Azərbaycanca AzərbaycancaБеларускі БеларускіDansk DanskDeutsch DeutschEspañola EspañolaFrançais FrançaisIndonesia IndonesiaItaliana Italiana日本語 日本語Қазақ ҚазақLietuvos LietuvosNederlands NederlandsPortuguês PortuguêsРусский Русскийසිංහල සිංහලแบบไทย แบบไทยTürkçe TürkçeУкраїнська Українська中國人 中國人United State United StateAfrikaans Afrikaans
Поддерживать
www.wikidata.ru-ru.nina.az

У этого термина существуют и другие значения см H II H IIA эйч два эй японская ракета носитель среднего класса семейства

H-IIA

H-IIA
У этого термина существуют и другие значения, см. H-II.

H-IIA (эйч-два-эй) — японская ракета-носитель среднего класса, семейства H-II. Создана по заказу Японского агентства аэрокосмических исследований (JAXA) компанией Mitsubishi Heavy Industries.

H-IIA
image
Подготовка к запуску ракеты-носителя «H-IIA»
Общие сведения
Страна image Япония
Семейство H-II
Назначение ракета-носитель
Разработчик Mitsubishi Heavy Industries
Изготовитель Mitsubishi Heavy Industries
Основные характеристики
Количество ступеней 2+
Длина (с ГЧ) 53 м
Диаметр 4 м
Стартовая масса 202: 289 т
204: 443 т
Масса полезной нагрузки
 • на НОО 202: 10 000 кг
204: 15 000 кг
 • на ГПО-1830 202: 4000 кг
204: 5950 кг
 • на ГПО-1500 202: 2970 кг
204: 4820 кг
 • на ССО (800 км) 202: 3300 кг
История запусков
Состояние действующая
Места запуска Танэгасима, LA-Y1
Число запусков 39
(202: 25, 204: 4,
2022: 3, 2024: 7)
 • успешных 38
(202: 25, 204: 4,
2022: 3, 2024: 6)
 • неудачных 1 (2024)
Первый запуск 202: 29 августа 2001
204: 18 декабря 2006
2022: 26 февраля 2005
2024: 4 февраля 2002
Последний запуск 6 сентября 2023 (SLIM) (XRISM)
Ускоритель (все варианты H-IIA) — [англ.]
Количество ускорителей 2 или 4
Диаметр 2,5 м
Маршевый двигатель РДТТ [англ.]
Тяга 5040 кН (2 ускорителя)
Удельный импульс 283 с
Время работы 100 с
Топливо HTPB
Ускоритель (H-IIA 2022, 2024) — SSB (сняты с эксплуатации)
Количество ускорителей 2 или 4
Маршевый двигатель РДТТ [англ.]
Тяга 1490 кН (2 ускорителя)
Удельный импульс 282 с
Время работы 60 c
Топливо HTPB
Первая ступень
Маршевый двигатель [англ.]
Тяга 1098 кН
Удельный импульс 440 c
Время работы 390 с
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород
Вторая ступень
Маршевый двигатель [англ.]
Тяга 137 кН
Удельный импульс 448 с
Время работы 530 с
Горючее жидкий водород
Окислитель жидкий кислород
image Медиафайлы на Викискладе

Ракета H-IIA является дальнейшим развитием ракеты-носителя H-II, которая была значительно модифицирована (удалось снизить массу и количество деталей), что позволило повысить надёжность и вдвое снизить стоимость запусков.

Были созданы четыре варианта носителя H-IIA для различного спектра применений, позволяющие запускать спутники на разные орбиты, включая низкую околоземную, солнечно-синхронную и геопереходную.

Стартовый комплекс расположен в Космическом центре Танэгасима.

Впервые ракета этого типа была запущена 29 августа 2001 года. Шестой запуск, 29 ноября 2003 года, окончился неудачей, приведшей к потере двух разведывательных спутников, предназначенных для наблюдения за территорией Северной Кореи.

14 сентября 2007 года ракета-носитель была использована для вывода на орбиту Луны японского исследовательского аппарата SELENE. 20 мая 2010 года ракетой был запущен исследовательский зонд PLANET-C (Акацуки) для изучения атмосферы Венеры.

Начиная с тринадцатого запуска JAXA передала основные эксплуатационные функции по запуску ракеты компании Mitsubishi Heavy Industries, оставив за собой только общий надсмотр для соблюдения безопасности при запуске и во время полёта.

Конструкция

За счёт использования композитных материалов из углерода удалось снизить массу и количество деталей.

Первая ступень

Первая ступень ракеты-носителя H-IIA использует криогенные компоненты топлива: жидкий водород в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя с температурами −253 °C и −183 °C соответственно. Топливные баки выполнены из алюминиевого сплава, промежуточная секция в верхней части ступени сделана из композитного материала (алюминиевая основа, покрытая углепластиком).

Высота ступени составляет 37,2 м, диаметр — 4 м, стартовая масса — 114 т, из которых 101,1 — топливо.

Использует один жидкостный ракетный двигатель , модифицированный двигатель LE-7 ракеты-предшественницы H-II. Хотя технические показатели модифицированного двигателя изменились незначительно, изменения значительно упростили процесс его сборки. Тяга двигателя составляет 1098 кН, удельный импульс — 440 с. Контроль вектора тяги обеспечивается отклонением двигателя от центральной оси.

Для стабилизации топлива в топливных баках и поддержания его рабочего давления используется сжатый гелий, содержащийся в трёх 84-литровых баллонах под давлением 308 бар.

Время работы ступени составляет 390 секунд, после чего происходит её отстыковка от второй ступени.

Ускорители

На H-IIA использовались 2 вида твердотопливных ракетных ускорителей, которые присоединены по бокам первой ступени и обеспечивают основную тягу ракеты-носителя во время запуска. 4 разных варианта ракеты-носителя определялись различной конфигурацией видов и количества установленных твердотопливных ускорителей. Также в ходе разработки ракеты-носителя рассматривалась возможность использования дополнительных жидкотопливных ускорителей, создаваемых на базе первой ступени с двигателем LE-7A, но эти планы были отменены в пользу развития ракеты-носителя H-IIB.

SRB-A

Два или четыре твердотопливных ускорителя [англ.] (англ. solid rocker booster) производства компании IHI Corporation устанавливаются на всех версиях ракеты-носителя. В отличие от предшественника, который использовался на H-II и имел корпус из стали, SRB-A выполнен из композитного материала с применением углеволокна, что позволило снизить его вес и повысить прочность.

Первоначальная версия двигателя использовалась в первых шести запусках. Во время шестого в ноябре 2003 года в результате локальной эрозии сопла одного из ускорителей была разрушена система крепления, что не позволило ему отсоединится от первой ступени. Вес ускорителя помешал ракете-носителю достичь необходимой скорости и высоты, в результате она была ликвидирована по команде с Земли. Исходя из результатов расследования причин аварии, была проведена модификация ускорителя, в частности изменена форма сопла для снижения температурной нагрузки, с той же целью снижена тяга и увеличено время горения. Улучшенный двигатель использовался с седьмого по семнадцатый запуски, но в связи с тем, что проблема с эрозией сопла не была решена окончательно, последовал переход на нынешнюю версию SRB-A3. Путём проведения ещё одной модификации сопла удалось избавиться от проблем с эрозией, первый запуск с ускорителями SRB-A3 был выполнен 11 сентября 2010 года.

