Ракета-носитель. H2A2024. [Редактировать]

Дополнительные наименования

#НаименованияПоиск в новостяхПоиск в документах
1H-IIA 2024НайтиНайти
2H-2A 2024НайтиНайти

Дополнительная классификация

#Наименования
1Все ракеты-носители

Технические характеристики

#ХарактеристикаЗначение
1Стартовая масса, кг351000
2Масса ПН (ГПО), кг5000
31-ая ступень 1x1-ая ступень H2A
42-ая ступень 1x2-ая ступень H2A
50-ая ступень 2xРН H2A SRB-A
60-ая ступень 4xРН H2A SSB
7Обтекатель 1xОбтекатель 4 (4D-LС)

Экономические характеристики

#ХарактеристикаДата измеренияЗначение
1Страна Япония

Перечень запусков ракетаносителя

#Наименование Дата пуска Ракета-носитель Космодром АппаратыТип
12008-0072008-02-23H2A2024ТанегасимаЯпонияЯпония1xKizuna
Запуск
22007-0052007-02-24H2A2024ТанегасимаЯпонияЯпония1xIGS 4A
ЯпонияЯпония1xIGS 4B
Запуск
32006-0042006-02-18H2A2024ТанегасимаЯпонияЯпония1xMTSat 2
Запуск
42003-F022003-11-29H2A2024ТанегасимаЯпонияЯпония1xIGS O-2a
ЯпонияЯпония1xIGS R-2a
Запуск
52003-0092003-03-28H2A2024ТанегасимаЯпонияЯпония1xIGS 1A
ЯпонияЯпония1xIGS 1B
Запуск
62002-0422002-09-10H2A2024ТанегасимаЯпонияЯпония1xUSERS
ЯпонияЯпония1xDRTS
Запуск
72002-0032002-02-04H2A2024ТанегасимаЯпонияЯпония1xMDS 1
ЯпонияЯпония1xDash
Запуск

Надежность ракета-носителя



Найдено 7 документов по запросу «H2A2024». [Перейти к поиску]


Дата загрузки: 2017-12-10
Скачать документ
Скачать текст
0.06/5
... Vehicle Family Type H2A202 H2A2022 H2A2024 H2A204 Launch Capability About 3.8 tons... 2 H2A2024 Flight 3 H2A2024 Flight 4 H2A202 Flight 5 H2A2024 Flight 6 H2A2024 Flight 7 H2A2022 Flight 8 H2A2022 Flight 9 H2A2024...



Дата загрузки: 2017-06-16
Скачать документ
Скачать текст
0.05/5
.... TF1 (H2A202) TF2 (H2A2024) F3 (H2A2024) F4 (H2A202) F5 (H2A2024) August 29, 2001...



Дата загрузки: 2017-12-10
Скачать документ
Скачать текст
0.06/5
...-4S H-IIA H2A2022-5S H-IIA H2A2024-5S Long March LM-3C... 80 0.7993 12.331 H-IIA H2A2024-5S 0.99995 80 0.8768 15...



