucesso |
| 17 de maio de 2012 | F21 | 202 |
GCOM-W1 (Shizuku) Arirang-3 (en) , SDS-4 (en) , HORYU-2 |
Observação da Terra (GCOM-W1) | Sucesso |
| 27 de janeiro de 2013 | F22 | 202 |
IGS -Radar 4 IGS-Optical 5 |
Satélites de reconhecimento óptico e radar | Sucesso |
| 27 de fevereiro de 2014 | F23 | 202 |
Observatório GPM-Core SindaiSat (Ginrei), STARS-II (Gennai), TeikyoSat-3, ITF-1 (Yui), OPUSAT (CosMoz), INVADER, KSAT2 |
Observação da Terra (Observatório GPM-Core) | Sucesso |
| 24 de maio de 2014 | F24 | 202 |
ALOS-2 (Daichi 2) RISING-2 (en) , UNIFORM-1 (en) , SOCRATES, SPROUT |
Radar de Observação da Terra (ALOS-2) | Sucesso |
| 7 de outubro de 2014 | F25 | 202 | Himawari 8 | Meteorologia | Sucesso |
| 3 de dezembro de 2014 | F26 | 202 |
Hayabusa 2 PROCYON , DESPATCH-ARTSAT 2 , Shin'en 2 |
Missão de retorno de amostra de asteróide | Sucesso |
| 1 st de Fevereiro de 2015 | F27 | 202 | IGS -Radar Spare | Satélite de reconhecimento de radar | Sucesso |
| 26 de março de 2015 | F28 | 202 | IGS -Optical 5 | Satélite de reconhecimento óptico | Sucesso |
| 24 de novembro de 2015 | F29 | 204 | Telstar 12 Vantage | Telecomunicações | Sucesso |
| 17 de fevereiro de 2016 | F30 | 202 |
Astro-H (Hitomi) Horyu 4 , ChubuSat-2 (Kinshachi 2), ChubuSat-3 (Kinshachi 3) 8 CubeSat |
Telescópio espacial de raios-x | Sucesso |
| 2 de novembro de 2016 | F31 | 202 | Himawari 9 | Meteorologia | Sucesso |
| 24 de janeiro de 2017 | F32 | 204 | DSN-2 (Kirameki 2) | X-band defesa telecomunicações satélite-2 | Sucesso |
| 17 de março de 2017 | F33 | 202 | IGS -Radar 5 | Satélite de reconhecimento de radar | Sucesso |
| 1 ° de junho de 2017 | F34 | 202 | QZS -2 (Michibiki 2) | Satélite de navegação | Sucesso |
| 19 de agosto de 2017 | F35 | 204 | QZS -3 (Michibiki 3) | Satélite de navegação | Sucesso |
| 9 de outubro de 2017 | F36 | 202 | QZS -4 (Michibiki 4) | Satélite de navegação | Sucesso |
| 23 de dezembro de 2017 | F37 | 202 |
GCOM-C (Shikisai) SLATS (Tsubame) |
Observação da Terra (GCOM-C) | Sucesso |
| 27 de fevereiro de 2018 | F38 | 202 | IGS -Optical 6 | Satélite de reconhecimento óptico | Sucesso |
| 12 de junho de 2018 | F39 | 202 | IGS -Radar 6 | Satélite de reconhecimento de radar | Sucesso |
| 29 de outubro de 2018 | F40 | 202 |
GOSAT 2 (Ibuki 2) KhalifaSat , Diwata 2 , Ten-Koh , AUTcube 2 , STARS-AO (Aoi) |
Observação da terra | Sucesso |
| 9 de fevereiro de 2020 | F41 | 202 | IGS -Optical 7 | Satélite de reconhecimento óptico | Sucesso |
| 19 de julho de 2020 | F42 | 202 | Mars Hope | Sonda de exploração de Marte | Sucesso |
| 29 de novembro de 2020 | F43 | 202 | JDRS-1 | Satélite de comunicação | Sucesso |
|
Lançamentos planejados | |||||
| abril de 2020 | 202 | ALOS-3 | Observação da terra | ||
Notas e referências
- Harvey et al , p. 72
- Harvey et al , p. 74
- (em) Bernd Leitenberger, " Die H-II Trägerraketenfamilie " em Bernd Leitenbergers site (acedida em 1 r outubro 2014 )
- (em) "Mitsubishi e Arianespace Combines Commercial Satellite Launch Services" (lançamento de 8 de fevereiro de 2012 no Internet Archive ) , SatNews.com,26 de abril de 2007
- (em) Gunter Dirk Krebs, " HII-A " , página Espaço de Gunter (acessado em 1 st outubro 2014 )
- 三菱 重工 、 「H2A」 2 機 種 に 半 減 ・ 民 営 化 で コ ス ト 減. NIKKEI NET
- (em) Peter B. de Selding, " Japan's H-2A Lança Telstar 12 Vantage in Commercial Debut " em spacenews.com ,24 de novembro de 2015(acessado em 26 de novembro de 2015 )
- (em) " Lançamentos de satélite comercial " em www3.nhk.or.jp.com ,24 de novembro de 2015(acessado em 26 de novembro de 2015 )
- (in) Anunciando o lançamento (data e hora indicadas correspondem ao fuso horário do Japão)
- Declaração de missão (in)
Origens
- (pt) Brian Harvey, Henk HF Smid et Theo Pirard, Potências espaciais emergentes: Os novos programas espaciais da Ásia, Oriente Médio e América do Sul , Springer Praxis,2010( ISBN 978-1-4419-0873-5 )