H-II

NASDA * Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.

Unmittelbar neben der Osaki Range im T.S.C. der NASDA vor Kyushu wurde ein neuer Startkomplex Yoshinobu geschaffen, von dem die erste komplett von Japan entwickelte neue Trägerrakete H-II gestartet wird. Die Entwicklung der H-II wurde 1984 beschlossen. Bis zum Erststart am 03.02.1994 vergingen 10 Jahre.
Die H-II besteht aus einer kryogenen 1. Stufe mit dem Einkammertriebwerk LE-7 und einer zweiten kryogenen Stufe mit dem Triebwerk LE-5A von Mitsibishi Heavy Industries. Zwei große Solid Rocket Booster SRB-EM von Nissan Heavy Industries erhöhen die Gesamtschubleistung erheblich. Ein SRB ist aus 4 Feststoff-Segmenten in Stahl-Ummantelung zusammengesetzt. Die H-II wird in zwei Versionen gebaut. Bei der ersten Version  wird ein Fairing von 4,10 m Durchmesser eingesetzt. Die zweite Version  hat einen zweigeteilten Fairing für Nutzlasten mit max. 5,0 m Durchmesser und ist z.T. schubverstärkt durch 2 weitere kleine Feststoffantriebe SSB (Solid Strap-on Booster), die aber erst gezündet werden, wenn die beiden SRB ausgebrannt sind. Die Nutzlastkapazität der H-II liegt bei max. 10,0 t LEO bzw. 4,0 t GTO. Bis Ende 1999 wurden 7 Starts durchgeführt. Beim letzten (fehlgeschlagenen) Start kam erstmals die neue Oberstufe mit dem Triebwerk LE-5B zum Einsatz.
Die H-II soll ab dem Jahr 2000 von einem Nachfolgemuster, der H-IIA abgelöst werden. Eine der wichtigsten geplanten Veränderungen der Trägerrakete ist eine neue Verbindung der ersten Stufe mit den Starthilfen. Während die H-II auf dem hinteren Ende der SRB’s steht, wird die neue H-IIA auf dem Heck der ersten Stufe stehen. Als Starthilfen sind verschiedene Booster vorgesehen, die in variierter Zusammenstellung zu insgesamt 4 Versionen führt.

Für die Vermarktung der von der NASDA gebauten neuen H-II soll die bereits 1990 neu gegründete Rocket System Corporation (R.S.C.) zuständig sein. Sie baut auf dem Yoshinobu Launch Complex auf  Tanegashima Island einen zweiten Startkomplex.


The H-II is the first large launch vehicle designed entirely domestic Japanese technology. The H-II consists of two cryogenic core stages plus two solid strap-on boosters SRB-EM. The new upgraded H-IIA family includes a various strap-on solid fuel (SRB-A, SSB) and liquid fuel (LRB) strap-on boosters.
The major elements of the H-II first stage are the aluminium isogrid propellant tanks and the engine section with an LE-7 LH2/LOX main engine. The hydrogen tank is 18 m long, and the oxygen tank is 8 m long. Avionics are contained in the center body section between the tanks. The first stage of the H-IIA is closely based on the H-II first stage, but includes a number of modifications. The side-mounted turbopumps of the LE-7 are moved to the top on the new main engine LE-7A, making the engine longer.
The liftoff thrust of the H-II is provided by a pair of solid rocket boosters (SRBs). The SRB-EM is a long four-segment solid motor with casings made from steel. The H-IIA booster, designated SRB-A, incorporates several improvements. It is a shorter, monolithic motor. The motor casing is a filament wound composite structure, using technologies from Thiokol. The nozzle is gimbaled using an electromechanical system. The SRB-A can be supplemented by two or four smaller solid strap-on boosters (SSBs), which are Thiokol Castor IVAXL motors. The H-IIA  can also use a large liquid booster LRB for higher performance. The strap-on LRB is similar to the first stage, but includes two engines for higher liftoff thrust. It is capped by an aluminium/composite nose cone.
The second stage of the H-II is closely based on the H-I second stage, with larger propellant tanks and an upgraded LE-5A engine. The 4-m diameter hydrogen tank and the 2,4-m diameter oxygen tank share a common bulkhead. Changes for the H-IIA include larger, separated propellant tanks for higher performance and a more robust LE-5B engine. The new stage fly on the seventh flight of the H-II (-----> H-IIS).