Дата загрузки: 2017-12-26
Скачать документ
Скачать текст
0.1/5
Fall Semester 2004 Part 8 No. 1 S·P·A·C·E TOURISM II TM Lecture Series given by Dr.-Ing. Robert Alexander Goehlich © 2003 by Robert A. Goehlich ようこそ スペース ツーリズム II レクチャー へ - Part 8: Present and Future Spaceports - General Contact Dr.-Ing. Robert Alexander GOEHLICH Mobile: +81-(0)90 1767 1667 Fax: +81-(0)45-566-1778 Email: mail@robert-goehlich.de Internet: www.robert-goehlich.de Ms. Akiko FUJIMOTO (Teaching Assistant) Mobile: +81-(0)80-5039-6222 Email: af07302002@yahoo.co.jp Mr. Kenji HASEGAWA (Webmaster) Mobile: n.a. Email: malayzaru@hotmail.com No. 2 Keio University Department of System Design Engineering Ohkami Laboratory (Space System Engineering) Office 14-609/14-620 3-14-1 Hiyoshi Kohoku-ku Yokohama 223-8522 JAPAN Content No. 3 ¾General ¾Guest Speaker: Mr. Iida, formerly Head of Kagoshima Space Center, now Advisor to the Executive Director of JAXA Note: The following slides were provided courtesy of Mr. Iida ¾Requests from Audience for Lectures No. 4 目 次 □宇宙機の現状 (今はまだ宇宙機=ロケット) □射場 (飛行場とは違う) □今後の見通し (スペースポートとは?) H2A標準型 衛星フェアリング 衛星 第2段液体水素タンク 第2段液体酸素タンク 第2段エンジン(LE-5B) 第1段液体酸素タンク 第1段液体水素タンク 固体ロケットブースタ (SRB-A) 第1段エンジン (LE-7A) 衛星フェアリング H2A主要諸元 第2段液体酸素タンク 第2段 第2段液体水素タンク 第2段エンジン No. 8 各 第1段 固体ロケットブースタ (SRB-A) 固体補助ロケット (SSB) 第2段 全長(m) 37.2 15.2 14.9 9.2 12 外径(m) 4.0 2.5 1 4.0 4.07 各段重量(t) 114 150(2本) 31 20 1.4 推力(t) 112 461 (2本) 152 (2本) 14 燃焼時間(S) 390 推進薬種類 ・液体酸素 ・液体水素 第1段液体酸素タンク 推進薬供給方式 第1段 第1段液体水素タンク 段 比推力(s) 姿勢制御 搭載電子装置 固体ロケット ブースタ (SRB-A) 固体補助ロケット (SSB) 第1段エンジン 100 プリブタジエン系コンポ ジェット固体推進薬 60 530 プリブタジエン系 コンポジェット固 体推進薬 ・液体酸素 ・液体水素 ターボポンプ ターボポンプ - - 440 280 282 ・ジンバル ・補助エンジン 可動ノズルによる ジンバル ・誘導制御系機器 ・テレメトリ送信 機 447 ・ジンバル ・ガスジェッ ト ・慣性誘導計 算機 ・テレメータ 送信装置 ・レーダトラ ンスポンダ ・指令破壊装 置 衛星 フェアリング H2Aファミリー 機体識別名称 静止トランスファ軌道 投入能力(ton) 打上げ予定の衛星例 H2A2024 H2A204 能力向上型 4.5 5.0 6.0 8.0 MTSAT-1R DRTS/USERS IGS ETS-VIII - H2A202 H2A2022 4.1 ADEOS-II スペースシャトル スペースシャトル主要諸元 全長 56.1 mオービタ翼幅 23.8 m ET+オービタ垂直尾翼上端までの高さ 23.9 m 打上げ時全重量 約 2,041 t (ペイロード含む) * ミッションにより前後する飛行高度 