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2025-06-29T14:45:35Z

Präteritum

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Die '''H-II''' – auch '''H-2''' oder '''H2''' – war eine schwere [[japan]]ische [[Trägerrakete]]. Trotz der Namensähnlichkeit zur [[H-I]] wurde sie komplett neu entwickelt. Die H-II absolvierte ihren ersten Start am 3. Februar 1994 und den letzten am 28. Juni 2025. Sie wurde durch das kostengünstigere Nachfolgemodell [[H3 (Rakete)|H3]] ersetzt. Hersteller aller drei Raketen ist der japanische Industriekonzern [[Mitsubishi Heavy Industries]].

== H-II ==
[[Datei:H-ii adeos.gif|mini|H-II beim Start]]
Die Entwicklung der H-II-Rakete begann 1986. Sie verwendete ein Antriebskonzept, wie es später auch bei der [[Ariane 5]] realisiert wurde: Zwei [[Booster (Raketenantrieb)|Feststoffbooster]] sorgten für den nötigen Startschub, ein einzelnes Triebwerk des Typs LE-7 war für die Hauptbeschleunigung zuständig. Das Haupttriebwerk wurde mit flüssigem Sauerstoff und Wasserstoff (LOX/LH2 = Liquid Oxygen/Liquid Hydrogen) nach dem [[Hauptstromverfahren]] betrieben und besaß eine hydraulisch schwenkbarer Düse. Diese Triebwerke waren ein großer Schritt für die japanische Raumfahrt, brachten aber bei ihrer kostenintensiven Entwicklung (800 Mio. US-Dollar von den 2,3 Mrd. Dollar Gesamtkosten für die Rakete) auch einige Probleme mit sich. Der Test des Triebwerkes begann 1988, wobei 1989 zwei Tests fehlschlugen, was den Erstflug um zwei Jahre verzögerte.<ref>{{Internetquelle |autor=Tim Furniss |url=http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1990/1990%20-%203559.html |titel=Is Japan's National Space Development Agency (NASDA) paying the price in test failures of choosing an advanced engine design for its H-II booster? |werk=flightglobal.com |hrsg=[[Flight International]] |datum=1990-11-28 |seiten=27 |format=PDF; 1,4 MB |sprache=en |offline=1 |archiv-url=https://web.archive.org/web/20160526094917/http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1990/1990%20-%203559.html |archiv-datum=2016-05-26 |abruf=2023-03-08 |kommentar=eingescannte Seite}}</ref> Zusammen mit einer modifizierten und von der H-I übernommenen Zweitstufe mit dem modernen und wiederzündbaren [[LE-5|LE-5A]]-Triebwerk mit ebenfalls hydraulisch schwenkbarer Düse war die H-II in der Lage, bis zu 10 t [[Nutzlast]] in einen [[Low Earth Orbit]] (LEO) zu transportieren. Es gab sie mit zwei verschiedenen Nutzlastverkleidungen mit 4,1 m und 5 m Durchmesser. Letztere wurde nur einmal beim dritten Start verwendet, bei dem die Rakete zusätzlich durch zwei seitlich angebrachte Nissan [[Castor (Raketenmotor)|Castor-IV AXL]] Feststoffbooster (Lizenzproduktion von Thiokol) mit 9,5 m Länge, je 10 t Startgewicht und je 600 kN Schub, unterstützt wurde.<ref>{{Literatur |Autor=[[Eugen Reichl]] |Titel=Das Raketentypenbuch |Auflage=1 |Verlag=[[Paul Pietsch Verlage|Motorbuch Verlag]] |Ort=Stuttgart |Datum=2007 |ISBN=978-3-613-02788-6 |Online=https://www.worldcat.org/de/title/315538411?oclcNum=315538411 |Abruf=2023-03-08}}</ref>

Obwohl die H-II technisch auf dem neuesten Stand war, verhinderte ihre hohe Komplexität und die damit verbundenen hohen Startkosten und niedrige Zuverlässigkeit einen kommerziellen Erfolg, so dass die Produktion eingestellt und die '''H-IIA''' entwickelt wurde. Heute befindet sich noch ein Exemplar der H-II vor dem Besucherzentrum des Startgeländes.

* Erstflug: 3. Februar 1994
* Starts: 7, davon 1 Fehlstart und 1 Teilerfolg
* Zuverlässigkeit: 71 %
* Startkosten: 190 Mio. [[United States Dollar|US$]] (1994)

== H-IIA ==
[[Datei:H-IIA F12 launching IGS-R2.jpg|mini|Start einer H-IIA mit IGS-R2]]
[[Datei:H-IIA Family.png|mini|links|H-IIA-Raketenfamilie]]
Um die H-II-Konstruktion auch kommerziell wettbewerbsfähig zu machen, sollten die Startkosten gesenkt werden. Um dies zu erreichen, sollte das Konzept flexibler gestaltet werden. Ebenso wurde die Konstruktion der bisher verwendeten mit [[Hydroxyl-terminiertes Polybutadien|HTPB]] betriebenen Booster (kürzer, dafür aus einem Stück statt aus Segmenten zusammengesetzt), der Stufenübergang (bei der H-IIA aus [[Kohlenstofffaserverstärkter Kunststoff|kohlenstofffaserverstärktem Kunststoff]]) und die Tankkonstruktion vereinfacht. Durch den Einsatz verschiedener Feststoffbooster (SRB oder SSB) und von Boostern mit Flüssigtreibstoffen (LRB) sollte es ermöglicht werden, einen großen Nutzlastbereich abzudecken und die Kosten gering zu halten. Als LRB waren ein oder sogar zwei Erststufen ähnlich wie bei der [[Delta IV Heavy]] geplant. Der größere Nutzlastbereich wurde realisiert, das LBR-Konzept jedoch aufgegeben.

