H-II

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H-II beim Start

Die H-II ist eine japanische Trägerrakete. Trotz der Namensähnlichkeit zur H-I stellte sie eine komplette Neuentwicklung dar.

Die drei bis vierstellige Trägerbezeichnung leitet sich aus den Raketen und den zum Einsatz kommenden Boostern ab. Dabei bedeutet die erste Stelle die Rakete (1 = H-II, 2 = H-IIA, 3 = H-IIB) und die darauf folgenden Ziffern jeweils die Anzahl der LRBs, SRBs und SSBs.

H-II[Bearbeiten]

Die Entwicklung der H-II-Rakete begann 1986. Sie verfolgt ein ähnliches Konzept wie die Ariane 5: Während zwei Feststoffbooster für den nötigen Startschub sorgen, ist ein einzelnes Triebwerk für die Hauptbeschleunigung zuständig. Bei der H-II handelt es sich dabei um das mit flüssigem Sauerstoff/Wasserstoff (LOX/LH2 = Liquid Oxygen/Liquid Hydrogen) und nach dem Hauptstromverfahren betriebene LE-7 mit hydraulisch schwenkbarer Düse. Diese Triebwerke stellten eine großen Schritt für die japanische Raumfahrt dar, brachten aber bei ihrer kostenintensiven Entwicklung (800 Mio. US Dollar von den 2,3 Mrd. Dollar Gesamtkosten für die Rakete) auch einige Probleme mit sich. Der Test des Triebwerkes begann 1988 wobei 1989 zwei Tests fehlschlugen, was den Erstflug um zwei Jahre verzögerte.[1] Zusammen mit einer modifizierten und von der H-I übernommenen Zweitstufe mit dem modernen und wiederzündbaren LE-5A Triebwerk mit ebenfalls hydraulisch schwenkbarer Düse, ist die H-II so in der Lage bis zu 10 t Nutzlast in den Low Earth Orbit, (LEO) zu transportieren. Es gab sie mit zwei verschiedenen Nutzlastverkleidungen mit 4,1 m und 5 m Durchmesser. Letzterer kam nur einmal beim dritten Start der Rakete zum Einsatz, bei dem die Rakete zusätzlich durch zwei seitlich angebrachte Nissan Castor-IV AXL Feststoffbooster (Lizenzproduktion von Thiokol) mit 9,5 m Länge, je 10 t Startgewicht und je 600 kN Schub unterstützt wurde.[2]

Obwohl die H-II technisch auf dem neuesten Stand war, verhinderte die hohe Komplexität der Rakete und die damit verbundenen hohen Startkosten und niedrige Zuverlässigkeit einen kommerziellen Erfolg, so dass die Produktion eingestellt und die H-IIA entwickelt wurde. Heute befindet sich noch ein Exemplar vor dem Besucherzentrum des Startgeländes.

  • Erstflug: 3. Februar 1994
  • Starts: 7, davon 1 Fehlstart und 1 Teilerfolg
  • Zuverlässigkeit: 71,4 %
  • Startkosten: 190 Mio. US$ (1994)

H-IIA[Bearbeiten]

