Home Raumfahrt Trägeraketen Raketen anderer Nationen Site Map counter

Japanische Trägerraketen
H,N und J Serie

Japan verfügt über zwei unterschiedliche Trägerraketen: Die kleinen mit Feststoff angetriebenen Raketen der Lambda und My Serie und die größeren Flüssigkeitsträgerraketen der N und H Serie. Diese Unterteilung hat nicht nur technologische Gründe, sondern das japanische Weltraumprogramm wird auch von zwei Institutionen durchgeführt:

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

Die Trägerrakete N war eine in Lizenz gefertigte Delta. Sie wurde durch die H abgelöst und wird heute nicht mehr betrieben. 1969 schloss die NASDA eine Lizenzvereinbarung zum Nachbau der amerikanischen Delta Rakete ab. Die N-1 war im wesentlichen nachgebaute Delta-L, die N-2 eine nachgebaute Delta 1000 er Serie (genauer eine 1914). Ähnliche Überlegungen gab es früher auch in Deutschland, jedoch entschied man sich hier bei der Beteiligung am Europa und später Ariane Programm

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 und die Nutzlasten beschränkt waren (Die Erststarts fanden immer erst statt, als in Amerika die Entwicklung schon längst weiter war und so 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.

N1

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

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
x 09.09.1975 Kiku-1 N-1(F)
x 29.02.1976 Ume N-2(F)
x 23.02.1977 Kiku 2 N-3(F)
x 16.02.1978 Ume-2 N-4(F)
x 06.02.1979 Ayame N-5(F)
x 22.02.1980 Ayame 2 N-6(F)
x 03.09.1982 Kiku-4 N-9(F)
N1

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

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
x 11.02.1981 Kiku-3 N-7(F)
x 10.08.1981 Himawari 2 N-8(F)
x 04.02.1983 Sakura 2A N-10(F)
x 05.08.1983 Sakura 2B N-11(F)
x 23.01.1984 Yuri 2A N-12(F)
x 02.08.1984 Himawari 3 N-13(F)
x 12.02.1986 Yuri 2B N-14(F)
x 19.02.1987 Momo N-16(F)

Die H-1

Der erste Schritt Japans auf dem Weg zu einer eigenen Trägerrakete war die H-1. Bei der H-1 wurde die Thor Unterstufe und die Castor II Booster der N-2 unverändert übernommen. Anstatt der relativ kleinen Zweitstufe (Delta) wurde eine wesentlich größere Oberstufe mit Wasserstoff als Treibstoff verwendet. Das Triebwerk LE-5 wurde vollständig in Japan entwickelt, die damit als dritte Nation diese Technologie beherrschte (Nach den USA und Deutschland und der ESA). Durch den hochenergetischen Antrieb und die höhere Masse stieg die Nutzlast dadurch von 360 kg in eine GTO Bahn auf 1100 kg an. Die 139 t schwere Rakete beförderte so genauso viel Nutzlast wie die 190 t schwere Delta 3920. Von Japan stammten nun auch die Feststoffoberstufe und das Steuerungssystem.

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.

H1 mit 6 Boostern

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

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
x 12.08.1986 Ajisai H-15(F)
x 27.08.1987 Kiku 5 H-17(F)
x 19.02.1988 Sakura 3A H-18(F)
x 16.09.1988 Sakura 3B H-19(F)
x 05.09.1989 Himawari 4 H-20(F)
x 07.02.1990 Momo-1B H-21(F)
x 28.08.1990 Yuri 3A H-22(F)
x 25.08.1991 Yuri 3B H-23(F)
x 11.02.1992 Fuyo 1 H-24(F)

Die H-II

Eine völlig neu entwickelte Trägerrakete war die H-II. Die Rakete verfolgt optisch wie technologisch dasselbe Konzept wie der Space Shuttle oder Ariane 5: Zwei Feststoffbooster sorgen für den Startschub. Die Hauptbeschleunigung entfällt auf die Hauptstufe die mit den Treibstoffen Wasserstoff / Sauerstoff arbeitet. Beim Start werden Booster und Hauptstufe simultan betrieben. Anders als die ersten beiden Systeme verfügt die H-II aber auch über eine dritte Stufe mit dieser Treibstoffkombination, diese ist von der Zweitstufe der H-1 abgeleitet.

