MERHABA BEN - H-II

MERHABA BEN
H-ii adeos.gif
ADEOS I'i taşıyan H-II Flight 4'ün lansmanı
İşlev Aracı çalıştır
Üretici firma Mitsubishi Ağır Sanayi
Menşei ülke Japonya
Boy
Boy uzunluğu 49 m (161 ft)
Çap 4 m (13 ft)
Yığın 260.000 kg (570.000 lb)
Aşamalar 2
Kapasite
İçin Taşıma kapasitesi LEO
Yığın 10.060 kg (22.180 lb)
İçin Taşıma kapasitesi GTO
Yığın 3.930 kg (8,660 lb)
ilişkili roketler
türevler H-IIA , H-IIB
karşılaştırılabilir Ariane 4
Başlatma geçmişi
Durum Emekli
Siteleri başlat LC-Y , Tanegashima
Toplam lansman 7
Başarı(lar) 5
Arıza(lar) 1
Kısmi arıza(lar) 1
İlk uçuş 3 Şubat 1994
Son uçuş 15 Kasım 1999
Güçlendiriciler
Güçlendirici yok 2
Motor 1 Katı
itme 1.540 kN (350,000 lb f )
Spesifik dürtü 273 sn (2,68 km/s)
yanma süresi 94 saniye
itici Sağlam
İlk aşama
motorlar 1 LE-7
itme 1.078 kN (242.000 lb f )
Spesifik dürtü 446 sn (4,37 km/s)
yanma süresi 346 saniye
itici LH 2 / sıvı oksijen
İkinci sahne
motorlar 1 LE-5A
itme 121.5 kN (27.300 pound f )
Spesifik dürtü 452 sn (4,43 km/s)
yanma süresi 600 saniye
itici LH 2 / sıvı oksijen

H-II ( H2 ) roket bir Japon oldu uydu fırlatma sistemi beş başarıları ile, 1994 ve 1999 yılları arasında yedi kez uçtu. Japonya'ya 1990'larda daha büyük uydular fırlatma yeteneği vermek için NASDA tarafından geliştirildi . Japonya'nın yalnızca yurt içinde geliştirilen teknolojileri kullanarak yaptığı ilk iki aşamalı sıvı yakıtlı roketti . Güvenilirlik ve maliyet sorunlarının ardından yerini H-IIA roketi aldı.

Arka fon

H-II'den önce NASDA, roketlerinde Amerika Birleşik Devletleri tarafından lisanslanmış bileşenleri kullanmak zorundaydı. Özellikle, HI ve öncüllerinin önemli teknolojileri Delta roketlerindendi ( Delta roketlerinin üreticisi McDonnell Douglas , daha sonra Boeing ve United Launch Alliance , daha sonra kısa da olsa Delta III'ü oluşturmak için H-II'nin teknolojilerini kullanacak. yaşadı). HI, ikinci aşamadaki LE-5 motoru ve atalet yönlendirme sistemi gibi yerli olarak üretilen bazı bileşenlere sahip olsa da , en önemli kısım olan birinci aşama motor, ABD'nin Thor-ELT'sinin lisanslı bir versiyonuydu. İlk aşama için LE-7 sıvı yakıtlı motor ve katı güçlendirici roketler geliştirilerek, H-II'nin tüm aşamaları "yerli olarak geliştirildi".

Bir NASDA basın açıklamasına göre H-II, aşağıdaki politikalar kapsamında geliştirildi:

  1. Japon uzay teknolojisi ile fırlatma aracını geliştirin.
  2. Gelişen teknolojilerden mümkün olduğunca faydalanarak hem geliştirme süresini hem de maliyetleri azaltın.
  3. Mevcut Tanegashima Uzay Merkezi'nden fırlatılabilecek bir araç geliştirin .
  4. Hem ana sistemler hem de alt sistemler için yeterli performansa izin veren tasarım kriterlerini kullanın. Geliştirmenin düzgün bir şekilde gerçekleştirileceğinden ve güvenliğin dikkate alındığından emin olun.

Tarih

1984 yılında başlanan LE-7 motorunun geliştirilmesi sorunsuz değildi ve kaza sonucu meydana gelen patlamada bir işçi hayatını kaybetti. İlk motor, orijinal programın iki yıl gerisinde, 1994 yılında tamamlandı. Roket Sistemleri Şirketi (RSC) dahil 74 şirketlerden oluşan bir konsorsiyum Mitsubishi Heavy Industries , Nissan Motors ve NEC , roketler tamamlanmasından sonra fırlatma işlemlerini yönetmek için 1990 yılında kurulmuştur. 1992 yılında 33 çalışanı vardı.

