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Japanische Trägerraketen
H,N und J Serie

Das Institut ISAS der Tokioter Universität betreibt die Feststoffraketen der My Serie und die nationale Raumfahrtagentur NASDA die größeren N und H Raketen. Ebenso unterscheiden sich die Nutzlasten: ISAS startet wissenschaftliche Nutzlasten und die NASDA technologische und Anwendungssatelliten. Die erste gemeinsame Entwicklung die J-1 ist vorerst gescheitert. Am 1. Oktober 2003 sind drei japanische Raumfahrtorganisationen zur neuen Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) zusammengeschlossen worden. Neben der NASDA sind dies die ISAS und das National Aerospace Laboratory of Japan (NAL), welches vornehmlich Grundlagenstudien für Antriebe von Raketen und Flugzeugen betrieb.

Es gibt auch 2 Startplätze: Kagoshima für die L+M Feststoffraketen, Tanegashima für die flüssig angetriebenen N,H,J Raketen. Beide liegen im Süden Japans. Eine Beeinträchtigung beider Startplätze sind die Fischereirechte: In der Startzone werden mit großen Kilometerlangen Treibnetzen die Meere leer gefischt. Die Fischindustrie hat in Japan Priorität, das bedeutet in der Praxis, dass es nur 2 kurze Startfenster im Jahr gibt in denen Raketenstarts möglich sind: Von Mitte Januar bis Ende Februar und von Ende Juli bis Ende September, also nicht einmal 4 Monate im Jahr. Man erkennt dies ganz deutlich bei den Starts. Teilweise mussten auch Planetensonden monatelang im Erdorbit geparkt werden, da ein Start während des idealen Startfensters unmöglich ist. So ist es auch nicht verwunderlich das einer der Satelliten die Japan startet Wale beobachten soll - schließlich stehen die bei den Japanern ganz oben auf der Speisekarte!

Alle japanischen Trägerraketen haben mit einer Ausnahme bis jetzt nur japanische Nutzlasten transportiert. Die Startzahl ist gering, so fanden in 24 Jahren N+H Entwicklung insgesamt nur 31 Starts statt, also weniger als 2 pro Jahr, dies macht die Trägerraketen auch unverhältnismäßig teuer.

Auch sonst zeigte sich in der japanischen Trägerraketenentwicklung etwas völlig untypisches für Japan: Es gelang nicht wie auf anderen Märkten wie z.B. der Foto- oder Elektronikindustrie erfolgreich in den Markt einzubrechen oder diesen gar zu dominieren. Japanische Trägerraketen sind die teuersten der Welt, 2-3 mal teurer als westliche Gegenstücke. Nur zwei ausländische Nutzlasten konnten in 30 Jahren gewonnen werden: Express für den letzten Start der My-3SII und Artemis für den Erstflug der H-2A. (Dann aber auf die Ariane 5 umgebucht).

Dieser Artikel behandelt die Raketen mit flüssigem Treibstoff. De mit festem Treibstoff (My und Lambda) finden sie in diesem Artikel.

Die N

Bei der N-1 kam in der zweiten Stufe ein japanisches Triebwerk, das LE-3 zum Einsatz, bei der N-2 war es der Nachbau des amerikanischen TR-201. Die ersten 5 Triebwerke der ersten Stufe und die Elektronik der ersten 6 Träger wurden noch in Amerika gefertigt. Die N-1 verwandte ein Radiolenksystem. Die Startmasse betrug 90.4 m bei einer Höhe von 32.57 kg. Sie konnte 130 kg in einen geostationären Orbit transportieren (360 kg mit Apogäumsantrieb).

Die N hatte für die japanische Industrie vor allem einen Sinn: Sie konnte durch den Nachbau der amerikanischen Rakete sich das Know-how erwerben selbst eine moderne mit flüssigen Treibstoffen angetriebene Rakete zu entwickeln. Da die Rakete nie andere Nutzlasten als japanische Satelliten startete und die Nutzlasten beschränkt waren (Die Erststarts fanden immer erst statt, als in Amerika die Entwicklung schon längst weiter war und so größere Nutzlasten möglich waren) gab es auch nicht die Probleme mit dem Transport von kommerziell nutzbaren Satelliten, die in Europa zur Entwicklung der Europa und Ariane führten.

