H-​IIA Mod. 2024 

Trägerrakete

H-IIA Mod. 2024
H-​IIA Mod. 2024 

Nach einer Reihe kostspieliger Fehlschläge und angesichts des klar verfehlten Ziels, eine auch kommerziell erfolgreiche Rakete zu entwickeln, wurde die H-​II Rakete der NASDA ab 1996 einem kompletten Redesign unterzogen. Die grundsätzliche Auslegung blieb unverändert, d.h. zwei kryogene Stufen mit optional einem Paar seitlich montierter Booster. Doch im Detail gab es erhebliche Veränderungen. Bei einer in der Grundkonfiguration gegenüber der H-​II unveränderten Nutzlastkapazität von etwa 2 Tonnen sanken die Kosten um etwa 50% (8,5 Mrd. ¥ vs. 19 Mrd. ¥). Die Anzahl der Bestandteile konnte gegenüber der H-​II von 320.000 auf 280.000 reduziert werden. Zudem ließ das Design jetzt eine flexiblere Anpassung an unterschiedliche Nutzlasten zu. So konnte der Schub durch die zusätzliche Installation von zwei oder vier kleineren SSB Feststoffboostern in kleinen Stufen weiter gesteigert werden, während in der stärksten Variante vier große SRB-​A Booster zum Einsatz kamen. Dafür mußte allerdings eine komplett neue Zelle für die Erststufe entwickelt werden, die die Kräfte der Booster in unterschiedlichsten Konfigurationen aufnehmen konnte. Der LE-​7 A Antrieb der Zentralstufe wurde aus dem LE-​7  der H-​II entwickelt. Das Triebwerk war grundlegend überarbeitet worden, die Anzahl der Einzelteile wurde drastisch reduziert und der Fertigungsprozeß stark vereinfacht. Vollkommen neu war der Aufbau der Treibstofftanks in der Erststufe. Bestand der Tank bei der H-​II noch aus sieben miteinander verschweißten Teilen, wurde er nun aus einem Stück gefertigt. Den umgekehrten Weg beschritt man bei der Zweitstufe. Hier war bisher ein monolithischer Tank eingesetzt worden, bei dem die kryogenen Treibstoffkomponenten durch ein Vakuum getrennt wurden. Zugunsten einer einfacheren Fertigung und Montage kehrte man bei der H-​IIA zu getrennten Tanks aus Aluminium zurück, die mit einer kraftaufnehmenden Struktur verbunden wurden. Zwar stieg die Masse der Konstruktion dadurch an, die Vorteile der einfacheren Handhabung überwogen aber klar. Das in der Zweitstufe eingesetzte LE-​5 B Triebwerk war eine Weiterentwicklung des bewährten LE-​5  bzw. LE-​5 A Triebwerks mit ca. 13% höherem Schub. Zudem wurde die Möglichkeit einer mehrfachen Wiederzündung auch nach längerem antriebslosen Flug vorgesehen. Ebenfalls wurden zwei Schubregimes von 100% und 60% vorgesehen, während der Schub „im Leerlauf“ 3% des Nominalschubs betrug. In der Zweitstufe wurde auch Gas Jet System zur Lagekontrolle untergebracht und die Avionik-​Sektion. Die Druckbeaufschlagung der Sauerstofftanks beider Stufen wurde ebenfalls modifiziert. Statt Helium-​Druckgas wurde nun verdampfender Sauerstoff genutzt. Zunächst bei der Zweitstufe und den SRBs, im Laufe des Einsatzes auch bei der Erststufe, wurde der hydraulische Verstellmechanismus für die Schubvektorsteuerung durch elektrische Antriebe ersetzt. Diese Maßnahme sollte vor allem die Zuverlässigkeit steigern, da die Hochdruck-​Hydrauliksysteme als Schwachpunkte des bisherigen Systems angesehen wurden. Der Startschub der Erststufe wurde verstärkt durch den Einsatz von normalerweise zwei großen SRB-​A Feststoffboostern. Bei diesen handelte es sich um eine Neuentwicklung von Ishikawajima Harima Industries und Nissan (später IHI Aerospace). Sie hatten wenig gemein mit jenem Modell, das noch bei der H-​II eingesetzt worden war. Während die alten Booster aus vier Segmenten zusammengesetzt wurden und wochenlang ausgiebigen Tests unterzogen werden mußten, erfolgte die Fertigung der neuen monolithischen Booster vor Ort in Tanegashima. Die wesentlich kürzeren Booster hatten ein Hülle aus kohlefaserverstärktem Kunststoff. Der hielt mit bis zu 12 MPa auch noch einem wesentlich höheren Druck stand als die alten Stahlsegmente (5,5 MPa). Die Technik für die Boostergehäuse entsprach jener der Castor 120 Triebwerke der Thiokol Corp. Bei den kleineren Zusatzboostern SSB griff man direkt auf das Modell Castor IVA-​XL der amerikanischen Thiokol Corp. zurück. Beim H2A2024 Modell erfolgte deren Zündung etwa 50 s nach dem Start. Der Stufenadapter zwischen Erst– und Zweitstufe wurde bei der H-​IIA nun aus kohlerfaserverstärktem Kunststoff anstelle von Aluminium gefertigt, was Gewicht sparte. Die Avionik der H-​IIA wurde grundlegend überarbeitet und neu angeordnet. Das reduzierte drastisch den Aufwand bei der Installation der Nutzlasten, die nun problemlos über international standardisierte Schnittstellen angeschlossen werden konnten. Schließlich wurden neue Nutzlastverkleidungen eingeführt, deren Volumen unterschiedliche Missionen und Nutzlasten optimal unterstützte. Dabei erfolgte die Fertigung der kurzen Modelle 4 S und 5 S aus Aluminium mit darunterliegender Wabenstruktur im unteren zylindrischen Bereich. Die längeren Varianten hatten zwar ebenfalls eine obere Semi-​Monocoque Aluminiumstruktur, der untere zylindrische Teil war hier aber aus kohlefaserverstärktem Kunststoff gefertigt.
Nach sieben Einsätzen, darunter ein Fehlstart, endete im Februar 2008 der Einsatz des Modells H2A2024. Auch der zweite Typ, bei dem die kleinen Thiokol SSBs zum Einsatz kamen, die H2A2022, wurde bereits im September 2007 wieder außer Dienst gestellt.


