H-IIA
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| H-IIA Lanceur spatial | |
 H-IIA F23 avec le satellite nippo-américain GPM (2014). | |
| Données générales | |
|---|---|
| Pays d’origine |  Japon
|
| Constructeur | Mitsubishi Heavy Industries |
| Premier vol | |
| Statut | Actif |
| Lancements (échecs) | 45 (1) |
| Hauteur | 53m |
| Diamètre | 4m |
| Masse au décollage | 445t |
| Étage(s) | 2 |
| Base(s) de lancement | Tanageshima |
| Charge utile | |
| Orbite basse | 10tà 15t |
| Transfert géostationnaire (GTO) | 4,1tà 6,1t |
| Motorisation | |
| Ergols | Oxygèneethydrogèneliquides |
| Propulseurs d'appoint | 2 ou 4 SRB (1339 - 8239 kN) |
| 1erétage | 1 xLE-7A(1 x 815 kN au sol) |
| 2eétage | 1 xLE-5B(1 x 137 kN dans le vide) |
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H-IIAest unlanceurjaponaisde puissance moyenne (de10à15tonnesenorbite terrestre basse) développé à la fin des années 1990. Cette version dérivée du lanceurH-IIest conçue par l'agence spatialejaponaise de l'époque, laNASDA,avec l'objectif de réduire les coûts de fabrication et permettre ainsi de trouver des débouchés sur le marché des satellites commerciaux. Malgré un parcours pratiquement sans faute, (un échec sur 45 tirs entre 2001 et 2021), le lanceur fabriqué par la sociétéMitsubishi,trop coûteux, n'a pas réussi à faire la percée attendue. Il est utilisé pour lancer la majorité des satellites institutionnels japonais:satellites militaires,sondes spatiales,satellites d'observation de la Terre.Les lancements sont effectués depuis labase de lancement de Tanegashima.
Historique
[modifier|modifier le code]La crise du programme spatial japonais des années 1990
[modifier|modifier le code]À la fin des années 1990, le programme spatial japonais traverse une grave crise: l'agence spatiale japonaiseperd coup sur coup plusieurs engins spatiaux à la suite de défaillances techniques:Kiku-5(1994), la mininavette spatialeHYFLEX(1996), le gros satellite d'observation de la TerreADEOS-I(1996),COMETS(ja)(1998). Le Japon est à la même époque traversé par une grave crise économique qui entraîne une réduction du budget accordé à l'activité spatiale (diminution de 17 % en 1997)[1].Le lanceur principal japonaisH-II,dont le premier vol remonte à 1994, est une brillante réussite technique mais constitue un gouffre financier. Chaque lancement du H-II revient à 188 millions d'eurossoit le double des lanceursArianeouAtlas.Le Japon a tenté à plusieurs reprises de pénétrer le marché commercial mais n'a jamais réussi à placer son lanceur trop coûteux. La situation est sur le point de s’aggraver avec l'apparition d'un nouveau concurrent, le lanceur russeProton.L'agence spatiale japonaise décide en conséquence de refondre son lanceur en se donnant comme objectif d'abaisser suffisamment les coûts de production pour lui permettre d'être concurrentiel sur le marché des lancements commerciaux[2].
Développement du lanceur H-IIA
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Le lanceur H-IIA est dérivé du lanceurH-IIréalisé par l'industrielMitsubishipour l'agence spatiale japonaiseNASDA.Il est développé à la fin des années 1990 pour fiabiliser et abaisser le coût de ce dernier lanceur et accéder ainsi au marché des lancements commerciaux. Pour y parvenir, la NASDA choisit de simplifier son lanceur et de recourir de manière plus importante à des composants réalisés auxÉtats-Unis.L'abaissement des coûts doit également provenir d'une fréquence de lancements plus importante en la faisant passer de 3 à 6-8 tirs par an. Un contrat de 10 lancements est signé avec le constructeur desatellites de télécommunicationsHughespour un coût total de 1 milliard dedollars américainssoit la moitié du prix des H-II. Mais le contrat est rompu en mai 2000 sans doute à la suite du retard pris par les développements. L'Agence spatiale européenneenvisage également de faire lancer son satellite de télécommunicationsArtemismais, après 18 mois d'hésitation, opte pour le lanceurAriane 5[3].