Technisch ist die H-II 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-II nur 258 t wiegt. Man findet in der H-II 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-II 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-II misslangen die beiden letzten, es waren die ersten Fehlstarts nach über 20 Jahren im japanischen Weltraumprogramm. Die H-II ist inzwischen eingestellt, der letzte Start der H-II wurde gestrichen. Dabei sollte diese Rakete Komponenten der H-IIA erproben und billiger in der Herstellung sein. Es konzentrieren sich nun alle Arbeiten auf den Nachfolger H-IIA. Die JAXA investierte 2.3 Milliarden USD für die Entwicklung der H-II.

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

h2.jpeg

H-II

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

Erfolg Datum Nutzlast Träger Nr.
x 03.02.1994 Ryusei H-II-1F
x 28.08.1994 Kiku-6 H-II-2F
x 18.03.1995 SFU H-II-3F
x 17.08.1996 Midori H-II-4F
x 27.11.1997 TRMM H-II-6F
- 21.02.1998 Kakehashi H-II-5F
- 15.11.1999 MTSAT H-II-8F

Die H2A

Die NASDA ist derzeit dabei die H-II im Preis zu senken und kommerziell attraktiver zu machen.. Die H2A verfolgt dazu drei Richtungen:

h2a VersionenDie zweite Stufe bleibt im wesentlichen unverändert, wenn man von dem vereinfachten LE-5B Triebwerk absieht. Die Startmasse hat sich gegenüber der H-IIA nicht geändert. Der Schub ist jedoch von 122 auf 137.4 kN gesteigert worden um schwere Nutzlasten zu befördern.

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-II 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-IIA 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-IIA 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-II mit 4.07 und 5.1 m Durchmesser und 12-15 m Länge zur Verfügung.

H2A StartEs gibt wie bei der Delta ein System der Benennung zur Unterscheidung der Versionen:

Bezeichnung SRB SSB LRB Startmasse Nutzlast GTO Nutzlast LEO Startkosten
H2A202 2 0 0 285 t 4100 kg 10000 kg 70 Mill. USD
H2A2022 2 2 0 316 t 4500 kg 75 Mill. USD
H2A2024 2 4 0 347 t 5000 kg 83 Mill. USD
H2A212 2 0 1 403 t 7500 kg 17000 kg 114 Mill. USD
H2A222 2 0 2 520 t 9500 kg 16500 kg

Es bleiben Zweifel ob eine Kostenreduktion auf 50 Prozent der H-II 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-II 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-IIA 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-IIA 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-IIA 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-IIA ging bei beiden Transfers leer aus.

Durch den Fehlstart der beiden letzten H-II 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-II 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. Seitdem klappten alle Starts

Die Entwicklungskosten der H-IIA 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. 2007 übernahm MHI die Vermarktung der H-IIA. Ziel war es die Kosten eines Starts von 90 auf 64 Millionen Dollar bis 2009 zu senken. Damit wäre nach MHI die Rakete im Preis konkurrenzfähig mit anderen Trägern.

Der erste Start einer ausländischen Nutzlast war der des Kompsat-3, eine Erdbeobachtungssatelliten mit einem hochauflösenden Teleskop, das auch für militärische Zwecke nutzbar ist. Er wurde am 18.5.2011 gestartet zusammen mit dem japanischen Satelliten GCOM-W1 zur Umwelt- und Wasserbeobachtung.