Высота ускорителя составляет 15,1 м, диаметр — 2,5 м, стартовая масса пары ускорителей — 151 т. Максимальная тяга двух ускорителей достигает 5040 кН, удельный импульс 283,6 с, время работы — 100 с. Используется топливо на основе HTPB.

Существует два варианта ускорителя SRB-A3, они выбираются в зависимости от потребностей конкретной миссии: первый обеспечивает более высокую тягу с более коротким горением, второй — продолжительное горение со сниженной тягой.

SSB

SSB — сокращение от англ. solid strap-on booster. В версиях ракеты-носителя 2022 и 2024 дополнительно к двум ускорителям SRB-A использовались соответственно 2 или 4 модифицированных твердотопливных ускорителя [англ.] производства компании Alliant Techsystems (ATK). Использование этих ускорителей прекращено с целью уменьшения количества версий ракеты-носителя до двух для снижения финансовых затрат на обслуживание.

Диаметр ускорителей составлял 1,02 м, высота — 14,9 м, стартовая масса пары ускорителей — 31 т. Тяга пары ускорителей 1490 кН, удельный импульс 282 с, время работы 60 сек. Так же используется топливо на основе HTPB.

Вторая ступень

Строение второй ступени повторяет основные черты первой для снижения производственных затрат. Топливные баки выполнены из алюминиевого сплава, в качестве топлива используются жидкий водород и жидкий кислород.

Высота ступени составляет 9,2 м, диаметр — 4 м, стартовый вес — 20 т, из которых топливо — 16,9 т.

На ступень установлен один жидкостный ракетный двигатель [англ.], производный от двигателя LE-5A, устанавливаемого на ракете H-II. Тяга двигателя составляет 137 кН, удельный импульс — 448 с. Двигатель может быть перезапущен многократно, что позволяет выводить полезную нагрузку на разные орбиты в ходе одного запуска. Общее время работы двигателя — до 530 секунд. Контроль вектора тяги по тангажу и рысканию обеспечивается отклонением двигателя, для контроля вращения используются маленькие гидразиновые двигатели.

Модернизация ступени 2015 года

В 2015 году проведено усовершенствование второй ступени, главной целью которого является обеспечение возможности производить выведение спутников на геопереходную орбиту с остаточным бюджетом дельта-v в 1500 (м/с) до геостационарной орбиты (до этого спутники выводились на орбиту с остаточным дельта-v в 1830 м/с). Методика улучшенного выведения подразумевает повышение перигея орбиты со стандартных 250 км до 2700 км тремя запусками двигателя второй ступени вместо стандартных двух, третьему запуску двигателя предшествует длительный (4 часа) период свободного полёта ступени.

Для поддержания работоспособности ступени в течение этого периода были произведены такие изменения:

  • ступень покрыта специальной белой краской для отражения солнечного света и снижения уровня испарения криогенного топлива в баках,
  • установлена новая система захолаживания двигателя перед запуском, на треть снижающая расход жидкого кислорода во время этого процесса,
  • используется постоянное вращение ступени в течение свободного полёта, чтобы солнце не светило постоянно на одну сторону ступени, это позволяет поддерживать единую температуру для всего топлива,
  • для осаждения топлива в нижнюю часть баков (перед запуском двигателя и с целью снижения его испарения в фазе свободного полёта) до этого использовались гидразиновые двигатели, но запаса топлива не хватило бы на многочасовую миссию, поэтому для этого используются газы испаряющихся компонентов топлива,
  • установлены увеличенная литий-ионная батарея для длительного поддержания энергообеспечения ступени и высокопроизводительная антенна для обеспечения надёжного поступления необходимых данных состояния ступени даже при достижении высоты геостационарной орбиты.

Для повышения точности выведения полезной нагрузки на орбиту двигатель второй ступени получил способность к дросселированию до 60 % от максимальной тяги.

Кроме того, значительно снижена перегрузка, оказываемая на полезную нагрузку, за счёт новой не пиротехнической системы отстыковки космического аппарата.

Впервые обновлённая вторая ступень использована во время 29-го запуска 24 ноября 2015 года.

Головной обтекатель

Стандартный, наиболее часто используемый обтекатель (4S, англ. short — «короткий») имеет диаметр 4 м, длину 12 м и вес 1400 кг. Также может быть использован пятиметровый короткий обтекатель (5S) и удлинённый вариант четырёхметрового обтекателя (4/4D-LC) для одновременного запуска двух крупных спутников.

Варианты ракеты-носителя «H-IIA»

Версия запускаемой ракеты-носителя обозначается в трёх или четырёх цифрах.

  • Первая цифра обозначает количество ступеней ракеты-носителя и всегда равна 2.
  • Вторая цифра обозначает количество жидкотопливных ускорителей (LRB, liquid rocket booster) и может быть 0, 1 и 2. На практике всегда 0, поскольку такие ускорители не используются.
  • Третья цифра обозначает количество твердотопливных ускорителей [яп.] (SRB, solid rocket booster) и может быть 2 или 4.
  • Четвёртая цифра (используется при необходимости) обозначает количество твердотопливных ускорителей [англ.] (SSB, solid strap-on booster) и может быть 2 или 4.

В эксплуатации находятся только версии 202 и 204. Версии 2022 и 2024 сняты с эксплуатации, в последний раз были запущены в 2007 и 2008 году соответственно.

image

Таблица характеристик версий ракеты-носителя

Версии Действующие Сняты с эксплуатации Отменены
H2A202 H2A204 H2A2022 H2A2024 H2A212 H2A222
Масса (т) 289 443 321 351 403 520
ПН на ГПО-1830 (т) 4 5,95 4,5 5 7,5 9,5
ПН на ГПО-1500 (т) 2,97 4,82 - - - -
ПН на НОО (т) 10 15 - - - -
Ускорители SRB-A 2 4 2 2 2 2
SSB - - 2 4 - -
LRB - - - - 1 2

Данные полезной нагрузки на 31 октября 2015 года с учётом стандартного обтекателя (4S) и улучшенной второй ступени.

Развитие ракеты-носителя

Основная статья: H-IIB (ракета-носитель)

Результатом усилий JAXA по дальнейшему развитию своих ракет-носителей (в частности по увеличению диаметра бака для криогенного топлива в целях увеличения массы выводимой полезной нагрузки) стало создание ракеты-носителя H-IIB, первый запуск которой был произведён 10 сентября 2009 года. С его помощью на околоземную орбиту к Международной космический станции был доставлен первый японский транспортный корабль «HTV».

В дальнейшем, после 2020 года, планируется заменить H-IIA ракетой-носителем H3.

Первый запуск ракеты H3 должен был состояться 17 февраля 2023 года, но его остановили из-за несработавших твердотопливных ускорителей. Следующий запуск 7 марта закончился неудачей — полёт пришлось прервать из-за отказа двигателя второй ступени и невозможности спрогнозировать успешное завершение миссии. В апреле Японское агентство аэрокосмических исследований решило отложить все запуски ракет H-IIA из-за неполадок с носителем H3.