Le premier lancement du H-IIA a lieu en.Le nouveau lanceur ne parvient pas à gagner des parts de marché face à une concurrence bien installée (Ariane et lanceurs russes). À deux exceptions près, le lanceur est utilisé pour placer en orbite les satellites institutionnels japonais (satellites d'observation, sondes spatiales, satellites militaires). La cadence de tir limité à un ou deux tirs par an ne permet pas d'abaisser les coûts et le prix du lancement se maintient à 100 millions de dollars américains à la fin des années 2000. Deux versions lourdes (212 et 222) sont envisagées à l'origine: elles utilisent comme propulseur d'appoint le premier étage équipé de 2 moteurs baptisé LRB. la version 222 comportant deux LRB permet de placer 17 tonnes en orbite basse contre 10 tonnes pour la version 202 de base. Mais le développement de ces versions lourdes n'est jamais lancé[3].Depuis 2003, un accord de coopération avec les opérateurs de lanceur Arianespace et ULA qui permet de basculer les tirs d'un lanceur à l'autre en cas de défaillance prolongée d'un des lanceurs. Depuis le,le développement du lanceur et la gestion des opérations de lancement est entièrement pris en charge par son constructeur Mitsubishi[4].
Caractéristiques techniques
[modifier|modifier le code]Le lanceur comprend deux étages propulsés par des moteurs-fusées à ergols liquides brulant un mélange d'Oxygèneethydrogèneliquides et un nombre variable de propulseurs à ergols solides[3]:
- Le premier étage L-100 est propulsé par un unique moteur-fuséeLE-7Atrès performant (combustion étagée) consommant un mélange d'Oxygèneethydrogèneliquides et d'unepousséede 110 tonnes dans le vide. L'étage d'un diamètre de 4 mètres et une longueur de 37,2 mètres a une masse de 113,6 tonnes.
- Compte tenu de la faible poussée au décollage de cet étage, le lanceur est proposé dans toutes ses versions avec des propulseurs d'appoint. Il en existe deux types utilisant tous deux dupropergol solide:le SRB, a une poussée de 225 tonnes dans le vide pour une masse de 76,4 tonnes et fonctionne durant 101 secondes. Le SSB, qui est un propulseur d'appoint américainCastor 4A-XL,a une poussée de 63 tonnes dans le vide pour une masse de 15,2 tonnes et fonctionne durant 60 secondes.
- Le deuxième étage L-17 utile un moteur-fuséeLE-5Bbrûlant un mélange d'oxygène et d'hydrogène liquide et d'une poussée de 13,7 tonnes dans le vide. L'étage d'un diamètre de 4 mètres et une longueur de 9,2 mètres a une masse de 19,6 tonnes. Il existe deux types de coiffe toutes deux d'un diamètre de 4 mètres longues respectivement de12et15mètres.
Configurations
[modifier|modifier le code]Le lanceur existe en quatre variantes différentes obtenues en combinant SRB et SSB. Leurcharge utilepour l'orbite de transfert géostationnaireva de 4,1 tonnes pour la version de base la plus utilisée (202) à 6 tonnes pour la version la moins utilisée (204). Les deux versions intermédiaires utilisant les SSB (2022 et 2024) ne sont plus produites. Par ailleurs, les deux versions lourdes envisagées (212 et 222) n'ont jamais été développées.
| Version | Masse totale | Charge utileorbite basse | Charge utile (GTO) | Propulseurs d'appoint | Nombre de lancements / échecs (maj:) |
Statut |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 202 | 285 t. | 10 t. | 4,1 t. | 2 SRB | 29 | En production |
| 2022 | 316 t. | - | 4,5 t. | 2 SRB + 2 SSB | 3 | Production arrêtée[6] |
| 2024 | 347 t. | - | 5 t. | 2 SRB + 4 SSB | 7 / 1 | Production arrêtée |
| 204 | 445 t. | 15 t. | 6 t. | 4 SRB | 5 | En production |
| 212 | 403 t. | 16,5 t. | 7,5 t. | 2 SRB + 1 LRB | - | Version non développée |
| 222 | 520 t. | 17 t. | 9,5 t. | 2 SRB + 2 LRB | - | Version non développée |
Installations de lancement
[modifier|modifier le code]Les tirs du lanceur H-IIA sont effectués comme dans le cas du lanceur précédent depuis labase de lancement de Tanegashimasituée sur la petite île deTanega-shimaau sud du Japon.
Les lanceurs dérivés
[modifier|modifier le code]Le lanceur H-IIB
[modifier|modifier le code]En,l'agence spatiale japonaise, laJAXA,décide de développer à la place des versions lourdes envisagées du H-IIA (212 et 222), le lanceurH-IIB.Ce nouveau lanceur se distingue par un diamètre plus important (5,20 au lieu de 4 m) et son premier étage qui utilise 2 LE-7A au lieu d'un moteur unique. Le lanceur est systématiquement flanqué de 4 propulseurs d'appoint SRB. La charge utile en orbite basse passe de 15 tonnes à 19 tonnes. Ce lanceur est uniquement utilisé pour lancer lecargo spatialHTVservant au ravitaillement de laStation spatiale internationale.