Als die N-1 zum ersten mal startete war die Delta schon bei der 2914 Version angekommen, welche die doppelte Nutzlast der N-1 hatte. Die N-1 verwandte im Jahre 1975 die Technologie von 1969. Doch dies war nebensächlich. Es galt vielmehr Entwicklungshilfe zu leisten, damit die Japaner eine eigene mit flüssigen Triebstoffen angetriebene Rakete bauen konnten. Die von Japan gestellte zweite Stufe war leistungsfähiger als die damalige Delta, weshalb die N-1 auch eine etwas höhere Nutzlast als die Delta besaß.

Die N-2 wog verstärkt durch Castor II Zusatzbooster 135.2 t und hatte eine Höhe von 35.36 m. Sie wurde von 1981 bis 1987 eingesetzt. Der Durchmesser betrug nun durchgehend 2.44 m. Sie verwandte ein neues Lenksystem mit einer Inertialplattform. Auch hier machte die N-2 der Delta keine Konkurrenz, denn 1981 konnte eine Delta 3910 PAM D schon 1087 kg in den GTO Orbit transportieren. Die N und H-1 Serie transportierten nie andere Nutzlasten als japanische Satelliten.

N-1 Erststart 9.9.1975, letzter Start 3.9.1982 Starts: 7, Fehlstarts 1 Nutzlast 1200 kg LEO 360 kg GTO Booster: Castor II (3 Stück) Vollmasse 4424 kg, Leermasse 695 kg Schub 229 kN über 37 sec. Spez. Impuls 2275 (Meereshöhe) 2561 (Vakuum) 1 Triebwerk TX-354-5 Länge 7.25 m, Durchmesser 0.79 m Stufe 1: LTAT Thor Vollmasse 70900 kg, Leermasse 4200 kg Schub 765 kN über 220 sec. Spezifischer Impuls 2845 (Vakuum), 2511 (Meereshöhe) 1 Triebwerk MB3-3 Länge 21.44 m, Durchmesser 2.44 m

Stufe 2: SSPS-N1 Vollmasse 4350 kg, Leermasse 500 kg Schub 35 kN über 320 sec. Spezifischer Impuls 2909 (Vakuum) 1 Triebwerk LE-3 Länge 5.44 m, Durchmesser 1,46 m Stufe 4: TE-364-14 Vollmasse 774 kg Leermasse 116 kg Schub 38.7 kN über 40 sec. Spezifischer Impuls 2795 (Vakuum) Länge 1.48 m, Durchmesser 1.65 m

N-2 Erststart 11.2.1981, letzter Start 19.2.1986 Starts: 8, kein Fehlstart Nutzlast 2000 kg LEO 730 kg GTO Booster: Castor II (3-9 Stück) Vollmasse 4424 kg, Leermasse 695 kg Schub 229 kN über 37 sec. Spez. Impuls 2275 (Meereshöhe) 2561 (Vakuum) 1 Triebwerk TX-354-5 Länge 7.25 m, Durchmesser 0.79 m Stufe 1: ELTAT Thor Vollmasse 85.800 kg Leermasse 4400 kg Schub 756 kN über 270 sec. Spez. Impuls 2481 (Meereshöhe), 2844 (Vakuum) Länge 22.44 m, Durchmesser 2,.44 m

Stufe 2: SSPS-N2 Vollmasse 6300 kg, Leermasse 560 kg Schub 43.8 kN über 420 sec. Spezifischer Impuls 2746 (Vakuum) 1 Triebwerk AJ-118F Länge 5.94 m, Durchmesser 2,44 m Stufe 3: TE-365 / Star 37E Vollmasse 1183 kg Leermasse 83 kg Schub 66.7 kN über 44 sec. Spezifischer Impuls 2798 (Vakuum) Länge 1.74 m, Durchmesser 2.44 m

Die H-1

Den Entwicklungsschritt einer Zweitstufe mit Wasserstoff findet sich auch bei der neuen Delta 3. Die Starts der H-1 waren allesamt erfolgreich - ein Novum bei der Einführung einer neuen Technologie, allerdings konnte die Rakete nicht kommerzielle Nutzlasten befördern, dazu war Sie einfach zu teuer. Der Startpreis betrug 90 Mill. USD, also in etwa soviel wie eine mittlere Atlas oder Ariane 4, jedoch mit der halben Nutzlast.

Es bestand die Möglichkeit wie bei der Delta mit Drittstufe (für GTO Missionen) oder ohne (für erdnahe Orbits) zu starten. Neben 9 Castor II Boostern wurden auch nur 6 (wie in der Abbildung) eingesetzt. Die H-1 wog 139.3 t und hatte eine Höhe von 40 m.