Запуски

Полёт Дата (UTC) Версия Полезная нагрузка
(имя) 		Орбита Итог
TF1 29 августа 2001, 07:00 202 image VEP 2
image LRE 		ГПО Успех
TF2 4 февраля 2002, 02:45 2024 image VEP 3
image (Цубаса)
image DASH 		ГПО Успех
F3 10 сентября 2002, 08:20 2024 image
image (Кодама) 		ГПО Успех
F4 14 декабря 2002, 01:31 202 image ADEOS 2 (Мидори 2)
image WEOS (Канта-кун)
image 1
image MicroLabSat 1 		ССО Успех
F5 28 марта 2003, 01:27 2024 image IGS-Optical 1
image IGS-Radar 1 		НОО Успех
F6 29 ноября 2003, 04:33 2024 image IGS-Optical 2
image IGS-Radar 2 		НОО Неудача
F7 26 февраля 2005, 09:25 2022 image (Химавари 6) ГПО Успех
F8 24 января 2006, 01:33 2022 image DAICHI (Дайти) (ALOS) ССО Успех
F9 18 февраля 2006, 06:27 2024 image (Химавари 7) ГПО Успех
F10 11 сентября 2006, 04:35 202 image IGS-Optical 2 НОО Успех
F11 18 декабря 2006, 06:32 204 image ETS-VIII (Кику-8) ГПО Успех
F12 24 февраля 2007, 04:41 2024 image IGS-Radar 2
image IGS-Optical 3V 		НОО Успех
F13 14 сентября 2007, 01:31 2022 image SELENE (Кагуя) к Луне Успех
F14 23 февраля 2008, 08:55 2024 image (Кизуна) ГПО Успех
F15 23 января 2009, 12:54 202 image GOSAT (Ибуки)
image
image STARS (Kūkai)
image KKS-1 (Кисэки)
image PRISM (Хитоми)
image -1 (Майдо 1)
image SORUNSAT-1 (Кагаяки)
image SPRITE-SAT (Райдзин) 		ССО Успех
F16 28 ноября 2009, 01:21 202 image IGS Optical 3
 НОО Успех
F17 20 мая 2010, 21:58 202 image PLANET-C (Акацуки)
image IKAROS
image
image (J-POD)
image (J-POD)
image (J-POD) 		к Венере Успех
F18 11 сентября 2010, 11:17 202 image (Митибики) ГПО -> QZO Успех
F19 23 сентября 2011, 04:36 202 image IGS-Optical 4 НОО Успех
F20 12 декабря 2011, 01:21 202 image IGS-Radar 3 НОО Успех
F21 17 мая 2012, 16:39 202 image (Shizuku)
image (Arirang 3)
image
image 		ССО Успех
F22 27 января 2013, 04:40 202 image IGS-Radar 4
image IGS-Optical 5V 		НОО Успех
F23 27 февраля 2014, 18:37 202 image image [англ.]
image [англ.] (ShindaiSat)
image [англ.] (GENNAI)
image [англ.]
image [англ.] (Hayato 2)
image [англ.]
image [англ.] (ARTSAT 1)
image [англ.] (Yui) 		ССО Успех
F24 24 мая 2014, 03:05 202 image [англ.] (ALOS-2)
image [англ.]
image [англ.]
image SOCRATES
image 		ССО Успех
F25 7 октября 2014, 05:16 202 image Himawari 8 (Химавари-8) ГПО Успех
F26 3 декабря 2014, 4:22 202 image Hayabusa2 (Хаябуса-2)
image Sinen 2
image Despatch (Artsat 2)
image Procyon 		ГЦО Успех
F27 1 февраля 2015, 01:21 202 image IGS-Radar Spare НОО Успех
F28 26 марта 2015, 01:21 202 image IGS-Optical 5 НОО Успех
F29 24 ноября 2015, 06:15 204 image Telstar 12 VANTAGE ГПО Успех
F30 17 февраля 2016, 08:45 202 imageimage Hitomi (Хитоми) (Astro-H)
image Kinshachi 2 (ChubuSat 2)
image Kinshachi 3 (ChubuSat 3)
image AEGIS (Horyu 4) 		НОО Успех
F31 2 ноября 2016, 06:20 202 image Himawari 9 (Химавари-9) ГПО Успех
F32 24 января 2017, 07:44 204 image Kirameki-2 (Кирамэки-2) (DSN-2) ГПО Успех
F33 17 марта 2017, 01:20 202 image IGS-Radar 5 НОО Успех
F34 1 июня 2017, 0:17 202 image Michibiki-2 (Митибики-2) (QZS-2) ГПО -> QZO Успех
F35 19 августа 2017, 05:29 204 image Michibiki-3 (Митибики-3) (QZS-3) ГПО -> ГСО Успех
F36 9 октября 2017, 22:01 202 image Michibiki-4 (Митибики-4) (QZS-4) ГПО -> QZO Успех
F37 23 декабря 2017, 01:26 202 image SHIKISAI (Сикисай) (GCOM-C)
image TSUBAME (Цубамэ) (SLATS) 		ССО
НОО 		Успех
F38 27 февраля 2018, 04:34 202 image IGS-Optical 6 НОО Успех
F39 12 июня 2018, 04:20 202 image IGS-Radar 6 НОО Успех
F40 29 октября 2018, 03:20 202 image IBUKI-2 (Ибуки-2) (GOSAT-2)
image [англ.]
image/image [англ.]
image [англ.]
image Aoi (Stars-AO) (1U)
image AUTcube-2 (1U) 		ССО Успех
F41 9 февраля 2020, 01:43 202 image IGS-Optical 7 НОО Успех
F42 19 июля 2020, 21:58 202 image Emirates Mars Mission (Hope, Al-Amal) Марс Успех
F43 29 ноября 2020, 07:25 202 image JDRS-1 ГСО Успех
F44 26 октября 2021, 02:19:37 202 image QZS-1R Успех
F45 22 декабря 2021, 15:32:00 204 image Inmarsat-6 F1 Успех
F46 26 января 2023, 01:50:21 202 image IGS-Radar 7 Успех
F47 6 сентября 2023, 23:42:11 202 image SLIM
image XRISM 		Успех
F48 12 января 2024, 04:44:26 202 image IGS-Optical 8 Успех

