H-II運載火箭( H-II )是日本的衛星發射運載器,在1994年至1999年間發射了七次,成功五次。由NASDA研發,用於滿足日本1990年代發射大型衛星的需要。[1]是日本第一次採用自主技術研製的液態燃料火箭。[2]它由於可靠性和成本問題而被H-IIA取代。
用途 | 不可重複使用的中型運載火箭 |
---|---|
製造者 | 三菱重工業 |
製造國家 | 日本 |
外型及質量參數 | |
高度 | 49 公尺 (160 呎) |
直徑 | 4 公尺 (13.1 呎) |
質量 | 260,000 公斤 (570,000 磅) |
節數 | 兩級 |
酬載量 | |
近地軌道 有效載荷 | 10,060 公斤 (22,170 磅) |
地球靜止軌道 有效載荷 | 3,930 公斤 (8,660 磅) |
發射歷史 | |
現況 | 退役 |
發射場 | 吉信發射區,種子島太空中心 |
總發射次數 | 7次 |
成功次數 | 5次 |
失敗次數 | 1次 |
部分失敗 次數 | 1次 |
首次發射 | 1994年2月3日 |
末次發射 | 1999年11月15日 |
輔助火箭 | |
數量 | 2台 |
引擎 | 1 固體助推器 |
單引擎推力 | 1,539.997 千牛頓 |
比沖 | 273 秒 |
推進時間 | 94 秒 |
燃料 | 固體助推器 |
第一節 | |
引擎 | 1 LE-7 |
推力 | 1,077.996 千牛頓 (242,343 lbf) |
比衝量 | 446 秒 |
推進時間 | 346 秒 |
燃料 | 液態氫/液態氧 |
第二節 | |
引擎 | 1 LE-5A |
推力 | 121.5 千牛頓 (27,313 lbf) |
比衝量 | 452 秒 |
推進時間 | 600 秒 |
燃料 | 液態氫/液態氧 |
背景
在H-II火箭火箭之前,NASDA必須在液態燃料火箭上使用美國許可的元件。之前的H-I的關鍵技術來自三角洲系列運載火箭。H-I也有一些自主研發的元件如第二級的LE-5發動機和慣性制導系統。H-II火箭在此基礎上自主研發了用於第一級LE-7液體燃料發動機和固體助推器。
根據NASDA的消息,H-II的研發基於以下政策:[1]
- 用日本的航天技術研發運載火箭。
- 利用已有技術來縮短研發周期並降低成本。
- 研發一款可以從種子島宇宙中心發射的運載器。
- 採用一套顧及主系統和子系統效率的設計標準。保證研發順利安全地進行。
歷史
始於1984年的LE-7發動機研發並非一帆風順,一工人在一次意外爆炸中死去。1994年才完成第一台發動機研製,比原計劃之後兩年。1990年,火箭系統公司成立以承接以後的發射任務。
1994年,NASDA第一次成功發射H-II火箭,在1997年前一共成功發射了5次。然而,每次發射耗費190億日圓(約13億人民幣),比起國際競爭者如阿麗亞娜系列運載火箭算十分昂貴。於是新一代H-IIA火箭開始研製以降低發射費用。
第5次飛行和次年的第8次飛行導致H-II火箭的終結。為了調查故障的原因以及為H-IIA籌備資源,NASDA取消了原計劃在第8次飛行之後的第7次飛行。[2]
H-II火箭飛行記錄
飛行 | 日期 | 載荷簡稱 | 載荷全稱 | 軌道 | 結果 |
---|---|---|---|---|---|
TF1 (測試飛行) | 1994年2月4日 | Ryūsei | OREX (軌道再入實驗) | LEO | 成功 |
Myōjō | VEP (運載器載荷評估) | GTO | |||
TF2 | 1994年8月28日 | 菊六號 | ETS-VI (Satellite-VI技術試驗) | GEO | 成功 |
TF3 | 1995年3月18日 | 向日葵5號 | GMS-5 (地球靜止軌道氣象衛星) | GEO | 成功 |
SFU (Space Flyer Unit) | LEO | ||||
F4 | 1996年8月17日 | 綠號 | ADEOS (先進地球觀測衛星) | LEO | 成功 |
Fuji 3 | Fuji OSCAR 29, JAS-2 | LEO | |||
F6 | 1997年11月27日 | 熱帶雨林觀測任務 | LEO | 成功 | |
菊七號(子衛星牛郎‧織女) | ETS-VII (Satellite-VII技術試驗) | LEO | |||
F5 | 1998年2月21日 | 架橋號 | COMETS (通信和廣播技術試驗衛星) | GEO | 未達到預定軌道 |
F8 | 1999年11月15日 | 未來號 | 多功能傳輸衛星 | GEO | 發動機故障,自毀 |
F7 | 取消 | 綠二號 | ADEOS-II (先進地球觀測衛星II) | 取消 | |
μ-LabSat |
圖片
參考來源
外部連結
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