H-1 Erststart 12.8.1986, letzter Start 11.2.1992 9 Starts, kein Fehlstart Nutzlast 1100 kg in GTO 3200 kg in LEO Booster: Castor IIS (6 oder 9) Vollmasse 4424 kg, Leermasse 695 kg Schub 229 kN über 37 sec. Spez. Impuls 2275 (Meereshöhe) 2561 (Vakuum) 1 Triebwerk TX-354-5 Länge 7.25 m, Durchmesser 0.79 m Stufe 1: ELTAT Thor Vollmasse 85.800 kg Leermasse 4400 kg Schub 756 kN über 270 sec. Spez. Impuls 2481 (Meereshöhe), 2844 (Vakuum) Länge 22.44 m, Durchmesser 2,.44 m

Stufe 2: SSPS-H-1 Vollmasse 10660 kg, Leermasse 1800 kg Schub 103 kN über 270 sec. Spez. Impuls 4410 (Vakuum) 1 Triebwerk LE-5 Länge 10.32 m, Durchmesser 2.49 m Stufe 3: UM 129A Vollmasse 2200 kg, Leermasse 360 kg Schub 77.45 kN über 68 sec. Spez. Impuls 2854 (Vakuum) 1 Triebwerk UM 129A Länge 2.34 m, Durchmesser 2.44 m Nutzlastverkleidung: Gewicht 600 kg, Länge 7.91 m, Durchmesser 2.44 m

Die H-2

Technisch ist die H-2 ein überzeugender Träger. Die Nutzlast von 4 t in einen GTO Orbit entspricht dem einer Ariane 44LP, diese wiegt aber 430 t, während die H-2 nur 258 t wiegt. Man findet in der H-2 auch sehr moderne Verfahren wie z.B. den Hauptstromantrieb für die erste Stufe. Dies setzt sonst nur noch der Space Shuttle ein. Das Triebwerk der ersten Stufe LE-7 entwickelte sich zum Angelpunkt des Projektes. Seine Entwicklung verlief erheblich langsamer und war schwieriger als geplant. Es gab zwei Explosionen von Triebwerken bei statischen Bodentests. Dadurch verschob sich der Erststart von 1992 auf 1994. Von den 2300 Millionen USD Enzwicklungskosten entfielen alleine 800 Millionen auf die Entwicklung des LE-7 Triebwerks.

Das Triebwerk LE-5A ist eine Weiterentwicklung des in der H-1 erprobten Triebwerks LE-5. Es ist elektromechanisch schwenkbar. Die Rollregelung erfolgt durch mit Hydrazin abgetriebene RCS Triebwerke. Das Triebwerk ist wiederzündbar und ermöglicht so das Aussetzen von Satelliten auf unterschiedliche Umlaufbahnen. Bei geostationären Orbits gibt es in der Regel zwei Zündungen des Triebwerks. Die Nutzlast wird von einer geräumigen 12.1 m langen Nutzlastverkleidung von wahlweise 4.0 oder 5.1 m Durchmesser umgeben. Diese wiegt bis zu 1.8 t und bietet so viel Platz wie eine Ariane 5.

Es gelang aus den gleichen Gründen wie bei der H-1 jedoch nicht kommerziell erfolgreich zu sein. Neben den Problemen hinsichtlich der Startfenster war es der hohe Startpreis der einen Start verhinderte. Der Start einer H-2 ist mit 190-227 Mill. USD wesentlich teurer als der einer amerikanischen oder europäischen Rakete. Das lag zum Teil an dem Wechselkurs Dollar Yen, aber auch an den hohen Produktionskosten obgleich diese von 19.5 auf 14 Milliarden Yen pro Rakete während des Einsatzes gesenkt werden konnten. Von den Starts der H-2 misslangen die beiden letzten, es waren die ersten Fehlstarts nach über 20 Jahren im japanischen Weltraumprogramm. Die H-2 ist inzwischen eingestellt, der letzte Start der H-2 wurde gestrichen. Dabei sollte diese Rakete Komponenten der H-2A erproben und billiger in der Herstellung sein. Es konzentrieren sich nun alle Arbeiten auf den Nachfolger H-2A. Die JAXA investierte 2.3 Milliarden USD für die Entwicklung der H-2.

Interessant ist in diesem Zusammenhang, das noch nach der Indienststellung der H-2 japanische Kommunikationssatelliten nicht mit der H-2 sondern der Atlas und Ariane in den Orbit befördert wurden, offensichtlich ist die Rakete selbst für die sonst so national eingestellten Japaner zu teuer.