Примечания

  1. Japanese launch fails (англ.). Spaceflight Now (29 ноября 2013). Дата обращения: 10 октября 2006. 16 марта 2006 года.
  2. H-IIA Launch Vehicle на сайте JAXA (англ.). JAXA. Дата обращения: 7 января 2017. 7 января 2017 года.
  3. H-IIA Launch Vehicle (брошюра) (англ.). JAXA (31 октября 2015). Дата обращения: 7 января 2017. 4 августа 2017 года.
  4. H-IIA 202 Launch Vehicle (англ.). Spaceflight101. Дата обращения: 7 января 2017. 22 декабря 2016 года.
  5. SRB-A (яп.). JAXA. (недоступная ссылка)
  6. . JAXA (29 ноября 2003). Дата обращения: 19 июня 2013. Архивировано из оригинала 25 сентября 2011 года.
  7. H-ⅡA Upgrade (брошюра) (англ.). JAXA (31 октября 2015). Дата обращения: 7 января 2017. 13 мая 2016 года.
  8. H-IIA UPGRADE на сайте JAXA (англ.). JAXA. Дата обращения: 7 января 2017. 8 января 2017 года.
  9. H-2A (англ.). Gunter's Space Page. Дата обращения: 7 января 2017. 19 августа 2017 года.
  10. . NIKKEI NET
  11. Запуск новой японской ракеты закончился неудачей. Лента.ру. — новость. Дата обращения: 10 апреля 2023. 11 апреля 2023 года.
  12. Япония отложила все запуски ракет H-2A. Лента.ру. — новость. Дата обращения: 10 апреля 2023. 11 апреля 2023 года.
  13. Launch Result of the IBUKI (GOSAT) by H-IIA Launch Vehicle No. 15. MHI and JAXA (23 января 2009). Архивировано из оригинала 21 января 2012 года.
  14. H-IIA F16. Sorae. Архивировано из оригинала 21 января 2012 года.
  15. Launch Result of the Venus Climate Orbiter "AKATSUKI" (PLANET-C) aboard H-IIA Launch Vehicle No.17. JAXA (21 мая 2010). Архивировано из оригинала 21 января 2012 года.
  16. . Mitsubishi Heavy Industries. Дата обращения: 15 апреля 2012. Архивировано из оригинала 15 октября 2017 года.
  17. Japanese H-IIA rocket successfully lofts GPM Core (англ.). Дата обращения: 28 февраля 2014. 2 марта 2014 года.
  18. Japanese HII-A successfully launches ALOS-2 mission (англ.). nasaspaceflight.com. Дата обращения: 23 мая 2014. 26 мая 2014 года.
  19.  (англ.). nasaspaceflight.com. Дата обращения: 6 октября 2014. Архивировано из оригинала 7 октября 2014 года.
  20. . Mitsubishi Electric. Дата обращения: 2 сентября 2014. Архивировано из оригинала 8 октября 2014 года.
  21.  (англ.). spaceflight101.com. Дата обращения: 3 декабря 2014. Архивировано из оригинала 3 декабря 2014 года.
  22.  (англ.). spaceflight101.com. Дата обращения: 1 февраля 2015. Архивировано из оригинала 1 февраля 2015 года.
  23.  (англ.). spaceflight101.com. Дата обращения: 26 марта 2015. Архивировано из оригинала 26 марта 2015 года.
  24. Japanese H-IIA successfully lofts Telstar 12V (англ.). nasaspaceflight.com. Дата обращения: 24 ноября 2015. 24 ноября 2015 года.
  25. Видео: Launch of Telstar 12 VANTAGE/H-IIA F29. Дата обращения: 28 сентября 2017. 25 декабря 2017 года.
  26.  (англ.). JAXA (2 ноября 2016). Архивировано из оригинала 2 ноября 2016 года.
  27. Видео: The live broadcast of the Himawari-9/H-IIA F31 launch. Дата обращения: 2 ноября 2016. 2 ноября 2016 года.
  28. "Япония успешно запустила ракету H-IIA с метеорологическим спутником "Химавари-9"". ТАСС. 4 ноября 2016. Дата обращения: 2 ноября 2016.
  29. Launch Results of the H-IIA Launch Vehicle No. 32 with X-band defense communication satellite-2 on Board (англ.). JAXA (24 января 2017). Дата обращения: 24 января 2017. 26 января 2017 года.
  30. Japan puts its first military communications satellite into orbit (англ.). Spaceflight Now (24 января 2017). Дата обращения: 24 января 2017. 25 января 2017 года.
  31. H-2A rocket launches with Japanese radar reconnaissance craft (англ.). Spaceflight Now (17 марта 2017). Дата обращения: 17 марта 2017. 17 марта 2017 года.
  32. Successful H-IIA Launch delivers second Member of Japan’s GPS Augmentation Constellation (англ.). Spaceflight101 (1 июня 2017). Дата обращения: 1 июня 2017. 1 июня 2017 года.
  33. H-IIA Rocket Deploys Japan’s Third Quasi-Zenith Navigation Augmentation Satellite (англ.). Spaceflight101 (19 августа 2017). Дата обращения: 19 августа 2017. 19 августа 2017 года.
  34. Japan’s H-2A conducts QZSS-4 launch (англ.). NASA Spaceflight (9 октября 2017). Дата обращения: 9 октября 2017. 10 октября 2017 года.
  35. Japanese H-IIA Rocket Fires Into Orbit with Climate Change Satellite & Super-Low Altitude Testbed (англ.). Spaceflight101 (23 декабря 2017). Дата обращения: 23 декабря 2017. 23 декабря 2017 года.
  36. Japan’s H-IIA Rocket Sends IGS Optical 6 Reconnaissance Satellite into Orbit (англ.). Spaceflight101 (27 февраля 2018). Дата обращения: 27 февраля 2018. 28 февраля 2018 года.
  37. Japan’s H-IIA rocket launches IGS Radar 6 (англ.). NASASpaceflight (12 июня 2018). Дата обращения: 12 июня 2018. 12 июня 2018 года.
  38. Ракета с японским спутником двойного назначения стартовала на орбиту. Интерфакс (9 февраля 2020). Дата обращения: 10 февраля 2020. 9 февраля 2020 года.
  39. [1] от 20 марта 2020 на Wayback Machine // РБК

Ссылки

  • Japan Prepares for Crucial Rocket Launch. SPACE.com. Дата обращения: 16 февраля 2005. 6 сентября 2005 года.
  • H-IIA Expendable Launch Vehicle. SPACEandTECH. Дата обращения: 16 февраля 2005. Архивировано из оригинала 21 января 2012 года.
  •  (англ.)
  •  (англ.)
  •  (англ.)
  •  (англ.)

Википедия, чтение, книга, библиотека, поиск, нажмите, истории, книги, статьи, wikipedia, учить, информация, история, скачать, скачать бесплатно, mp3, видео, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, картинка, музыка, песня, фильм, игра, игры, мобильный, телефон, Android, iOS, apple, мобильный телефон, Samsung, iphone, xiomi, xiaomi, redmi, honor, oppo, nokia, sonya, mi, ПК, web, Сеть, компьютер

