Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	Japan (NASDA)
Bezeichnung(en)	H-I
Entwicklungszeitraum	1981-1986
erster Start	13.08.1986 (2-stufig) 27.08.1987 (3-stufig)
Einsatzzeitraum	1986-1992
Stufenzahl	3 + 9 Feststoffbooster
Gesamthöhe	40,30 m
Basisdurchmesser	2,44 m
max. Nutzmasse	550 kg (GTO)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse (ohne Nutzlast)	ca. 139.300 kg
Startschub	2.098 kN
Feststoff-Starthilfen
Hersteller
Bezeichnung(en)	9 Feststoffbooster
Länge	7,25 m
Durchmesser	0,79 m
Leermasse
Treibstoffmasse	je ca. 3.730 kg
Gesamtmasse	je ca. 4.480 kg
Antrieb	je 1 Feststofftriebwerk Nissan Motor
Treibstoff	Feststoff CTPB 16-13
Startschub	je 221 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	235 s
Brenndauer	39 s
1. Stufe
Hersteller	Mitsubishi Heavy Industries
Bezeichnung(en)
Länge	22,44 m
Durchmesser	2,44 m
Leermasse
Treibstoffmasse	ca. 81.400 kg
Gesamtmasse	ca. 85.800 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk
Treibstoff	Kerosin + Flüssigsauerstoff
Startschub	765 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	253 s (Haupttriebwerk) + 209 s (Vernier-Triebwerk)
Brenndauer	270 s (Haupttriebwerk) / 276 s (Vernier-Triebwerk)
2. Stufe
Hersteller	Mitsubishi Heavy Industries
Bezeichnung(en)
Länge	10,32 m
Durchmesser	2,49 m
Leermasse	ca. 1.800 kg
Treibstoffmasse	ca. 8.800 kg
Gesamtmasse	ca. 10.600 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk Mitsubishi LE-5
Treibstoff	Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff
Vakuumschub	103 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	448..450 s
Brenndauer	370 s
3. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge	2,34 m
Stufendurchmesser
Triebwerksdurchmesser	1,34 m
Leermasse	ca. 400 kg
Treibstoffmasse	ca. 1.800 kg
Gesamtmasse	ca. 2.200 kg
Antrieb	1 Feststofftriebwerk Nissan Motor UM-129A
Treibstoff	Feststoff HTPB
Vakuumschub	77 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	291 s
Brenndauer	68 s
Nutzlastverkleidung
Länge über Endstufe	7,91 m
max. Durchmesser	2,44 m
Konstruktionsmasse	ca. 600 kg
Mit der H-I stellte die NASDA 1986 eine weitere Rakete in Dienst, die als Nachfolger der Typen N-I und N-II die Zeit bis zur Verfügbarkeit der Eigenentwicklung H-II überbrücken sollte. Denn auch die H-I basierte noch zu einem erheblichen Prozentsatz auf der Technik der US-amerikanischen Delta-Rakete. Die Rechte für deren Lizenzproduktion hatte die NASDA 1969 erworben. Die erste Stufe wurde mitsamt der 9 Booster also nahezu unverändert von der N-II übernommen und war somit ein Lizenznachbau der Delta-Grundstufe. Wie bei dieser wurden beim Start das Erststufentriebwerk und 6 der 9 Booster gezündet, die restlichen 3 Booster folgten bei Brennschluß der zuvor gezündeten. In der Schubphase der Erststufe übernahm das schwenkbare Haupttriebwerk die Steuerung um die Nick- und Gierachse, während kleine Verniertriebwerke für die Rollstabilisierung sorgten. Die kryogene Zweitstufe mit dem LE-5 Triebwerk war eine japanische Eigenentwicklung. Die Treibstofförderung übernahm wie bei der erststufe eine Turbopumpe. Die Rollstabilisierung stellte hier ein RCS mit kleinen Gasdruckdüsen sicher. In der antriebslosen Phase nach Brennschluß des Zweitstufentriebwerks sorgte das RCS auch für die Steuerung um die Nick- und Gierachse, welche bis dahin durch das schwenkbare Haupttriebwerk sichergestellt wurde. Die Drittstufe war gegenüber dem bei der N-I eingesetzten Thiokol-Triebwerk deutlich weiterentwickelt worden. Die Drallstabilisierung wurde jedoch beibehalten. Für eine hohe Präzision beim Bahneinschuß sorgte ein modernes Inertial-Lenksystem.