Start einer H-IIA mit IGS-R2
H-IIA Raketenfamilie

Um die H-II-Konstruktion auch kommerziell wettbewerbsfähig zu machen, mussten die Startkosten massiv gesenkt werden. Um dies zu erreichen, wurde das Konzept flexibler gestaltet. Ebenso wurde das Design der bisher verwendeten mit HTPB betriebenen Booster (jetzt kürzer dafür aus einem Stück statt aus Segmenten zusammengesetzt), der Stufenübergang (jetzt Kohlefaserkonstruktion) und die Tankkonstruktion vereinfacht. So ist es durch den Einsatz verschiedener Feststoffbooster (SRB oder SSB) und ursprünglich geplanter, später jedoch aufgegebener Boostern mit Flüssigtreibstoffen (LRB) möglich, einen großen Nutzlastbereich abzudecken und die Kosten gering zu halten. Als LRB waren ein oder sogar zwei Erststufen ähnlich wie bei der Delta IV Heavy geplant. Auch bei den Triebwerken gab es Änderungen, so wurden die bei der H-II seitlich montierten Turbopumpen des LE-7A Erststufentriebwerkes jetzt oberhalb dessen angebracht, wodurch sich das Triebwerk entsprechend verlängerte. Das modifizierte Zweitstufentriebwerk LE-5B liefert 13% mehr Schub. Statt nur zwei werden jetzt fünf verschiedene Nutzlastverkleidungen mit Längen zwischen 12 m und 16 m und Durchmessern zwischen 4,07 m und 5,10 m angeboten. Die Rakete ist ab dem Fiskaljahr 2007 auf dem kommerziellen Markt verfügbar. Weitgehend unbekannt blieb bislang die militärische Nutzung der H-IIA. So dienten vier ihrer Starts dem Aussetzen von Aufklärungssatelliten zur Überwachung Nordkoreas. [3]

  • Erstflug: 2001
  • Starts: 18, davon 1 Fehlstart
  • Zuverlässigkeit: 94,4 %
  • Startkosten: 9,3 bis 12 Mrd. Yen / 85 bis 110 Mio. US$ (je nach Booster-Konfiguration und Verweildauer auf dem Launch-Pad) (Stand der Wechselkurse: 26. November 2007)

Mögliche Boosterkombinationen und entsprechende Trägerbezeichnungen:

  • H-IIA-202 (in Betrieb): 2 × SRB-A
  • H-IIA-204 (in Betrieb): 4 × SRB-A
  • H-IIA-2022 (in Betrieb): 2 × SRB-A + 2 × SSB
  • H-IIA-2024 (in Betrieb): 2 × SRB-A + 4 × SSB

H-IIB[Bearbeiten]

Zweiter Start der H-IIB mit HTV 2

Die H-IIB (ältere Bezeichnung H-IIA-304) ist eine Weiterentwicklung der H-IIA-Rakete, die für schwerere Nutzlasten, wie das HTV (16,5 t) ausgelegt ist. Die Rakete verfügt über eine Erststufe mit einem größeren Durchmesser (5,2 m anstatt 4 m) und zwei LE-7A-Triebwerken sowie über vier seitliche, feststoffgetriebene Booster (Länge 56 m, Masse 551 t). Die GTO-Nutzlastkapazität soll bei etwa 8 Tonnen liegen. Die Entwicklung der Rakete wurde 2004 mit einem Budget von etwa 20 Milliarden Yen (umgerechnet etwa 150 Millionen Euro) begonnen.

Am 2. April und am 22. April 2009 fanden Testzündungen auf dem Startgelände in Tanegashima statt, die beide erfolgreich verliefen.[4][5]

Es folgte am 11. Juli 2009 ein intensiver Test mit anschließender Startsimulation (Ground Vehicle Test) bei der die fast vollständige H-IIB-Rakete einen simulierten Countdown auf der Startrampe unterzogen wurde. Lediglich der Nutzlastadapter, die Nutzlast und die Nutzlastverkleidung fehlten bei diesem Test.[6]

Der Erststart am 10. September 2009 trug die Bezeichnung TF-1 (TF = Test Flight). Dabei wurde der Raumtransporter H-2 Transfer Vehicle (HTV) erfolgreich ins All gebracht.[7]

Technische Daten[Bearbeiten]

H-II Reihe

Die Booster werden mit festem Treibstoff betrieben. Bei der ersten und zweiten Stufe kommt jeweils LOX und LH2 als Raketentreibstoff zum Einsatz