U etogo termina sushestvuyut i drugie znacheniya sm H II H IIA ejch dva ej yaponskaya raketa nositel srednego klassa semejstva H II Sozdana po zakazu Yaponskogo agentstva aerokosmicheskih issledovanij JAXA kompaniej Mitsubishi Heavy Industries H IIAPodgotovka k zapusku rakety nositelya H IIA Obshie svedeniya Strana Yaponiya Semejstvo H II Naznachenie raketa nositel Razrabotchik Mitsubishi Heavy Industries Izgotovitel Mitsubishi Heavy Industries Osnovnye harakteristiki Kolichestvo stupenej 2 Dlina s GCh 53 m Diametr 4 m Startovaya massa 202 289 t 204 443 tMassa poleznoj nagruzki na NOO 202 10 000 kg 204 15 000 kg na GPO 1830 202 4000 kg 204 5950 kg na GPO 1500 202 2970 kg 204 4820 kg na SSO 800 km 202 3300 kg Istoriya zapuskov Sostoyanie dejstvuyushaya Mesta zapuska Tanegasima LA Y1Chislo zapuskov 39 202 25 204 4 2022 3 2024 7 uspeshnyh 38 202 25 204 4 2022 3 2024 6 neudachnyh 1 2024 Pervyj zapusk 202 29 avgusta 2001 204 18 dekabrya 2006 2022 26 fevralya 2005 2024 4 fevralya 2002 Poslednij zapusk 6 sentyabrya 2023 SLIM XRISM Uskoritel vse varianty H IIA angl Kolichestvo uskoritelej 2 ili 4 Diametr 2 5 m Marshevyj dvigatel RDTT angl Tyaga 5040 kN 2 uskoritelya Udelnyj impuls 283 s Vremya raboty 100 s Toplivo HTPB Uskoritel H IIA 2022 2024 SSB snyaty s ekspluatacii Kolichestvo uskoritelej 2 ili 4 Marshevyj dvigatel RDTT angl Tyaga 1490 kN 2 uskoritelya Udelnyj impuls 282 s Vremya raboty 60 c Toplivo HTPB Pervaya stupen Marshevyj dvigatel angl Tyaga 1098 kN Udelnyj impuls 440 c Vremya raboty 390 s Goryuchee zhidkij vodorod Okislitel zhidkij kislorod Vtoraya stupen Marshevyj dvigatel angl Tyaga 137 kN Udelnyj impuls 448 s Vremya raboty 530 s Goryuchee zhidkij vodorod Okislitel zhidkij kislorod Mediafajly na Vikisklade Raketa H IIA yavlyaetsya dalnejshim razvitiem rakety nositelya H II kotoraya byla znachitelno modificirovana udalos snizit massu i kolichestvo detalej chto pozvolilo povysit nadyozhnost i vdvoe snizit stoimost zapuskov Byli sozdany chetyre varianta nositelya H IIA dlya razlichnogo spektra primenenij pozvolyayushie zapuskat sputniki na raznye orbity vklyuchaya nizkuyu okolozemnuyu solnechno sinhronnuyu i geoperehodnuyu Startovyj kompleks raspolozhen v Kosmicheskom centre Tanegasima Vpervye raketa etogo tipa byla zapushena 29 avgusta 2001 goda Shestoj zapusk 29 noyabrya 2003 goda okonchilsya neudachej privedshej k potere dvuh razvedyvatelnyh sputnikov prednaznachennyh dlya nablyudeniya za territoriej Severnoj Korei 14 sentyabrya 2007 goda raketa nositel byla ispolzovana dlya vyvoda na orbitu Luny yaponskogo issledovatelskogo apparata SELENE 20 maya 2010 goda raketoj byl zapushen issledovatelskij zond PLANET C Akacuki dlya izucheniya atmosfery Venery Nachinaya s trinadcatogo zapuska JAXA peredala osnovnye ekspluatacionnye funkcii po zapusku rakety kompanii Mitsubishi Heavy Industries ostaviv za soboj tolko obshij nadsmotr dlya soblyudeniya bezopasnosti pri zapuske i vo vremya polyota KonstrukciyaZa schyot ispolzovaniya kompozitnyh materialov iz ugleroda udalos snizit massu i kolichestvo detalej Pervaya stupen Pervaya stupen rakety nositelya H IIA ispolzuet kriogennye komponenty topliva zhidkij vodorod v kachestve goryuchego i zhidkij kislorod v kachestve okislitelya s temperaturami 253 C i 183 C sootvetstvenno Toplivnye baki vypolneny iz alyuminievogo splava promezhutochnaya sekciya v verhnej chasti stupeni sdelana iz kompozitnogo materiala alyuminievaya osnova pokrytaya ugleplastikom Vysota stupeni sostavlyaet 37 2 m diametr 4 m startovaya massa 114 t iz kotoryh 101 1 toplivo Ispolzuet odin zhidkostnyj raketnyj dvigatel modificirovannyj dvigatel LE 7 rakety predshestvennicy H II Hotya tehnicheskie pokazateli modificirovannogo dvigatelya izmenilis neznachitelno izmeneniya znachitelno uprostili process ego sborki Tyaga dvigatelya sostavlyaet 1098 kN udelnyj impuls 440 s Kontrol vektora tyagi obespechivaetsya otkloneniem dvigatelya ot centralnoj osi Dlya stabilizacii topliva v toplivnyh bakah i podderzhaniya ego rabochego davleniya ispolzuetsya szhatyj gelij soderzhashijsya v tryoh 84 litrovyh ballonah pod davleniem 308 bar Vremya raboty stupeni sostavlyaet 390 sekund posle chego proishodit eyo otstykovka ot vtoroj stupeni Uskoriteli Na H IIA ispolzovalis 2 vida tverdotoplivnyh raketnyh uskoritelej kotorye prisoedineny po bokam pervoj stupeni i obespechivayut osnovnuyu tyagu rakety nositelya vo vremya zapuska 4 raznyh varianta rakety nositelya opredelyalis razlichnoj konfiguraciej vidov i kolichestva ustanovlennyh tverdotoplivnyh uskoritelej Takzhe v hode razrabotki rakety nositelya rassmatrivalas vozmozhnost ispolzovaniya dopolnitelnyh zhidkotoplivnyh uskoritelej sozdavaemyh na baze pervoj stupeni s dvigatelem LE 7A no eti plany byli otmeneny v polzu razvitiya rakety nositelya H IIB SRB A Dva ili chetyre tverdotoplivnyh uskoritelya angl angl solid rocker booster proizvodstva kompanii IHI Corporation ustanavlivayutsya na vseh versiyah rakety nositelya V otlichie ot predshestvennika kotoryj ispolzovalsya na H II i imel korpus iz stali SRB A vypolnen iz kompozitnogo materiala s primeneniem uglevolokna chto pozvolilo snizit ego ves i povysit prochnost Pervonachalnaya versiya dvigatelya ispolzovalas v pervyh shesti zapuskah Vo vremya shestogo