約 185~643 km ロケット追尾の地上局(静止・極軌道) SSO : Sun Synchronous Orbit HTV: H-ⅡA Transfer Vehicle GTO: Geo-stationary Transfer Orbit ロケット追尾の地上局 沖縄ダウンレンジ局 【機能】 ・ロケットテレメータの受信 増田局 【機能】 ・ロケットテレメータの受信 ・保安用コマンドの送信 ・精測レーダによるロケット追尾 宇宙ヶ丘局 【機能】 ・精測レーダによるロケット追尾 ・ロケットテレメータの受信 ・保安用コマンドの送信 60 ★ 50 40 第1光学観測局 内之浦 ★ 種子島 ★ 30 第3光学観測局 【機能】 ・ロケットの光学追尾 小笠原 ★ 沖縄 ★ 20 クリスマスダウンレンジ局 【機能】 ・ロケットテレメータの受信 10 緯度 [北緯,度] ★ ★ ★ ★ ★ 内之浦局(旧ISAS設備) 【機能】 ・ロケットテレメータの受信 ・精測レーダによるロケット追尾 (予定) 可搬型レーダ 【機能】 ・精測レーダによるロケット追尾 0 -10 -20 -30 -40 -50 -60 90 第1ダウンレンジ局 【機能】 ・ロケットテレメータの受信 ・保安用コマンドの送信 竹崎指令管制棟(RCC) 【機能】 ・射場管制 ・飛行安全管制 ・ロケットの光学追尾(第2光学) ・気象観測 第2ダウンレンジ局 【機能】 ・ロケットテレメータの受信 100 110 120 130 140 -70 第3ダウンレンジ局(グア ム) 【機能】 ・ロケットテレメータの受信 ・保安用コマンドの送信 経度 [東経,度] 150 160 170 180 サンチャゴダウンレンジ局 【機能】 ・ロケットテレメータの受信 小笠原ダウンレンジ局 【機能】 ・精測レーダによるロケット追尾 ・ロケットテレメータの受信 ・保安用コマンドの送信 種子島宇宙センター 至中種子町 第2衛星フェアリング組立棟 発電所 衛星組立棟 液体エンジン試験場 衛星フェアリング組立棟 大型ロケット発射場 中型ロケット発射場 至南種子町 島間港 光学観測所 3km 防災センター 海上監視レーダ塔 種子島灯台 事務本館 総合指令棟 ゲストハウス 固体ロケット試験場 至南種子町 小型ロケット発射場 宇宙科学技術館 観望台 ■総面積:約9㎞2(射点から半径3㎞以内の陸地面積) ■竹崎射場:小型ロケット発射場 ■大崎射場:中型ロケット発射場(N-Ⅰ/N-Ⅱ/H-Ⅰロケット) 大型ロケット発射場(H-Ⅱ/H-ⅡAロケット) ■射場系施設設備 ・総合指令棟(指令管制室、光学観測所、気象観測所、 飛行安全管制室) ・追跡所(レーダー、テレメトリ、コマンド) ・衛星/衛星フェアリング組立試験施設設備 ・液体エンジン/固体ロケット燃焼試験施設設備 ・発電所/上下水道/保安施設設備 ケネディ宇宙センター 名称 Kennedy Space Center その他の名称 John F. KennedSpaceCenter NASA Kennedy SpaceCenter NASA ケネディ宇宙センター ケネディ宇宙センター KSC 運営・管理機関 NASA / 米国 射場位置 米国 緯度28.5°経度-81°(マイナスは南緯/西経) ギアナ宇宙センター 名称 Guiana Space Center その他の名称 Kourou ギアナ宇宙センター クールー Centre Spatial Guyanais 運営・管理機関 Arianespace / フランス 所有機関 CNES / フランス 射場位置 仏領ギアナ 緯度5.2°経度-52.44°(マイナスは南緯/西経) 観光丸 スペースシップワン HOPE-X HTV 水平離着陸機構想(スペースプレーン) 空気吸い込み式エンジン ・飛行場のように・・・ ・安全性 ・宇宙機の信頼性 ・経済性 ・観光/宇宙開発 ・利便性 ・技術革新 (水平離陸・水平着陸) No. 25 Dr.-Ing. Robert Alexander GOEHLICH Keio University Department of System Design Engineering Space System Engineering (Ohkami Laboratory) 3-14-1 Hiyoshi, Kohoku-ku Yokohama 223-8522, JAPAN email: mail@robert-goehlich.de Mobile: +81-(0)90-1767-1667 Fax.: +81-(0)45-566-1778 Internet: http://www.robert-goehlich.de