H-2 Erststart 3.2.1994, letzter Start 15.11.1999 Starts: 7, Fehlstarts 1 Fehlstart, 1 partieller Erfolg Zuverlässigkeit 71.4 % Nutzlast 4.0 t GTO 10 t LEO Länge 49,00 m Startgewicht: 260,460 kg Booster: 2 × SRB Vollmasse 2 × 70.25 t, Leermasse 2 × 11.1 t Schub 2 × 1540 kN, Brennzeit 93 sec. Spezifischer Impuls 2324 (Meereshöhe) 2678 (Vakuum) Durchmesser 1.81 m, Länge 23.36 m Stufe 1: Vollmasse 97,9 t, Leermasse 11.6 t Schub 1080 kN, Brennzeit 345 sec. Spezifischer Impuls 3423 (Meereshöhe), 4365 (Vakuum) 1 Triebwerk LE-7 Durchmesser 4.0 m, Länge 28.0 m

Stufe 2: Vollmasse 16,7 t, Leermasse 2,70 t Schub 121,6 kN, Brennzeit 609 sec. Spezifischer Impuls 4385 (Vakuum) 1 Triebwerk LE-5A Durchmesser 4.0 m, Länge 10.7 m Nutzlastverkleidung: kurz: 12 m Länge, 4.07 m Durchmesser Gewicht 1.4 t + 0.2 t Stufenadapter kurz: 12 m Länge, 5.1 m Durchmesser Gewicht 1.8 t + 0.2 t Stufenadapter lang: 15 m Länge, 4.0 m Durchmesser

Die H2A

• Zum einen soll das gesamte Design einfacher werden. So werden die neuen Feststoffbooster aus nur einem Segment bestehen, anstatt aus vier, sie sind um 11 t schwerer, liefern mehr Schub und brennen länger. Der Sauerstofftank wird durch Sauerstoff unter Druck gesetzt, der eingesparte Platz für die Helium Druckbehälter erlaubt es 10 t mehr Treibstoff mitzuführen. Das Triebwerk der zweiten Stufe soll ebenfalls einfacher werden.
• Zum anderen will man verstärkt auf ausländische Technologie zurückgreifen, so stammt das Design der zweiten Booster (SSB) aus Amerika. Dies soll die Produktionskosten senken.
• Drei verschiedene Zusatzbooster (SRB-A von der H-2, SSB als neue Feststoffbooster und als LRB die bisherige Erststufe) sollen einen größeren Nutzlastbereich abdecken. Bis Ende 2003 flogen jedoch alle Raketen mit den von der H-2 bekannten SRB-A Boostern.
• Als drittes hofft man die Startrate auf 6-8 anstatt 3 zu erhöhen und so den Preis zu senken. Ein Vertrag mit Hughes über 10 Starts a 8,5 Mrd. Yen (1000 Mill. USD) wurde abgeschlossen, das entspricht weniger als der Hälfte des Preises einer H-2 (18-19 Mrd. Yen). Im Mai 2000 wurde dieser Kontrakt aber wieder gelöst, wahrscheinlich durch die Verzögerungen des Erststarts der H2A. Abgesprungen ist auch die ESA die den Satelliten Artemis im Februar 2000 mit der ersten H-2A starten wollte. Nach Verzögerungen über mehr als 18 Monate wurde dieser Satellit am 12.7.2001 mit einer Ariane 5 gestartet.

Die erste Stufe wird verlängert und hat nun eine Startmasse von 113.6 anstatt 98.1 t und eine Länge von 37.2 anstatt 28.8 m. Diese Daten werden auch von der JAXA bestätigt. Wodurch diese Verlängerung zustande kommt ist jedoch nicht zu erfahren. Die etwa 15 t mehr Treibstoff brauchen nicht dieses Volumen. Für diese hätte eine Verlängerung um 5.6 m ausgereicht.

Die SRB-A haben zwar noch die die gleiche Startmasse wie die SRB der H-2 sind jedoch eine Neukonstruktion: Sie sind kompakter geworden und verwenden einen Composite Filament Gehäuse von Thiokol. Sie haben nun 2.5 anstatt 1.81 m Durchmesser und eine Länge von 15.2 anstatt 23.36 m. Die Düsen sind schwenkbar. Gemeinsam aller H-2A Versionen ist dass jede 2 SRB-A als Startbooster verwendet. Die SSB können mit den LRB und SRB-A kombiniert werden und damit ist die H-2A ein flexibles System zur Beförderung von verschieden großen Nutzlasten. Zwei SSB erbringen 400 kg mehr Nutzlast, 4 SSB etwa 900 kg.  Mit 4 SRB-A wäre eine Nutzlast von 5800 kg in den GTO Orbit möglich. Diese Kombination wurde untersucht aber nicht verwirklicht.