H2A Start

H-IIA

Erststart 29.8.2001 noch im Einsatz
Starts:20 davon 1 Fehlstart, Zuverlässigkeit 95 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)

(): geplante Versionen, wurden später zur H-IIB

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-IIA Typen mit einer weiteren Erststufe als Booster. Dann entschloss sich die JAXA zu einer Designänderung. Die H-IIB wird keine Bündelung von H-IIA 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-IIA) 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-IIA 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-IIB preiswerter zu fabrizieren. Erwartet werden für die H-IIB 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, Der Jungfernflug fand am11.9.2009 angekündigt statt,  Seitdem ist die H-IIB als Träger des HTV im Einsatz. Satellitentransporte erfolgten bisher noch nicht mit diesem Träger. Nach drei Starts im jahresabstand kündigte die JAXA am 27.9.2012 an die gesamten Staroperationen an MHI (Mitsubishi Heavy Industries) abzugeben und nur noch für Flugsicherheit und Telemetrie zu sein. MHI kündigte an den Träger aggressiv kommerziell zu vermarkten, auch im Bundle mit Satelliten.

 Bisher war das Interesse kommerzieller Kunden wie an der H-IIA eher gedämpft. Wie ihr Schwestermodell gilt der Träger als zu teuer. der Start der dritten H-IIB kostete 15 Milliarden Yen, rund 182 Millionen Dollar. Das ist für einen einzelnen Satelliten teuer, wenn aber zwei transportiert werden könnten so relativiert sich dies. So kostete 2011 der Start eines 3,76 t schweren Satelliten auf der Proton rund 111 Millionen Dollar und auch die Ariane 5 ist mit 160 Millionen Euro für 10 t in der gleichen Region, wenn man es pro Kilogramm sieht. Entscheidend wird daher die Möglichkeit der Kombination und des Starts zum Wunschtermin sein. Bisher erfolgte ja nur ein Start pro Jahr.

Datenblatt H-IIB

Einsatzzeitraum:
Starts:
Zuverlässigkeit:
Abmessungen:
Startgewicht:
Max. Nutzlast:

Nutzlasthülle:

2009-
3
100 %
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: -
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

Das japanische Weltraumprogramm ist aus vielerlei Hinsicht bemerkenswert: Es ist weitgehend eigenständig und technisch hoch stehend. Trotzdem gelang kein kommerzieller Erfolg. Dafür sind sicherlich mehrere Gründe verantwortlich, zum einen ist die Startrate sehr gering, sowohl pro Jahr, wie auch pro Modell. Keine japanische Rakete konnte bislang auch nur 10 Starts ansammeln. Zum zweiten gelang es nicht die Kosten auch nur in die Nähe der westlichen Konkurrenz zu bringen. Japans kommerzielle Satelliten werden von anderen Trägern gestartet, vor allem von Ariane.

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 vier 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...

Starts nach Jahren

Links

H-IIA Webpage

JAXA Space Transportation Programm

H2A Launch Vehicle

My V Launch Vehicle

Startlisten Japanischer Trägerraketen

Artikel zuletzt verändert: 28.9.2012

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum Zweiten Bücher über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nach einem einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie in der historischen Entwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Werk Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 (Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4) behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant), das OTRAG-Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2: die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen, die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte, wird mit dem Buch internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind, auch die Möglichkeit, sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund 2/3 des Buches ausmachen.

Meine Bücher sind alle in Schwarz-Weiss. Das hat vor allem Kostengründe. Bei BOD kostet jede Farbseite 10 ct Aufpreis. Es gibt jedoch ein Buch, das für Einsteiger gedacht ist und jeden Trägertyp nur auf zwei Seiten, davon eine Seite mit einem meist farbigen Foto abhandelt: Fotosafari durch den Raketenwald. Es ist weniger für den typischen Leser meiner Webseite gerichtet, die ja auch in die Tiefe geht, als vielmehr für Einsteiger und als Geschenk um andere mit der Raumfahrt zu infizieren.

Sie erhalten alle meine Bücher über den Buchhandel (allerdings nur auf Bestellung), aber auch auf Buchshops wie Amazon, Libri, Buecher.de und ITunes. Sie können die Bücher aber auch direkt bei BOD bestellen.

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





© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
Sitemap Kontakt Neues Impressum / Datenschutz Hier werben / advert here Buchshop Bücher vom Autor Top 99