Le projet H3, successeur du H-IIB
[modifier|modifier le code]En 2014, la JAXA décide de développer un remplaçant au lanceur H-IIA avec un double objectif: leH3doit être beaucoup moins coûteux et suffisamment sûr pour permettre l'envoi d'hommes dans l'espace. L'architecture du futur lanceur H3 repose sur le développement d'un nouveaumoteur-fusée à ergols liquidesbaptiséLE-9,de conception plus simple que leLE-7,et la réutilisation du deuxième étage du lanceur léger japonaisEpsilonen tant que propulseur d'appoint. Le nouveau lanceur sera capable de placer 6,5 tonnes enorbite de transfert géostationnairedans sa configuration la plus puissante.
Comparaison des lanceurs H-II
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| Version | H-II | H-IIA | H-IIB | |
|---|---|---|---|---|
| Etages | 2 + propulseurs d'appoint | |||
| Longueur | 49 m | 53–57 m | 56 m | |
| Diamètre | 4,0 m | 4,0 m | 5,2 m | |
| Masse au lancement | 260 t | 285 - 347 t | 531 t | |
| Poussée | 3962 kN | jusqu'à 4913 kN | 8372 kN | |
| Charge utile | 10 t LEO 4 t GTO |
10-15 t LEO 4-6 t GTO |
19 t LEO 8 t GTO | |
| Propulseurs d'appoint | ||||
| Désignation | H-II-0 | SRB-A | SSB | SRB-A |
| Nombre | 2 | 2-4 | 0-4 | 4 |
| Longueur | 23,36 m | 15,2 m | 14,9 m | 15,2 m |
| Diamètre | 1,81 m | 2,5 m | 1,0 m | 2,5 m |
| Masse à vide | 11,25 t | 10,4 t | 2,5 t | 10,55 t |
| Masse au lancement | 70,4 t | 76,4 t | 15,5 t | 76,5 t |
| Propulsion | H-II-0 avec une poussée de 1540 kN | SRB-A avec une poussée de 2245 kN |
Castor 4XL avec une poussée de 745 kN | 4 x SRB-A avec une poussée de 4 x 2305 kN |
| Durée de combustion | 94 s | 120 s | 60 s | 114 s |
| 1erétage | ||||
| Désignation | H-II-1 | H-IIA-1 | ||
| Longueur | 28 m | 37,2 m | 38,2 m | |
| Diamètre | 4,0 m | 4,0 m | 5,2 m | |
| Masse à vide | 11,9 t | 13,6 t | 24,2 t | |
| Masse au lancement | 98,1 t | 113,6 t | 202 t | |
| Propulsion | LE-7 avec une poussée de 844/1080 kN(1) |
LE-7A avec une poussée de 870/1096,5 kN |
2 x LE-7A avec une poussée de 2196 kN | |
| Durée de combustion | 346 s | 397 s | 352 s | |
| 2eétage | ||||
| Désignation | LE-5A | LE-5B | LE-5B-2 | |
| Longueur | 10,7 m | 9,2 m | 11 m | |
| Diamètre | 4,0 m | 4,0 m | 4,0 m | |
| Masse à vide | 2,7 t | 3,0 t | 3,4 t | |
| Masse au lancement | 19,7 t | 19,6 t | 20 t | |
| Propulsion | LE-5A avec une poussée de 121,6 kN | LE-5B avec une poussée de 137,16 kN | LE-5B-2 avec une poussée de 137,2 kN | |
| Durée de la combustion | 609 s | 534 s | 499 s | |
(1) Poussée au niveau de la mer/dans le vide
Historique des lancements de la H-IIA
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Le H-IIA a été lancé pour la première fois leet a été utilisé à 45 reprises (chiffres). La cadence de tir moyenne est légèrement inférieure à 2 par an. Le sixième lancement, qui a eu lieu le,reste le seul échec en date de 2015. Il entraîna la destruction de deux satellites de reconnaissance. Les tirs ont repris après une interruption d'un peu moins d'un an et demi avec le lancement lede MTSAT-1R. Le premier tir au-delà de l'orbite terrestre a eu lieu leavec le lancement de la sonde spatiale lunaireSELENE.H-IIA est utilisé de manière quasi exclusive pour lancer des satellites institutionnels japonais: satellites militaires (6 tirs),sondes spatiales(2 tirs), satellites d'observation de la Terre (6 tirs), satellites technologiques (4 tirs dont les deux premiers vols destinés à la validation du lanceur).