Als dritter Booster steht auch die Zentralstufe nochmals als Booster (LRB) zur Verfügung. Dieses System verfolgen auch die Delta IV Heavy und die Atlas V. Weil das Triebwerk LR-7A jedoch nicht so schubstark ist braucht man in jedem Falle noch Feststoffbooster zum Abheben. Sie setzt eine 5 m große Nutzlastverkleidung ein. Im Unterschied zur Ersten Stufe verwenden die LRB zwei LE-7A Triebwerke. Weiterhin beträgt der Durchmesser der Nutzlastverkleidung 5.0 anstatt 4.0 m. Ein solcher Booster wiegt 117 t.

Die Entwicklung der H2A212 ist beschlossen. Sie soll den 6 t schweren Satelliten ETS-VIII und den japanischen Beitrag zur Versorgung der ISS, das HTV starten. Ob die Version H2A222 mit zwei LRB gebaut wird ist noch offen.

Für die Nutzlast stehen die gleichen Verkleidungen wie bei der H-2 mit 4.07 und 5.1 m Durchmesser und 12-15 m Länge zur Verfügung.

Es gibt wie bei der Delta ein System der Benennung zur Unterscheidung der Versionen:

Es bleiben Zweifel ob eine Kostenreduktion auf 50 Prozent der H-2 Startkosten möglich ist. Viele Beobachter gehen von einem subventioniertem Preis aus. Für den Erststart wurde ein Preis von 79 Mill. € (8.5 Milliarden Yen) genannt, dies ist jedoch der reine Raketenpreis, dazu kommt noch der Start. Sicher können durch mehr Starts die Kosten gesenkt werden (von 1994-1999 fanden nicht einmal 2 Starts pro Jahr statt), aber ob dies um mehr als 100 % geschehen kann ist doch fraglich. Schlussendlich werden derzeit auch andere Träger preislich attraktiver: Die Ariane 5 mit erhöhter Nutzlast, die Atlas III und Atlas V und es gibt die neue russische Konkurrenz. Ob sich die H2A in diesem Umfeld durchsetzen wird muss sich noch zeigen. Bislang beförderte sie wie die H-2 nur japanische Nutzlasten, wenn auch bei einer höheren Startfrequenz von 3 Stück pro Jahr. Die früher geltenden Einschränkungen durch die Fischerei scheinen nun überwunden, denn Starts der H-2A und My-V sind nun auch außerhalb von Januar/Februar und August/September möglich. Japan hat insgesamt 1.5 Milliarden US Dollar in die H-2A Entwicklung gesteckt. Einen vergleichbaren Betrag erforderte in Europa die Entwicklung des Vulcain 2 Antriebs und des Upgrades der Ariane 5. Ab dem Jahre 2005 soll Mitsubishi Industries die H-2A alleine kommerziell anbieten und die JAXA wird sich aus dem Geschäft zurückziehen. Der letzte JAXA Start war der Flug F9.

Mitsubishi hat zusammen mit Sea Launch und Arianespace auch ein Abkommen geschlossen. Dieses ermöglicht es den beteiligten Unternehmen einen Satellitenstart auf einen der beiden anderen Träger zu verschieben. Dies war bislang zweimal nötig, als Arianespace nach dem Fehlstart der ersten Ariane 5 ECA 2004 nicht genügend Ariane 5 zur Verfügung hatte, und so eine Nutzlast auf die Sea Launch umgebucht werden musste. Als Ende Januar 2007 eine Zenit beim Start explodierte wurden dann Nutzlasten auf die Ariane 5 umgebucht. Die H-2A ging bei beiden Transfers leer aus.