Дата загрузки: 2016-12-09
Скачать документ
Скачать текст
0.1/5
powerful than the 26,400lb-thrust LE-5A. Apart from the increased thrust, the key difference between the two is in the construction of the LOX and L H fuel tanks. In the H-2, the tanks were manufactured together as a single welded unit, with the larger L H tank fixed to die top of the LOX tank. T h e tanks are now fabricated as separate units for ease of manufacture and for safety. There is, however, a weight penalty to be paid for diis change, says Endo. FOREIGN TECHNOLOGY "When we developed the H-2, the target was 100% Japanese manufacture, but in the H-2 A we decided to use foreign technology and materials," says Endo. For example, some components of the second stage fuel tanks are imported from the USA. This outsourcing, as well as the increased use of commercial off-theshelf components, from both Japanese and foreign suppliers, has helped to keep costs down. T h e H-2A uses a strap-down inertial guidance and control system, similar to the H-2's, comprising a newly developed inertial measurement unit, using ring laser gyros and a guidance control computer. These control thrust vectoring in the engine nozzles of borfi stages, while the second stage has an additional gas jet reaction control system. T h e vehicle has been fitted with a simplified electrical system, featuring a 1553B databus. Japanese electronics and computer giant NI (! is providing much of the on-board computer and telemetry equipment, while the inertial measurement system comes from Japan Aviation Electronics Industry. T h e H-2 A is fitted with an automated diagnostic system, intended to reduce pre-launch processing time dramatically. Two failures of the H-2 led to the cancellation of the last launch satellite launch industry in Japan will be saved by the H-2A's success. In the meantime, they admit that the industry remains in a "very, very dangerous" position. All these innovations and modifications are intended to cut the H-2 As launch costs to about half of the LI-2's - to about ¥8.5 billion. If all works well, NASDA proposes a family of launch vehicles, with capabilities far exceeding anythingjapan has launched to date. T h e H2 A202, H2A2022 and H2A2024 configurations will be able to put 4-4.5t payloads in geostationary transfer orbit (GTO), with the extra launch thrust provided by up to four solid strap-on boosters as well as the two SRB-As. which generated 190,001b of thrust at sea level. Manufacture of the engine and of die first stage has been simplified by increased use of casting and machining, and less welding, to reduce costs and risk. SIMPLICITY AND RELIABILITY T h e H-2's SRBs were made from polybutaT h e LRB-equipped H2A212 allows an extra T h e H-2 Ais design aims for simplicity and reli- diene composite shells and generated about ability, with the most obvious differences in its 350,0001b of thrust each. T h e H-2A's SRB-A 3.5t of payload, givinga 7.5tcapability t o G T O , MHI-built engines and boosters. NASDA pre- boosters are also composite, but, while Endo with NASDA planning an enlarged payload dicts that its basic launch configuration - named says that the original 11-2 SRB was made in four fairing for this configuration. T h e LRB itself is H2 A202, with two SRB-A boosters - will have a steel casing segments, each SRB-A is built as a powered by two LE-7A engines. T h e agency reliability of over 0.97. A planned heavyweight single unit of polybutadiene composite. This plans the first launch of this configuration a year development of the rocket, with an additional technology was imported from the USA's after the first H-2A launch. NASDA is also external liquid rocket booster (LRB) - called Thiokol, which provided the machinery and studying a further augmented configuration, H2 A2 2 2, with two LRBs as well as the"SRB-As, H2A212 -will have a reliability exceeding 0.96. know-how, says Endo. T h e agency qualifies these predictions, howevT h e new materials and manufacturing pro- which would offer a 9.5t-to-GTO capability. er, by saying that they are made with a "confi- cess cut weight and increase structural integrity. Whether any of these developments see die dence level" of 60%. T h e SRB-As also generate 507,0001b of thrust light of day depends largely on the success of die T h e H-2A's first stage is powered by the each, compared with the original SRB's H-2A's first launch in a year's time. Payload space is reserved by Hughes and Loral, which improved LE-7A LOX/LH-fuelled engine, 350,0001b. which provides 247,0001b of thrust (1,1 OOkN) T h e second stage is powered by tile 31,0001b- will only turn into real contracts if the first two • substantially more than the 11-2's LE-7 engine, thrust LE-5B engine, which is slightly more launches go smoodily. FLIGHT INTERNATIONAL 14 - 20 March 2000 35



Дата загрузки: 2016-12-09
Скачать документ
Скачать текст
Скачать перевод
Посмотреть билингву
0.09/5
... by NASDA as H2A202, H2A2022, H2A2024, H2A212, and H2A222. 122 The...



Дата загрузки: 2017-12-10
Скачать документ
Скачать текст
0.06/5
... on booster Type H2A202 H2A2022 H2A2024 H2A204 Launching capacity (GTO) 4.1 ton...