Le tir duest le premier lancement effectué pour une compagnie étrangère,Télésat Canada[7].La mise en orbite du satellite canadien, construit parAirbus Defence and Space,est réalisée avec succès[7].À cette occasion, le lanceur japonais se distingue de ses concurrents en injectant sa charge à une altitude plus élevée qu'habituellement[8].Procéder de cette manière permet au satellite de moins utiliser sa propulsion pouratteindre l'orbite géostationnaireet de conserver ainsi des réserves d'ergol,augmentant sa durée de vie.
La mission lunaire japonaise avec la H-IIA connaît un lancement avec succès le 7 septembre 2023, décollant depuis Tanegashima après trois reports successifs[9].La mission embarque un petit module lunaire,SLIM« Moon Sniper »,et un satellite astronomique,XRISM,développé conjointement avec la NASA et l'ESA.
| Date (UTC) | N° Vol | Modèle | Charge utile | Nature | Résultat |
|---|---|---|---|---|---|
| TF1 | 202 | VEP 2 LRE |
Vol d'essais | Succès | |
| TF2 | 2024 | VEP 3 MDS-1(Tsubasa), DASH |
Vol d'essais, satellite technologique (MDS-1) | Succès | |
| F3 | 2024 | USERS DRTS(Kodama) |
Microgravité Télécommunications |
Succès | |
| F4 | 202 | ADEOS2 (Midori 2) WEOS (Kanta-kun),FedSat1,Micro LabSat 1 |
Observation de la Terre | Succès | |
| F5 | 2024 | IGS-Optical 1 IGS-Radar 1 |
Satellites de reconnaissance optique et radar | Succès | |
| F6 | 2024 | IGS-Optical (2) IGS-Radar (2) |
Satellite de reconnaissance radar | Échec | |
| F7 | 2022 | MTSat-1R(Himawari 6) | Télécommunications, météo, navigation | Succès | |
| F8 | 2022 | ALOS(Daichi) | Observation de la Terre | Succès | |
| F9 | 2024 | MTSat-2(Himawari 7) | Télécommunications, météo | Succès | |
| F10 | 202 | IGS-Optical 2 | Satellite de reconnaissance optique | Succès | |
| F11 | 204 | ETS-VIII(Kiku 8) | Satellite expérimental de télécommunications | Succès | |
| F12 | 2024 | IGS-Radar 2 IGS-Optical 3V |
Satellites de reconnaissance optique et radar | Succès | |
| F13 | 2022 | SELENE(Kaguya) | Sonde spatiale lunaire | Succès | |
| F14 | 2024 | WINDS(Kizuna) | Satellite expérimental de télécommunications | Succès | |
| F15 | 202 | GOSAT(Ibuki) SDS-1,STARS(Kūkai),KKS-1 (Kiseki),PRISM(Hitomi),Sohla(en)-1 (Maido 1) SORUNSAT-1 (Kagayaki),SPRITE-SAT(Raijin) |
Observation de la Terre | Succès | |
| F16 | 202 | IGS-Optical 3 | Satellite de reconnaissance optique | Succès | |
| F17 | 202 | PLANET-C(Akatsuki)IKAROS UNITEC-1(en)(Shin'en),Waseda-SAT2(en),K-Sat(Hayato),Negai☆″(en) |
Sonde spatiale vénusienne Voile solaire |
Succès | |
| F18 | 202 | QZS-1 (Michibiki) | Satellite de navigation | Succès | |
| F19 | 202 | IGS-Optical 4 | Satellite de reconnaissance optique | Succès | |
| F20 | 202 | IGS-Radar 3 | Satellite de reconnaissance radar | Succès | |
| [10] | F21[11] | 202 | GCOM-W1(Shizuku) Arirang-3(en),SDS-4(en),HORYU-2 |
Observation de la Terre (GCOM-W1) | Succès |
| F22 | 202 | IGS-Radar 4 IGS-Optical 5 |
Satellites de reconnaissance optique et radar | Succès | |
| F23 | 202 |  GPM-Core ObservatorySindaiSat (Ginrei), STARS-II (Gennai), TeikyoSat-3, ITF-1 (Yui), OPUSAT (CosMoz), INVADER, KSAT2 |
Observation de la Terre (GPM-Core Observatory) | Succès | |
| F24 | 202 | ALOS-2(Daichi 2)RISING-2(en),UNIFORM-1(en),SOCRATES, SPROUT |