Durch den Fehlstart der beiden letzten H-2 ist der Erststart der H2A vom Frühjahr 2000 auf den 29. August 2001 gerückt. Weitere Pläne gehen von einer schrittweisen Erhöhung der Nutzlast durch 2 kleinere Feststoffbooster und durch flüssige Booster Bündelung von zwei Triebwerken der ersten Stufe) bis auf 9500 kg aus. Wie die H-2 gab es auch her nach 5 erfolgreichen Flügen am 29.11.2003 einen Rückschlag. Ein Booster löste sich nicht von der Rakete, so dass diese nicht genug Höhe und Geschwindigkeit erreichte. 10 Minuten nach dem Start musste die Rakete mit zwei japanischen Spionagesatelliten gesprengt werden. Die Starts wurden dann für mehr als ein Jahr eingestellt. Erst am 26.2.2005 fand der nächste Start statt.

Die Entwicklungskosten der H-2A sollen durch die verschiedenen technischen Probleme angestiegen sein. Man berichtet von einem Anstieg von 90 auf 120 Milliarden Yen (Von 730 auf 976 Millionen USD). Ein Start kostete 2006 10 Milliarden Yen, etwa 88 Millionen USD.

H-2A Erststart 29.8.2001, letzter Start 29.11.2003 Starts:6 davon 1 Fehlstart, Zuverlässigkeit 86.6 Prozent Nutzlast in GTO / Startpreis 2 × SRB-A: 4000 kg, 88 Mill. USD 2 × SRB-A + 2 × SSB: 4500 kg, 105 Mill. USD 2 × SRB-A + 4 × SSB: 5000 kg, 110 Mill. USD 2 × SRB-A + 1 × LRB: 7500 kg, 120 Mill. USD 2 × SRB-A + 2 × LRB: 9500 kg, 140 Mill. USD Booster: 2 × SRB-A Vollmasse 2 × 76400 kg, Leermasse 2 × 10400 kg Schub 2 × 2256 kN (maximal), Brennzeit 101 sec. Spezifischer Impuls 2746 m/s (Vakuum) Spezifischer Impuls 2158 m/s (Meereshöhe) Durchmesser 2.50 m, Länge 15.2 m Stufe 1: Vollmasse 114.71 t, Leermasse 13.6 t Schub 1098 kN, Brennzeit 390 sec. Spezifischer Impuls 4336 m/s (Vakuum) 1 Triebwerk LE-7A Durchmesser 4.0 m, Länge 37.2 m

Stufe 2: Vollmasse 19,9 t, Leermasse 3,0 t Schub 137.16 kN, Brennzeit 530 sec. Spezifischer Impuls 4385 m/s (Vakuum) 1 Triebwerk LE-5B Durchmesser 4.0 m, Länge 9.2 m Nutzlastverkleidung: kurz: 12 m Länge, 4.0 m Durchmesser, Gewicht 1400 kg lang: 15 m Länge, 4.0 m Durchmesser Booster: SSB Vollmasse 15.5 t, Leermasse 2.4 t Schub 745 kN (maximal) pro Booster Brennzeit 60 sec. Spezifischer Impuls 2766 m/s (Vakuum) Durchmesser 1.0 m, Länge 14.8 m Booster: LRB Vollmasse 117 t, Leermasse 15.89 t Schub 2 × 1096,5 kN, Brennzeit 190 sec. Spezifischer Impuls 4326 m/s (Vakuum) 2 Triebwerke LE-7A Durchmesser 4.0 m, Länge 36.7 m

Die H-IIB

Im Jahre 2006 wurden die H2A212 und H2A222 Versionen in H-IIB umgetauft. Dies waren die größten H-2A Typen mit einer weiteren Erststufe als Booster. Dann entschloss sich die JAXA zu einer Designänderung. Die H-2B wird keine Bündelung von H-2A Erststufen aufweisen, sondern eine neue erste Stufe erhalten. Sie hat einen Durchmesser von 5,20 m anstatt 4,00 m und setzt nun zwei L-7A Triebwerke ein. Weiterhin wurde sie um 1 m verlängert. Zusammen mit einer verlängerten Nutzlastverkleidung ist der Träger so 56 anstatt 53 m hoch. Die zweite Stufe bleibt unverändert (auch im Durchmesser von 4,00 m). Es sind nun immer vier SRB-A nötig, damit die nun viel schwerere Rakete (551 t anstatt 289-452 t bei der H-2A) abheben kann.

Die erste Stufe nimmt so 70 % mehr Treibstoff auf. Für die HTV Flüge gibt es eine neue, größere Nutzlastverkleidung. Die GTO-Nutzlast von 8.000 kg würde es erlauben sogar zwei Satelliten gleichzeitig zu starten. Die entsprechenden Nutzlastverkleidungen mit zwei Abteilungen stehen schon für die H-2A zur Verfügung. Da diese mittlerweile aber zu klein ist für Doppelstart von Kommunikationssatelliten, kam sie bisher nur bei LEO-Missionen zum Einsatz.