Model H-II H-IIA H-IIB
Stufen 2 + Booster
Höhe 49 m 53-57 m 56 m
Durchmesser 4,0 m 4,0 m 5,2 m
Startmasse 260 t 285 - 347 t 531 t
Startschub 3962 kN bis zu 4913 kN 8372 kN
Nutzlast 10 t LEO
4 t GTO
10-15 t LEO
4-6 t GTO
19 t LEO
8 t GTO
Booster
Typ H-II-0 SRB-A SSB SRB-A
Anzahl 2 2-4 0-4 4
Höhe 23,36 m 15,2 m 14,9 m 15,2 m
Durchmesser 1,81 m 2,5 m 1,0 m 2,5 m
Leermasse 11,25 t 10,4 t 2,5 t 10,55 t
Startmasse 70,4 t 76,4 t 15,5 t 76,5 t
Triebwerk H-II-0 mit 1.540 kN Schub SRB-A mit 2.245 kN Schub Castor 4XL mit 745 kN Schub SRB-A mit 4 x 2.305 kN Schub
Brenndauer 94 s 120 s 60 s 114 s
1. Stufe
Typ H-II-1 H-IIA-1
Höhe 28 m 37,2 m 38,2 m
Durchmesser 4,0 m 4,0 m 5,2 m
Leermasse 11,9 t 13,6 t 24,2 t
Startmasse 98,1 t 113,6 t 202 t
Triebwerk LE-7 mit 844/1080 kN Schub1) LE-7A mit 815/1096,5 kN Schub LE-7A mit 2,196 kN Schub
Brenndauer 346 s 397 s 352 s
2. Stufe
Typ LE-5A LE-5B LE-5B-2
Höhe 10,7 m 9,2 m 11 m
Durchmesser 4,0 m 4,0 m 4,0 m
Leermasse 2,7 t 3,0 t 3,4 t
Startmasse 19,7 t 19,6 t 20 t
Triebwerk LE-5A mit 121,6 kN Schub LE-5B mit 137,16 kN Schub LE-5B-2 mit 137,2 kN Schub
Brenndauer 609 s 534 s 499 s

1) Boden-/Vakuumschub

Siehe auch[Bearbeiten]

Weblinks[Bearbeiten]

 Commons: H-II – Album mit Bildern, Videos und Audiodateien
 Commons: H-IIA – Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien
 Commons: H-IIB – Sammlung von Bildern, Videos und Audiodateien

Einzelnachweise[Bearbeiten]

  1. FlightGlobal: Flight International, 28. November 1990
  2. Eugen Reichl, Das Raketentypenbuch, 1. Auflage 2007, ISBN 978-3-613-02788-6
  3. Scott Ritter: The West’s Hysterical Reaction To North Korea. http://www.countercurrents.org/ritter210409.htm
  4. Vorlage:Internetquelle/Wartung/Zugriffsdatum nicht im ISO-FormatVorlage:Internetquelle/Wartung/Datum nicht im ISO-FormatResult of the First Captive Firing Test for the First Stage Flight Model Tank of the H-IIB Launch Vehicle. JAXA, 2. April 2009, abgerufen am 11. September 2009 (englisch).
  5. Vorlage:Internetquelle/Wartung/Zugriffsdatum nicht im ISO-FormatVorlage:Internetquelle/Wartung/Datum nicht im ISO-FormatResult of the Second Captive Firing Test for the First Stage Flight Model Tank of the H-IIB Launch Vehicle. JAXA, 22. April 2009, abgerufen am 11. September 2009 (englisch).
  6. Vorlage:Internetquelle/Wartung/Zugriffsdatum nicht im ISO-FormatVorlage:Internetquelle/Wartung/Datum nicht im ISO-FormatResults of the H-IIB Launch Vehicle Ground Test Vehicle (GTV) Test. JAXA, 11. Juli 2009, abgerufen am 11. September 2009 (englisch).
  7. Vorlage:Internetquelle/Wartung/Zugriffsdatum nicht im ISO-FormatVorlage:Internetquelle/Wartung/Datum nicht im ISO-FormatLaunch Result of HTV Demonstration Flight aboard H-IIB Launch Vehicle Test Flight (H-IIB TF1). JAXA, 11. September 2009, abgerufen am 11. September 2009 (englisch).