Gesamtsystem
Nation Japan (JAXA
Bezeichnung(en) H-​IIA Mod. 2024, H-​2 A Mod. 2024, H2A2024 
Entwicklungszeitraum 1996 – 2002 
erster Start 04.02.2002 (Version 2024)
Erprobungszeitraum 2002 – 2008 
Stufenzahl 2 + 2 große Feststoffbooster + 4 kleine Feststoffbooster 
Gesamthöhe ca. 53,0 m
Basisdurchmesser ca. 4,0 m 
max. Nutzmasse ca. 4.700 kg (auf GTO
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse exklusive Nutzlast ca. 348.000 kg 
Startschub
Feststoff-​Starthilfen
Hersteller IHI Aerospace 
Bezeichnung(en) SRB-​A 
Länge ca. 15,1 m
Durchmesser ca. 2,5 m 
Leermasse
Treibstoffmasse 2×ca. 65.000 kg
Gesamtmasse 2×ca. 75.500 kg
Antrieb je 1 Feststofftriebwerk 
Treibstoff Feststoff HTPB 
Startschub 2×2.245 kN 
spezifischer Impuls (Seehöhe) (?) 
Brenndauer 100 s
Zusatz Feststoff-​Starthilfen
Hersteller ATK Thiokol
Bezeichnung(en) SSB 
Länge ca. 15,0 m
Durchmesser ca. 1,0 m 
Leermasse
Treibstoffmasse 4×ca. 13.000 kg 
Gesamtmasse 4×ca. 15.500 kg 
Antrieb je 1 Feststofftriebwerk 
Treibstoff Feststoff HTPB 
Startschub 4×745 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe) 282 s
Brenndauer 60 s 
1. Stufe
Hersteller Mitsubishi Heavy Industries 
Bezeichnung(en)
Länge inklusive Stufenadapter ca. 37,0 m
Durchmesser ca. 4,0 m 
Leermasse
Treibstoffmasse ca. 101.000 kg 
Gesamtmasse ca. 114.000 kg
Antrieb 1 Flüssigkeitstriebwerk Mitsubishi LE-​7 A 
Treibstoff Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff 
Startschub (?)
spezifischer Impuls (Seehöhe) (?)
Brenndauer 390..400 s 
2. Stufe
Hersteller Mitsubishi Heavy Industries 
Bezeichnung(en)
Länge ca. 11,0 m 
Stufendurchmesser ca. 4,0 m 
Leermasse
Treibstoffmasse ca. 17.000 kg 
Gesamtmasse ca. 20.000 kg 
Antrieb 1 Flüssigkeitstriebwerk Mitsubishi LE-​5 B 
Treibstoff Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff 
Vakuumschub 137 kN 
spezifischer Impuls (Vakuum) 448 s 
Brenndauer 530 s 
Nutzlastverkleidung
Länge 12,00 m 
max. Durchmesser 4,07 m 
Konstruktionsmasse 1.397 kg[2]

Quellen:

[1] Mitsubishi Heavy Industries, H-​IIA Launch Services Website, September 2010 
[2] ISAKOWITZ: INTERNATIONAL REFERENCE GUIDE TO SPACE LAUNCH SYSTEMS, 2004