Die seit 2004 begonnene, 150 Millionen Dollar teure Entwicklung, wird nun auch von der Industrie mitfinanziert. Am 14.6.2006 gab Mitsubishi Industries an, dass sie 44 Millionen Dollar eigenes Kapital in die Erweiterung einer Fabrik für die H-IIA investieren wird, um diese und die H-2B preiswerter zu fabrizieren. Erwartet werden für die H-2B Startkosten von 114 Millionen Dollar. Damit will Mitsubishi Industries vermehrt Transportverträge für Satelliten gewinnen.

Die Fabrik wurde im Februar 2007 fertiggestellt werden und der erste Start einer H-IIB war für 2008 geplant. Er verschob sich jedoch und zu Redaktionsschluss war ein Bodentest der ersten H-2B durchgeführt. Der Jungfernflug wurde am 10.7.2009 für den 11.9.2009 angekündigt. Der geplante erste Start ist mit einem Modell des HTV 1 vorgesehen. Der Start des HTV zur Versorgung der ISS beim Jungfernflug erschien dann doch zu riskant.

Datenblatt H-IIB
Einsatzzeitraum: Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen: Startgewicht: Max. Nutzlast: Nutzlasthülle:	2009- - - 57,00 m Höhe, 5,00 m Durchmesser 531.000 kg 8.000 kg in einen GTO-Orbit 16.500 kg in einen LEO-Orbit 5,00 m Durchmesser, 16,00 m Höhe, 2.500 kg Gewicht
	Booster	Stufe 1	Stufe 2
Länge	15,10 m	38,20 m	9,20 m
Durchmesser:	2,50 m	5,20 m	4,00 m
Startgewicht:	2 × 76.400 kg	193.000 kg	19.900 kg
Trockengewicht:	2 × 10.400 kg	23.150 kg	3.000 kg
Schub Meereshöhe:	2 × 1.520 kN	2 × 840,3 kN	-
Schub Vakuum:	2 × 2.245 kN	2 ×1098 kN	137,6 kN
Triebwerke:	2 × SRB-EM	1 × LE-7A	1 × LE-5B
Spezifischer Impuls (Meereshöhe):	2158 m/s	3312 m/s	-
Spezifischer Impuls (Vakuum):	2765 m/s	4332 m/s	4385 m/s
Brenndauer:	120 s	335 s	534 s
Treibstoff:	HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat	LOX/LH2	LOX/LH2

GX / J-1A

NK-33 Test

J-1A Starts 0, erster Start: 2004??? Nutzlast 3500 kg in eine 186 km LEO Bahn Stufe 1: Vollmasse 111.600 kg, Leermasse 8900kg Schub 1505 kN über 198 sec. Spezifischer Impuls 2913 m/s (Meereshöhe) Länge 24.9 m, Durchmesser 3.0 m 1 Triebwerk NK-33 Stufe 2: Vollmasse 9.070 kg, Leermasse 1280 kg Schub 100 kN über 281 sec spezifischer Impuls 3610 m/s (Vakuum) Länge 9.4 m, Durchmesser 3.0 m 1 Triebwerk TBD Nutzlastverkleidung Länge 6.7 m, Durchmesser 3.0 m Masse 1590 kg

Obgleich es eine Namensähnlichkeit zur J-1, Trägerrakete mit reinem Feststoffantrieb gibt, handelt es sich bei der J-1A (später in GX umbenannt) um eine neuartige Rakete. Die JAXA verfolgt mit der J-1A das Ziel, das eigentlich für die J-1 gedacht war: Durch Verwendung von existenter Hardware in kurzer Zeit einen preisgünstigen Träger zu bauen.

Beim ersten Entwurf setzte die erste Stufe ein Triebwerk des Typs NK-33 von der russischen Mondrakete N-1 ein. Die Tanks sollten von der Atlas übernommen werden. Als zweite Stufe wird von einem Triebwerk mit der Treibstoffkombination Sauerstoff mit flüssigem Methan angetrieben. Verglichen mit Kerosin offeriert dies einen etwas höheren spezifischen Impuls. Entwicklungsarbeiten für ein derartiges Triebwerk gibt es seit einigen Jahren bei der JAXA. Das Triebwerk ist schwenkbar aufgehängt. Die Rollachsensteuerung erfolgt durch Kaltgastriebwerke. Der Treibstoff wird durch Druck gefördert.

