cosmos.wikisort.org - Аппарат

H3 — разрабатываемая японская ракета-носитель, призванная впоследствии заменить основные действующие ракеты H-IIA и H-IIB.

H3
Общие сведения
Страна	Япония
Назначение	ракета-носитель
Разработчик	JAXA, Mitsubishi Heavy Industries
Изготовитель	Mitsubishi Heavy Industries
Основные характеристики
Количество ступеней	2+
Длина (с ГЧ)	63 м
Диаметр	5,2 м
Стартовая масса	574 т（H3-24L）
Масса полезной нагрузки
• на НОО	нет данных
• на ССО (500 км)	4 т (H3-30S)
• на ГПО-1500	6,5 т（H3-24L）
История запусков
Состояние	разрабатывается
Места запуска	Танэгасима, LA-Y2
Первый запуск	ожидается в 2020 году
Ускоритель (Ступень 0) — SRB-3
Количество ускорителей	0, 2 или 4
Диаметр	2,5 м
Маршевый двигатель	РДТТ
Тяга	2158 кН
Удельный импульс	283,6 с
Время работы	105 с
Первая ступень
Диаметр	5,2 м
Маршевый двигатель	2 или 3 × LE-9[en]
Тяга	1221 кН (на уровне моря) 1472 кН (в вакууме)
Удельный импульс	425 c (в вакууме)
Горючее	жидкий водород
Окислитель	жидкий кислород
Вторая ступень
Диаметр	5,2 м
Маршевый двигатель	LE-5B-3[en]
Тяга	137 кН
Удельный импульс	448 с
Горючее	жидкий водород
Окислитель	жидкий кислород

Проект утверждён японским правительством в 2013 году, разработкой занимаются Японское агентство аэрокосмических исследований (JAXA) и компания Mitsubishi Heavy Industries, бюджет составляет 1,9 млрд долларов США[1].

Основной целью создания «H3» является дальнейшее снижение стоимости запуска и обслуживания японских ракет-носителей и увеличение частоты запусков, чтобы иметь возможность конкурировать на мировом рынке коммерческих запусков[2]. Заявлены намерения вдвое снизить стоимость запуска, по сравнению с H-IIA. Ракета будет иметь несколько конфигураций для покрытия широкого спектра различных орбит и размеров полезной нагрузки[3][4].

Ожидается, что базовая версия «H3» без твердотопливных ускорителей (H3-30S) сможет доставить до 4 т на солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км, со стоимостью запуска порядка 5 млрд иен (~45 млн долларов США)[5]. Максимальная конфигурация ракеты-носителя (H3-24L) позволит выводить спутники массой более 6,5 т на геопереходную орбиту[6].

Запуски будут выполняться с переоборудованной второй площадки стартового комплекса «Ёсинобу», расположенного в Космическом центре Танэгасима[7].

Первый запуск базовой версии «H3» ожидается в 2020 году, а версию ракеты-носителя с боковыми ускорителями планируют запустить в 2021[8].

В декабре 2018 года был подписан первый коммерческий контракт на запуск ракетой-носителем «H3» коммуникационного спутника компании Inmarsat. Запуск ожидается в 2022 году[9].

Конструкция

Твердотопливные ускорители

В зависимости от варианта конфигурации на первую ступень может быть дополнительно установлено до 4 твердотопливных ускорителей SRB-3. Это следующее поколение ускорителя SRB-A^[en], который используется на ракетах «H-IIA» и «H-IIB», а также в качестве первой ступени ракеты-носителя «Эпсилон». Основные отличия[7]:

• Вместо подвижного сопла, установленного на предыдущей версии ускорителя и позволяющее управлять вектором тяги, на SRB-3 используется фиксированное сопло, позволяющее упростить строение двигателя и снизить его стоимость.
• Система крепления и отстыковки ускорителя существенно упрощена, повышая надёжность отделения от первой ступени. Используются 3 точки фиксации вместо 6, больше не будут используются диагональные стойки крепления, которые механически отводили ускоритель в сторону от первой ступени после отстыковки, вместо них используется пиротехнический механизм отталкивания.

Высота ускорителя составит 14,6 м, диаметр — 2,5 м, масса топлива — 66,8 т[7].

Тяга одного ускорителя — 2158 кН, удельный импульс — 283,6 с[6].

Модификация двигателя SRB-3 будет также в дальнейшем использоваться для ракеты-носителя «Эпсилон»[10].

Первая ступень

Будет использовать в качестве компонентов топлива криогенные жидкий водород (горючее) и жидкий кислород (окислитель).

На ступени могут быть опционально установлены 2 или 3 новых жидкостных ракетных двигателя LE-9^[en], разрабатываемого Mitsubishi Heavy Industries. Двигатель будет использовать схему открытого цикла с фазовым переходом. Это, хотя и снизит показатели удельного импульса по сравнению с двигателем закрытого цикла LE-7A^[en] первой ступени «H-IIA», но позволит значительно упростить конструкцию, снизить давление и температуру в камере сгорания, повысить износоустойчивость и надёжность[7][10].

Тяга одного двигателя будет составлять 1221 кН на уровне моря и 1472 кН в вакууме, удельный импульс — 425 с. Двигатель будет иметь возможность дросселировать тягу в диапазоне от 100 до 63 %[7].

Вторая ступень

На увеличенной в диаметре до 5,2 м второй ступени, также использующей в качестве топлива жидкий водород и жидкий кислород будет установлен один жидкостный ракетный двигатель LE-5B-3, модификация двигателя LE-5^[en] вторых ступеней действующих носителей «H-IIA» и «H-IIB»[11].

Тяга двигателя составит 137 кН, удельный импульс — 448 с[7].

Основное полётное оборудование и авионика «H3» будут теми же, что используются на ракете-носителем «Эпсилон», что также повлияет на снижение стоимости запуска[10].

Головной обтекатель

Для полезной нагрузки разных размеров могут быть предложены короткий (S, англ. short) или длинный (L, англ. long) головные обтекатели с внешним диаметром 5,2 м и доступным внутренним диаметром 4,6 м[7].

Варианты конфигурации

Версия ракеты-носителя будет обозначается тремя символами: 2 цифры и 1 буква[7].

• Первая цифра обозначает количество двигателей, установленных на первой ступени и может быть 2 или 3.
• Вторая цифра обозначает количество установленных твердотопливных ускорителей и может быть 0, 2 или 4.
• Буква обозначает тип головного обтекателя, и может быть S или L.

Для примера: версия H3-24L имеет 2 двигателя на первой ступени, 4 твердотопливных ускорителя и длинный головной обтекатель, а базовая версия H3-30S — с 3 двигателями на первой ступени, без ускорителей и с коротким обтекателем.

Примечания

Ссылки

• H3 Launch Vehicle (англ.) — страница ракеты-носителя на сайте JAXA.

---