1994 yılında, NASDA ilk H-II roketini fırlatmayı başardı ve 1997'ye kadar beş fırlatmayı başardı. Ancak, her fırlatma 19 milyar yen (190 milyon ABD Doları) tutarındaydı ve Ariane gibi uluslararası rakiplere kıyasla çok pahalıydı . (Bu kısmen Plaza Accord'un proje planlaması 1982'de başladığında dolar karşısında 240 yen olan, ancak 1994'te dolar başına 100 yen olarak değişen döviz kurundaki değişikliklerinden kaynaklanmaktadır.) Fırlatma maliyetlerini en aza indirmek için nesil H-IIA roketleri başladı.

1996 yılında RSC, Hughes Uzay ve İletişim Grubu ile 10 uydu fırlatmak için bir sözleşme imzaladı . 1998'de uçuş 5'in ve ertesi yıl uçuş 8'in art arda başarısız olması, H-II serisine ve Hughes ile yapılan sözleşmeye son verdi. Arızanın nedenini araştırmak ve kaynakları H-IIA'ya yönlendirmek için NASDA, (programdaki değişiklikler nedeniyle F8'den sonra başlatılacak olan) 7. uçuşu iptal etti ve H-II serisini sonlandırdı.

Başlatma geçmişi

Ana madde: H-II ve H3 fırlatma listesi
Uçuş No. Tarih / saat ( UTC ) Roket,
Yapılandırma 		Siteyi başlat yük Yük kütlesi yörünge Müşteri Başlatma
sonucu
TF1 (Test Uçuşu) 3 Şubat 1994
22:20 		MERHABA BEN Yoshinobu Fırlatma Kompleksi OREX (Yörünge Yeniden Giriş Deneyi), VEP (Araç Değerlendirme Yükü) ASLAN / GTO Başarı
Ryusei, Myojo
TF2 28 Ağustos 1994
07:50 		MERHABA BEN Yoshinobu Fırlatma Kompleksi ETS-VI (Mühendislik Test Uydusu-VI) coğrafi konum Başarı
kiku 6
TF3 18 Mart 1995
08:01 		MERHABA BEN Yoshinobu Fırlatma Kompleksi GMS-5 ( Geostationary Meteorological Satellite -5) / SFU (Space Flyer Unit) GEO / ASLAN Başarı
Himawari 5
F4 17 Ağustos 1996
01:53 		MERHABA BEN Yoshinobu Fırlatma Kompleksi ADEOS (Gelişmiş Dünya Gözlem Uydusu) / Fuji OSCAR 29, JAS-2 aslan Başarı
Midori, Fuji 3
F6 27 Kasım 1997
21:27 		MERHABA BEN Yoshinobu Fırlatma Kompleksi TRMM (Tropik Yağış Ölçüm Görevi) / ETS-VII (Mühendislik Test Uydusu-VII) aslan Başarı
Kiku 7 (Orihime ve Hikoboshi)
F5 21 Şubat 1998
07:55 		MERHABA BEN Yoshinobu Fırlatma Kompleksi COMETS (Haberleşme ve Yayın Mühendisliği Test Uyduları) coğrafi konum Kısmi başarısızlık
Kakehashi, İkinci aşama motor soğutma sistemindeki hatalı lehimleme, motorun yanmasına ve kablo hasarına neden olarak, üst aşamanın ikinci yanmasının ortasında, uzay aracını GTO yerine eliptik LEO'da bırakarak kapanmaya neden oldu. Uzay aracı iticileri, bazı iletişim deneylerini tamamlamak için yörüngeyi yeterince yükseltti.
F8 15 Kasım 1999
07:29 		MERHABA BEN Yoshinobu Fırlatma Kompleksi MTSAT (Çok Fonksiyonlu Taşıma Uydusu) coğrafi konum Arıza
İlk aşama hidrojen turbopompa çarkındaki kavitasyon, çark kanadının kırılmasına neden olarak yakıt kaybına ve motorun T+239 s'de hızla kapanmasına neden oldu. Araç, Chichi-jima'nın 380 km kuzeybatısındaki okyanusa çarptı .

Galeri

Ayrıca bakınız

Referanslar

Dış bağlantılar