Observation de la Terre radar (ALOS-2) | Succès | |
| F25 | 202 | Himawari 8 |
Météorologie | Succès | |
| F26 | 202 | Hayabusa 2PROCYON,DESPATCH-ARTSAT 2,Shin’en 2 |
Mission retour d'échantillon astéroïde | Succès | |
| F27 | 202 | IGS-Radar Spare |
Satellite de reconnaissance radar | Succès | |
| F28 | 202 | IGS-Optical 5 |
Satellite de reconnaissance optique | Succès | |
| F29 | 204 |  Telstar 12 Vantage |
Télécommunications | Succès | |
| F30 | 202 | Astro-H(Hitomi)Horyu 4,ChubuSat-2(Kinshachi 2),ChubuSat-3(Kinshachi 3)8CubeSat |
Télescope spatial à rayons X | Succès | |
| F31 | 202 | Himawari 9 |
Météorologie | Succès | |
| F32 | 204 | DSN-2(Kirameki 2) |
X-band defense telecommunication satellite-2 | Succès | |
| F33 | 202 | IGS-Radar 5 |
Satellite de reconnaissance radar | Succès | |
| F34 | 202 | QZS-2 (Michibiki 2) |
Satellite de navigation | Succès | |
| F35 | 204 | QZS-3 (Michibiki 3) |
Satellite de navigation | Succès | |
| F36 | 202 | QZS-4 (Michibiki 4) |
Satellite de navigation | Succès | |
| F37 | 202 | GCOM-C(Shikisai)SLATS(Tsubame) |
Observation de la Terre (GCOM-C) | Succès | |
| F38 | 202 | IGS-Optical 6 |
Satellite de reconnaissance optique | Succès | |
| F39 | 202 | IGS-Radar 6 |
Satellite de reconnaissance radar | Succès | |
| F40 | 202 | GOSAT2 (Ibuki 2) KhalifaSat, Diwata 2,Ten-Koh,AUTcube 2,STARS-AO(Aoi) |
Observation de la Terre | Succès | |
| F41 | 202 | IGS-Optical 7 |
Satellite de reconnaissance optique | Succès | |
| F42 | 202 | Mars Hope |
Sonde d'exploration de Mars | Succès | |
| F43 | 202 | JDRS-1 |
Satellite de télécommunications | Succès | |
| F44 | 202 | QZS-1R |
Satellite de navigation | Succès | |
| F45 | 204 |  Inmarsat-6 F1 |
Satellite de télécommunications | Succès | |
| F46 | 202 | IGS-Radar 7 |
Satellite de reconnaissance radar | Succès | |
| F47 | 202 | XRISM/SLIM |
Télescope spatial à rayons X, atterrisseur lunaire | Succès | |
| Lancements planifiés | |||||
| Fxx | 202 | GOSAT-GW |
Observation terrestre | ||
| Fxx | 202 | IGS-Optical 8 |
Satellite de reconnaissance optique | ||
| Fxx | 202 | IGS-Radar 8 |
Satellite de reconnaissance radar | ||
Notes et références
[modifier|modifier le code]- Harvey et all,p.72.
- Harvey et all,p.74.
- (de)Bernd Leitenberger, «Die H-II Trägerraketenfamilie», surBernd Leitenbergers Web Site(consulté le)
- (en)«Mitsubishi and Arianespace Combine Commercial Satellite Launch Services»,SatNews.com,(version dusurInternet Archive)
- (en)Gunter Dirk Krebs, «HII-A», Gunter's space page(consulté le)
- Tam lăng trọng công, “H2A” 2 cơ chủng に bán giảm ・ dân 営 hóa でコスト giảm.NIKKEI NET
- (en)Peter B. de Selding, «Japan’s H-2A Launches Telstar 12 Vantage in Commercial Debut», surSpaceNews,(consulté le)
- (en)«Commercial Satellite Launches», surwww3.nhk.or.jp.com,(consulté le)
- «Le Japon réussit le lancement de sa mission lunaire»,Le Monde.fr,(lire en ligne,consulté le)
- (en)Annonce du lancement(la date et l’heure indiquées correspondent au fuseau horaire du Japon)
- (en)Présentation de la mission
Sources
[modifier|modifier le code]- (en)Brian Harvey, Henk H F Smid et Theo Pirard,Emerging space powers: The new space programs of Asia, the Middle East ans South America,Springer Praxis,(ISBN978-1-4419-0873-5)