v noyabre 2003 goda v rezultate lokalnoj erozii sopla odnogo iz uskoritelej byla razrushena sistema krepleniya chto ne pozvolilo emu otsoedinitsya ot pervoj stupeni Ves uskoritelya pomeshal rakete nositelyu dostich neobhodimoj skorosti i vysoty v rezultate ona byla likvidirovana po komande s Zemli Ishodya iz rezultatov rassledovaniya prichin avarii byla provedena modifikaciya uskoritelya v chastnosti izmenena forma sopla dlya snizheniya temperaturnoj nagruzki s toj zhe celyu snizhena tyaga i uvelicheno vremya goreniya Uluchshennyj dvigatel ispolzovalsya s sedmogo po semnadcatyj zapuski no v svyazi s tem chto problema s eroziej sopla ne byla reshena okonchatelno posledoval perehod na nyneshnyuyu versiyu SRB A3 Putyom provedeniya eshyo odnoj modifikacii sopla udalos izbavitsya ot problem s eroziej pervyj zapusk s uskoritelyami SRB A3 byl vypolnen 11 sentyabrya 2010 goda Vysota uskoritelya sostavlyaet 15 1 m diametr 2 5 m startovaya massa pary uskoritelej 151 t Maksimalnaya tyaga dvuh uskoritelej dostigaet 5040 kN udelnyj impuls 283 6 s vremya raboty 100 s Ispolzuetsya toplivo na osnove HTPB Sushestvuet dva varianta uskoritelya SRB A3 oni vybirayutsya v zavisimosti ot potrebnostej konkretnoj missii pervyj obespechivaet bolee vysokuyu tyagu s bolee korotkim goreniem vtoroj prodolzhitelnoe gorenie so snizhennoj tyagoj SSB SSB sokrashenie ot angl solid strap on booster V versiyah rakety nositelya 2022 i 2024 dopolnitelno k dvum uskoritelyam SRB A ispolzovalis sootvetstvenno 2 ili 4 modificirovannyh tverdotoplivnyh uskoritelya angl proizvodstva kompanii Alliant Techsystems ATK Ispolzovanie etih uskoritelej prekrasheno s celyu umensheniya kolichestva versij rakety nositelya do dvuh dlya snizheniya finansovyh zatrat na obsluzhivanie Diametr uskoritelej sostavlyal 1 02 m vysota 14 9 m startovaya massa pary uskoritelej 31 t Tyaga pary uskoritelej 1490 kN udelnyj impuls 282 s vremya raboty 60 sek Tak zhe ispolzuetsya toplivo na osnove HTPB Vtoraya stupen Stroenie vtoroj stupeni povtoryaet osnovnye cherty pervoj dlya snizheniya proizvodstvennyh zatrat Toplivnye baki vypolneny iz alyuminievogo splava v kachestve topliva ispolzuyutsya zhidkij vodorod i zhidkij kislorod Vysota stupeni sostavlyaet 9 2 m diametr 4 m startovyj ves 20 t iz kotoryh toplivo 16 9 t Na stupen ustanovlen odin zhidkostnyj raketnyj dvigatel angl proizvodnyj ot dvigatelya LE 5A ustanavlivaemogo na rakete H II Tyaga dvigatelya sostavlyaet 137 kN udelnyj impuls 448 s Dvigatel mozhet byt perezapushen mnogokratno chto pozvolyaet vyvodit poleznuyu nagruzku na raznye orbity v hode odnogo zapuska Obshee vremya raboty dvigatelya do 530 sekund Kontrol vektora tyagi po tangazhu i ryskaniyu obespechivaetsya otkloneniem dvigatelya dlya kontrolya vrasheniya ispolzuyutsya malenkie gidrazinovye dvigateli Modernizaciya stupeni 2015 goda V 2015 godu provedeno usovershenstvovanie vtoroj stupeni glavnoj celyu kotorogo yavlyaetsya obespechenie vozmozhnosti proizvodit vyvedenie sputnikov na geoperehodnuyu orbitu s ostatochnym byudzhetom delta v v 1500 m s do geostacionarnoj orbity do etogo sputniki vyvodilis na orbitu s ostatochnym delta v v 1830 m s Metodika uluchshennogo vyvedeniya podrazumevaet povyshenie perigeya orbity so standartnyh 250 km do 2700 km tremya zapuskami dvigatelya vtoroj stupeni vmesto standartnyh dvuh tretemu zapusku dvigatelya predshestvuet dlitelnyj 4 chasa period svobodnogo polyota stupeni Dlya podderzhaniya rabotosposobnosti stupeni v techenie etogo perioda byli proizvedeny takie izmeneniya stupen pokryta specialnoj beloj kraskoj dlya otrazheniya solnechnogo sveta i snizheniya urovnya ispareniya kriogennogo topliva v bakah ustanovlena novaya sistema zaholazhivaniya dvigatelya pered zapuskom na tret snizhayushaya rashod zhidkogo kisloroda vo vremya etogo processa ispolzuetsya postoyannoe vrashenie stupeni v techenie svobodnogo polyota chtoby solnce ne svetilo postoyanno na odnu storonu stupeni eto pozvolyaet podderzhivat edinuyu temperaturu dlya vsego topliva dlya osazhdeniya topliva v nizhnyuyu chast bakov pered zapuskom dvigatelya i s celyu snizheniya ego ispareniya v faze svobodnogo polyota do etogo ispolzovalis gidrazinovye dvigateli no zapasa topliva ne hvatilo by na mnogochasovuyu missiyu poetomu dlya etogo ispolzuyutsya gazy isparyayushihsya komponentov topliva ustanovleny uvelichennaya litij ionnaya batareya dlya dlitelnogo podderzhaniya energoobespecheniya stupeni i vysokoproizvoditelnaya antenna dlya obespecheniya nadyozhnogo postupleniya neobhodimyh dannyh sostoyaniya stupeni dazhe pri dostizhenii vysoty geostacionarnoj orbity Dlya povysheniya tochnosti vyvedeniya poleznoj nagruzki na orbitu dvigatel vtoroj stupeni poluchil sposobnost k drosselirovaniyu do 60 ot maksimalnoj tyagi Krome togo znachitelno snizhena peregruzka okazyvaemaya na poleznuyu nagruzku za schyot novoj ne pirotehnicheskoj sistemy otstykovki kosmicheskogo apparata Vpervye obnovlyonnaya vtoraya stupen ispolzovana vo vremya 29 go zapuska 24 noyabrya 2015 goda Golovnoj obtekatel Standartnyj naibolee chasto ispolzuemyj obtekatel 4S angl short korotkij imeet diametr 4 m dlinu 12 m i ves 1400 kg Takzhe mozhet byt ispolzovan pyatimetrovyj korotkij obtekatel 5S i udlinyonnyj variant chetyryohmetrovogo obtekatelya 