Der Startpreis sollte so 45 Millionen Dollar betragen, weniger als bei der My V, bei einer deutlich höheren Nutzlast von 3200-3500 kg. Im Jahre 2001 wurde der Erstflug auf 2004 angegeben. Die JAXA schloss ein Abkommen mit sechs Firmen, darunter Lockheed Martin, die ein Drittel der Entwicklungskosten von 370 Millionen USD tragen sollten. Sie bilden zusammen mit der JAXA das Joint-Venture Galaxy Express. Es wurde als privat-staatliche Firma am 27.3.2001 gegründet.

Danach wurde auf die Benutzung der NK-33 verzichtet und die nun GX bezeichnete Rakete sollte die Atlas III Erststufe ohne Änderung mit den RD-180 Triebwerken einsetzen. Das hob die Nutzlast auf 4.400 kg an. Der Erststart verschob sich so auf 2012. Da die Produktion der Atlas III eingestellt wurde, wechselte Galaxy Express auf die Atlas V Erststufe und der Jungfernflug sollte 2012 stattfinden. Im Oktober 2007 gab es den ersten Test des Zweitstufentriebwerks. Schon im Dezember des gleichen Jahres meldete eine japanische Zeitung, dass das Projekt um 5,6 Milliarden Yen über seinem Budget liege und nun 15 Milliarden Yen (130 Millionen Euro) erfordere. Eine Kommission empfahl der JAXA, das Projekt einzustellen. Dessen ungeachtet fand am 22.6.2009 der bisher letzte Test des Zweitstufentriebwerks statt.

Nach zwei Testflügen soll die Rakete für Nutzlasten in sonnensynchrone Bahnen zur Verfügung stehen. Favorisierter Startplatz ist die Vandenberg Air Force Base.

Datenblatt GX
Einsatzzeitraum: Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen: Startgewicht: Max. Nutzlast: Nutzlasthülle:	2012? - - 50,50 m Höhe, 3,81 m Durchmesser 327.000 kg 4.400 kg in einen 185 km hohen LEO-Orbit* 2.300 kg in einen 500 km hohen SSO-Orbit* 10,00 m Länge, 3,30 m Durchmesser
	CCB	Stufe 2
Länge	32,46 m	7,30 m
Durchmesser:	3,81 m	3,30 m
Startgewicht:	305.566 kg	19.600 kg
Trockengewicht:	21.277 kg	2.600 kg
Schub Meereshöhe:	3.827 kN	-
Schub Vakuum:	4.152 kN	118 kN
Triebwerke:	1 × RAD-180	1 × LR 91-3
Spezifischer Impuls (Meereshöhe):	3031 m/s	-
Spezifischer Impuls (Vakuum):	3312 m/s	3137 m/s
Brenndauer:	241 s	448 s
Treibstoff:	LOX/Kerosin	LOX/LNG

Fazit

Als Folge davon werden nun bei der H2A und J-1A vermehrt ausländische Komponenten verbaut, in der Hoffnung damit konkurrenzfähig zu werden. Ob dies gelingt muss erst die Zukunft zeigen. Die folgende Tabelle zeigt die Bilanz der japanischen Raumfahrt: Trotz dem Einsatz von 4 Familien mit mehreren Modellen fanden niemals mehr als 3 Starts pro Jahr statt, während einer Ariane 4 (eine einzige Familie !) bis zu 12 mal pro Jahr startete. So wird es nichts aus dem kommerziellen Erfolg...

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Startlisten Japanischer Trägerraketen

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit jeweils rund 400 Seiten Umfang. Eine sehr gute, kompakte Übersicht über die Trägerraketen Russlands, Europas, Chinas, Japan Indiens und verschiedener Nationen (Brasilien, Israel, Australien, Nordkorea, Südkorea, Iran) ist das Raketenlexikon: Band 2: Internationale Trägerraketen Der dazu gehörende Band 1 (Raketenlexikon: Band 1: US Trägerraketen) behandelt die amerikanischen Trägerraketen. Jeder Band behandelt die Technik und Geschichte von rund 100 Submodellen in kompakter Form. Die grundlegende Technik eines Modells wird in einem einführenden ersten Kapitel ausführlicher besprochen. Die folgenden Kapitel beinhalten dann die Veränderungen von Subversion zu Subversion. Jeder Typ wird mit einem ausführlichen Datenblatt und einem Startfoto dokumentiert.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Wert Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant) , die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2 die beiden aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.

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