Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	Japan (JAXA)
Bezeichnung(en)	H-IIA Mod. 2022, H-2A Mod. 2022, H2A2022
Entwicklungszeitraum	1996-2004
erster Start	24.02.2005 (Version 2022)
Erprobungszeitraum	2004-2007
Stufenzahl	2 + 2 große Feststoffbooster + 2 kleine Feststoffbooster
Gesamthöhe	ca. 52,5 m
Basisdurchmesser	ca. 4,0 m
max. Nutzmasse	ca. 4.500 kg (auf GTO)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse exklusive Nutzlast	ca. 320.000 kg
Startschub
Feststoff-Starthilfen
Hersteller	IHI Aerospace
Bezeichnung(en)	SRB-A
Länge	ca. 15,1 m
Durchmesser	ca. 2,5 m
Leermasse
Treibstoffmasse	2 × 66.040 kg
Gesamtmasse	2 × 77.000 kg
Antrieb	je 1 Feststofftriebwerk
Treibstoff	Feststoff HTPB
Startschub	2 × 2.245 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)
Brenndauer	120...128 s
Zusatz Feststoff-Starthilfen
Hersteller
Bezeichnung(en)	SSB
Länge	ca. 14,9 m
Durchmesser	ca. 1,0 m
Leermasse
Treibstoffmasse	2 × ca. 13.250 kg
Gesamtmasse	2 × ca. 15.500 kg
Antrieb	je 1 Feststofftriebwerk
Treibstoff	Feststoff HTPB
Startschub	2 × 760 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)
Brenndauer	60 s
1. Stufe
Hersteller	Mitsubishi Heavy Industries
Bezeichnung(en)
Länge inklusive Stufenadapter	ca. 37,2 m
Durchmesser	ca. 4,0 m
Leermasse
Treibstoffmasse	ca. 101.200 kg
Gesamtmasse	ca. 114.000 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk Mitsubishi LE-7A
Treibstoff	Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff
Startschub
spezifischer Impuls (Seehöhe)
Brenndauer	390..400 s
2. Stufe
Hersteller	Mitsubishi Heavy Industries
Bezeichnung(en)
Länge	ca. 9,2 m
Stufendurchmesser	ca. 4,0 m
Leermasse
Treibstoffmasse	ca. 16.800 kg
Gesamtmasse	ca. 19.900 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk Mitsubishi LE-5B
Treibstoff	Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff
Vakuumschub	137 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	447..448 s
Brenndauer	1.100 s
Nutzlastverkleidung
Länge	12,00 m
max. Durchmesser	4,07 m
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-7A 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-5B Triebwerk war eine Weiterentwicklung des bewährten LE-5 bzw. LE-5A 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 4A-XL der amerikanischen Thiokol Corp. zurück. Beim H2A2022 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. Nach nur drei Einsätzen (aller erfolgreich) endete im September 2007 der Einsatz des Modells H2A2022. Auch der zweite Typ, bei dem die kleinen Thiokol SSBs zum Einsatz kamen, die H2A2024, wurde bereits Anfang 2008 wieder außer Dienst gestellt.