4 4D LC dlya odnovremennogo zapuska dvuh krupnyh sputnikov Varianty rakety nositelya H IIA Versiya zapuskaemoj rakety nositelya oboznachaetsya v tryoh ili chetyryoh cifrah Pervaya cifra oboznachaet kolichestvo stupenej rakety nositelya i vsegda ravna 2 Vtoraya cifra oboznachaet kolichestvo zhidkotoplivnyh uskoritelej LRB liquid rocket booster i mozhet byt 0 1 i 2 Na praktike vsegda 0 poskolku takie uskoriteli ne ispolzuyutsya Tretya cifra oboznachaet kolichestvo tverdotoplivnyh uskoritelej yap SRB solid rocket booster i mozhet byt 2 ili 4 Chetvyortaya cifra ispolzuetsya pri neobhodimosti oboznachaet kolichestvo tverdotoplivnyh uskoritelej angl SSB solid strap on booster i mozhet byt 2 ili 4 V ekspluatacii nahodyatsya tolko versii 202 i 204 Versii 2022 i 2024 snyaty s ekspluatacii v poslednij raz byli zapusheny v 2007 i 2008 godu sootvetstvenno Tablica harakteristik versij rakety nositelya Versii Dejstvuyushie Snyaty s ekspluatacii Otmeneny H2A202 H2A204 H2A2022 H2A2024 H2A212 H2A222 Massa t 289 443 321 351 403 520 PN na GPO 1830 t 4 5 95 4 5 5 7 5 9 5 PN na GPO 1500 t 2 97 4 82 PN na NOO t 10 15 Uskoriteli SRB A 2 4 2 2 2 2 SSB 2 4 LRB 1 2 Dannye poleznoj nagruzki na 31 oktyabrya 2015 goda s uchyotom standartnogo obtekatelya 4S i uluchshennoj vtoroj stupeni Razvitie rakety nositelyaOsnovnaya statya H IIB raketa nositel Rezultatom usilij JAXA po dalnejshemu razvitiyu svoih raket nositelej v chastnosti po uvelicheniyu diametra baka dlya kriogennogo topliva v celyah uvelicheniya massy vyvodimoj poleznoj nagruzki stalo sozdanie rakety nositelya H IIB pervyj zapusk kotoroj byl proizvedyon 10 sentyabrya 2009 goda S ego pomoshyu na okolozemnuyu orbitu k Mezhdunarodnoj kosmicheskij stancii byl dostavlen pervyj yaponskij transportnyj korabl HTV V dalnejshem posle 2020 goda planiruetsya zamenit H IIA raketoj nositelem H3 Pervyj zapusk rakety H3 dolzhen byl sostoyatsya 17 fevralya 2023 goda no ego ostanovili iz za nesrabotavshih tverdotoplivnyh uskoritelej Sleduyushij zapusk 7 marta zakonchilsya neudachej polyot prishlos prervat iz za otkaza dvigatelya vtoroj stupeni i nevozmozhnosti sprognozirovat uspeshnoe zavershenie missii V aprele Yaponskoe agentstvo aerokosmicheskih issledovanij reshilo otlozhit vse zapuski raket H IIA iz za nepoladok s nositelem H3 ZapuskiPolyot Data UTC Versiya Poleznaya nagruzka imya Orbita Itog TF1 29 avgusta 2001 07 00 202 VEP 2 LRE GPO Uspeh TF2 4 fevralya 2002 02 45 2024 VEP 3 Cubasa DASH GPO Uspeh F3 10 sentyabrya 2002 08 20 2024 Kodama GPO Uspeh F4 14 dekabrya 2002 01 31 202 ADEOS 2 Midori 2 WEOS Kanta kun 1 MicroLabSat 1 SSO Uspeh F5 28 marta 2003 01 27 2024 IGS Optical 1 IGS Radar 1 NOO Uspeh F6 29 noyabrya 2003 04 33 2024 IGS Optical 2 IGS Radar 2 NOO Neudacha F7 26 fevralya 2005 09 25 2022 Himavari 6 GPO Uspeh F8 24 yanvarya 2006 01 33 2022 DAICHI Dajti ALOS SSO Uspeh F9 18 fevralya 2006 06 27 2024 Himavari 7 GPO Uspeh F10 11 sentyabrya 2006 04 35 202 IGS Optical 2 NOO Uspeh F11 18 dekabrya 2006 06 32 204 ETS VIII Kiku 8 GPO Uspeh F12 24 fevralya 2007 04 41 2024 IGS Radar 2 IGS Optical 3V NOO Uspeh F13 14 sentyabrya 2007 01 31 2022 SELENE Kaguya k Lune Uspeh F14 23 fevralya 2008 08 55 2024 Kizuna GPO Uspeh F15 23 yanvarya 2009 12 54 202 GOSAT Ibuki STARS Kukai KKS 1 Kiseki PRISM Hitomi 1 Majdo 1 SORUNSAT 1 Kagayaki SPRITE SAT Rajdzin SSO Uspeh F16 28 noyabrya 2009 01 21 202 IGS Optical 3 NOO Uspeh F17 20 maya 2010 21 58 202 PLANET C Akacuki IKAROS J POD J POD J POD k Venere Uspeh F18 11 sentyabrya 2010 11 17 202 Mitibiki GPO gt QZO Uspeh F19 23 sentyabrya 2011 04 36 202 IGS Optical 4 NOO Uspeh F20 12 dekabrya 2011 01 21 202 IGS Radar 3 NOO Uspeh F21 17 maya 2012 16 39 202 Shizuku Arirang 3 SSO Uspeh F22 27 yanvarya 2013 04 40 202 IGS Radar 4 IGS Optical 5V NOO Uspeh F23 27 fevralya 2014 18 37 202 angl angl ShindaiSat angl GENNAI angl angl Hayato 2 angl angl ARTSAT 1 angl Yui SSO Uspeh F24 24 maya 2014 03 05 202 angl ALOS 2 angl angl SOCRATES SSO Uspeh F25 7 oktyabrya 2014 05 16 202 Himawari 8 Himavari 8 GPO Uspeh F26 3 dekabrya 2014 4 22 202 Hayabusa2 Hayabusa 2 Sinen 2 Despatch Artsat 2 Procyon GCO Uspeh F27 1 fevralya 2015 01 21 202 IGS Radar Spare NOO Uspeh F28 26 marta 2015 01 21 202 IGS Optical 5 NOO Uspeh F29 24 noyabrya 2015 06 15 204 Telstar 12 VANTAGE GPO Uspeh F30 17 fevralya 2016 08 45 202 Hitomi Hitomi Astro H Kinshachi 2 ChubuSat 2 Kinshachi 3 ChubuSat 3 AEGIS Horyu 4 NOO Uspeh F31 2 noyabrya 2016 06 20 202 Himawari 9 Himavari 9 GPO Uspeh F32 24 yanvarya 2017 07 44 204 Kirameki 2 Kirameki 2 DSN 2 GPO Uspeh F33 17 marta 2017 01 20 202 IGS Radar 5 NOO Uspeh F34 1 iyunya 2017 0 17 202 Michibiki 2 Mitibiki 2 QZS 2 GPO gt QZO Uspeh F35 19 avgusta 2017 05 29 204 Michibiki 3 Mitibiki 3 QZS 3 GPO gt GSO Uspeh F36 9 oktyabrya 2017 22 01 202 Michibiki 4 Mitibiki 4 QZS 4 GPO gt QZO Uspeh F37 23 dekabrya 2017 01 26 202 SHIKISAI Sikisaj GCOM C TSUBAME Cubame SLATS SSO NOO Uspeh F38 27 fevralya 2018 04 34 202 IGS Optical 6 NOO Uspeh F39 12 iyunya 2018 04 20 202 IGS Radar 6 NOO Uspeh F40 29 oktyabrya 2018 03 20 202 IBUKI 2 Ibuki 2 GOSAT 2 angl angl angl Aoi Stars AO 1U AUTcube 2 1U SSO Uspeh F41 9 fevralya 2020 01 43 202 IGS Optical 7 NOO Uspeh F42 19 iyulya 2020 21 58 202 Emirates Mars Mission Hope Al Amal Mars Uspeh F43 29 noyabrya 2020 07 25 202 JDRS 1 GSO Uspeh F44 26 oktyabrya 2021 02 19 37 202 QZS 1R Uspeh F45 22 dekabrya 2021 15 32 00 204 Inmarsat 6 F1 Uspeh F46 26 yanvarya 2023 01 50 21 202 IGS Radar 7 Uspeh F47 6 sentyabrya 2023 23 42 11 202 SLIM XRISM Uspeh F48 12 yanvarya 2024 04 44 26 202 IGS Optical 8 Uspeh Primechaniya Japanese launch fails angl Spaceflight Now 29 noyabrya 2013 Data obrasheniya 10 oktyabrya 2006 16 marta 2006 goda H IIA Launch Vehicle na sajte JAXA angl JAXA Data obrasheniya 7 yanvarya 2017 7 yanvarya 2017 goda H IIA Launch Vehicle broshyura angl JAXA 31 oktyabrya 2015 Data obrasheniya 7 yanvarya 2017 4 avgusta 2017 goda H IIA 202 Launch Vehicle angl Spaceflight101 Data obrasheniya 7 yanvarya 2017 22 dekabrya 2016 goda SRB A yap JAXA nedostupnaya ssylka neopr JAXA 29 noyabrya 2003 Data obrasheniya 19 iyunya 2013 Arhivirovano iz originala 25 sentyabrya 2011 goda H A Upgrade broshyura angl JAXA 31 oktyabrya 2015 Data obrasheniya 7 yanvarya 2017 13 maya 2016 goda H IIA UPGRADE na sajte JAXA angl JAXA Data obrasheniya 7 yanvarya 2017 8 yanvarya 2017 goda H 2A angl Gunter s Space Page Data obrasheniya 7 yanvarya 2017 19 avgusta 2017 goda NIKKEI NET Zapusk novoj yaponskoj rakety zakonchilsya neudachej rus Lenta ru novost Data obrasheniya 10 aprelya 2023 11 aprelya 2023 goda Yaponiya otlozhila vse zapuski raket H 2A rus Lenta ru novost Data obrasheniya 10 aprelya 2023 11 aprelya 2023 goda Launch Result of the IBUKI GOSAT by H IIA Launch Vehicle No 15 neopr MHI and JAXA 23 yanvarya 2009 Arhivirovano iz originala 21 yanvarya 2012 goda H IIA F16 neopr Sorae Arhivirovano iz originala 21 yanvarya 2012 goda Launch Result of the Venus Climate Orbiter AKATSUKI PLANET C aboard H IIA Launch Vehicle No 17 neopr JAXA 21 maya 2010 Arhivirovano iz originala 21 yanvarya 2012 goda neopr Mitsubishi Heavy Industries Data obrasheniya 15 aprelya 2012 Arhivirovano iz originala 15 oktyabrya 2017 goda Japanese H IIA rocket successfully lofts GPM Core angl Data obrasheniya 28 fevralya 2014 2 marta 2014 goda Japanese HII A successfully launches ALOS 2 mission angl nasaspaceflight com Data obrasheniya 23 maya 2014 26 maya 2014 goda angl nasaspaceflight com Data obrasheniya 6 oktyabrya 2014 Arhivirovano iz originala 7 oktyabrya 2014 goda neopr Mitsubishi Electric Data obrasheniya 2 sentyabrya 2014 Arhivirovano iz originala 8 oktyabrya 2014 goda angl spaceflight101 com Data obrasheniya 3 dekabrya 2014 Arhivirovano iz originala 3 dekabrya 2014 goda angl spaceflight101 com Data obrasheniya 1 fevralya 2015 Arhivirovano iz originala 1 fevralya 2015 goda angl spaceflight101 com Data obrasheniya 26 marta 2015 Arhivirovano iz originala 26 marta 2015 goda Japanese H IIA successfully lofts Telstar 12V angl nasaspaceflight com Data obrasheniya 24 noyabrya 2015 24 noyabrya 2015 goda Video Launch of Telstar 12 VANTAGE H IIA F29 neopr Data obrasheniya 28 sentyabrya 2017 25 dekabrya 2017 goda angl JAXA 2 noyabrya 2016 Arhivirovano iz originala 2 noyabrya 2016 goda Video The live broadcast of the Himawari 9 H IIA F31 launch neopr Data obrasheniya 2 noyabrya 2016 2 noyabrya 2016 goda Yaponiya uspeshno zapustila raketu H IIA s meteorologicheskim sputnikom Himavari 9 TASS 4 noyabrya 2016 Data obrasheniya 2 noyabrya 2016 Launch Results of the H IIA Launch Vehicle No 32 with X band defense communication satellite 2 on Board angl JAXA 24 yanvarya 2017 Data obrasheniya 24 yanvarya 2017 26 yanvarya 2017 goda Japan puts its first military communications satellite into orbit angl Spaceflight Now 24 yanvarya 2017 Data obrasheniya 24 yanvarya 2017 25 yanvarya 2017 goda H 2A rocket launches with Japanese radar reconnaissance craft angl Spaceflight Now 17 marta 2017 Data obrasheniya 17 marta 2017 17 marta 2017 goda Successful H IIA Launch delivers second Member of Japan s GPS Augmentation Constellation angl Spaceflight101 1 iyunya 2017 Data obrasheniya 1 iyunya 2017 1 iyunya 2017 goda H IIA Rocket Deploys Japan s Third Quasi Zenith Navigation Augmentation Satellite angl Spaceflight101 19 avgusta 2017 Data obrasheniya 19 avgusta 2017 19 avgusta 2017 goda Japan s H 2A conducts QZSS 4 launch angl NASA Spaceflight 9 oktyabrya 2017 Data obrasheniya 9 oktyabrya 2017 10 oktyabrya 2017 goda Japanese H IIA Rocket Fires Into Orbit with Climate Change Satellite amp Super Low Altitude Testbed angl Spaceflight101 23 dekabrya 2017 Data obrasheniya 23 dekabrya 2017 23 dekabrya 2017 goda Japan s H IIA Rocket Sends IGS Optical 6 Reconnaissance Satellite into Orbit angl Spaceflight101 27 fevralya 2018 Data obrasheniya 27 fevralya 2018 28 fevralya 2018 goda Japan s H IIA rocket launches IGS Radar 6 angl NASASpaceflight 12 iyunya 2018 Data obrasheniya 12 iyunya 2018 12 iyunya 2018 goda Raketa s yaponskim sputnikom dvojnogo naznacheniya startovala na orbitu neopr Interfaks 9 fevralya 2020 Data obrasheniya 10 fevralya 2020 9 fevralya 2020 goda 1 ot 20 marta 2020 na Wayback Machine RBK Ssylki Mediafajly na Vikisklade Japan Prepares for Crucial Rocket Launch neopr SPACE com Data obrasheniya 16 fevralya 2005 6 sentyabrya 2005 goda H IIA Expendable Launch Vehicle neopr SPACEandTECH Data obrasheniya 16 fevralya 2005 Arhivirovano iz originala 21 yanvarya 2012 goda angl angl angl angl

Дата публикации:
Вершина