Auch bei den Triebwerken gab es Änderungen, so wurden die bei der H-II seitlich montierten [[Turbopumpe (Raketentechnik)|Turbopumpen]] des LE-7A Erststufentriebwerkes jetzt oberhalb dessen angebracht, wodurch sich das Triebwerk entsprechend verlängerte. Das modifizierte Zweitstufentriebwerk LE-5B liefert 13 % mehr Schub. Statt nur zwei werden jetzt fünf verschiedene Nutzlastverkleidungen mit Längen zwischen 12 m und 16 m und Durchmessern zwischen 4,07 m und 5,10 m angeboten. Die Rakete war seit dem [[Fiskaljahr]] 2007 auf dem kommerziellen Markt verfügbar, jedoch international wegen immer noch relativ hoher Startkosten wenig erfolgreich.

* Erstflug: 2001
* Starts: 50, davon 1 Fehlstart
* Zuverlässigkeit: 98 %
* Startkosten: 9,3 bis 12 Mrd. Yen / 85 bis 110 Mio. US$ (je nach Booster-Konfiguration und Verweildauer auf dem Launch-Pad, Stand: 26. November 2007)

Mögliche Boosterkombinationen und entsprechende Trägerbezeichnungen:
* H-IIA 202 (in Betrieb): 2 × SRB-A
* H-IIA 204 (in Betrieb): 4 × SRB-A
* H-IIA 2022 (in Betrieb): 2 × SRB-A + 2 × SSB
* H-IIA 2024 (in Betrieb): 2 × SRB-A + 4 × SSB

Die Trägerbezeichnung leitete sich aus dem Raketentyp und den zum Einsatz kommenden Boostern ab. Dabei stand die erste Stelle für den Raketentyp (1 = H-II, 2 = H-IIA, 3 = H-IIB) und die darauf folgenden Ziffern jeweils die Anzahl der LRB, er SRB und der SSB.

== H-IIB ==
[[Datei:H-IIB F2 launching HTV2.jpg|mini|Zweiter Start der H-IIB mit HTV 2]]
Die '''H-IIB''' (ältere Bezeichnung H-IIA-304) war eine Weiterentwicklung der H-IIA, die für schwerere Nutzlasten, wie das [[H-2 Transfer Vehicle|HTV]] (16,5 t) ausgelegt war. Tatsächlich wurde sie auch nur für den Transport dieses Versorgungsraumschiffs eingesetzt. Die erste Stufe der Rakete hatte einen größeren Durchmesser (5,2 m anstatt 4 m) und zwei LE-7A-Triebwerke sowie vier seitliche, feststoffgetriebene Booster (Länge 56 m, Masse 551 t). Die GTO-Nutzlastkapazität sollte bei etwa 8 Tonnen liegen. Die Entwicklung der Rakete wurde 2004 mit einem Budget von etwa 20 Milliarden [[Yen]] (umgerechnet etwa 150 Millionen Euro) begonnen.

Am 2. April und am 22. April 2009 fanden Testzündungen auf dem Startgelände in [[Tanegashima Space Center|Tanegashima]] statt, die beide erfolgreich verliefen.<ref>{{Internetquelle |url=http://www.jaxa.jp/press/2009/04/20090402_cft_e.html |titel=Result of the First Captive Firing Test for the First Stage Flight Model Tank of the H-IIB Launch Vehicle |werk=jaxa.jp |hrsg=[[Japan Aerospace Exploration Agency|JAXA]] |datum=2009-04-02 |sprache=en |offline=1 |archiv-url=https://web.archive.org/web/20120315100134/https://www.jaxa.jp/press/2009/04/20090402_cft_e.html |archiv-datum=2012-03-15 |abruf=2023-03-08}}</ref><ref>{{Internetquelle |url=http://www.jaxa.jp/press/2009/04/20090422_cft_e.html |titel=Result of the Second Captive Firing Test for the First Stage Flight Model Tank of the H-IIB Launch Vehicle |werk=jaxa.jp |hrsg=JAXA |datum=2009-04-22 |sprache=en |offline=1 |archiv-url=https://web.archive.org/web/20120315095239/https://www.jaxa.jp/press/2009/04/20090422_cft_e.html |archiv-datum=2012-03-15 |abruf=2023-03-08}}</ref> Es folgte am 11. Juli 2009 ein intensiver Test mit anschließender Startsimulation (Ground Vehicle Test), bei der die fast vollständige H-IIB-Rakete einen simulierten Countdown auf der Startrampe unterzogen wurde. Lediglich der Nutzlastadapter, die Nutzlast und die Nutzlastverkleidung fehlten bei diesem Test.<ref>{{Internetquelle |url=http://www.jaxa.jp/press/2009/07/20090711_gtv_e.html |titel=Results of the H-IIB Launch Vehicle Ground Test Vehicle (GTV) Test |werk=jaxa.jp |hrsg=JAXA |datum=2009-07-11 |sprache=en |offline=1 |archiv-url=https://web.archive.org/web/20120315100331/https://www.jaxa.jp/press/2009/07/20090711_gtv_e.html |archiv-datum=2012-03-15 |abruf=2023-03-08}}</ref>

Der Erststart am 10. September 2009 trug die Bezeichnung ''TF-1'' (TF = Test Flight). Dabei wurde der Raumtransporter [[H-2 Transfer Vehicle]] (HTV) erfolgreich ins All gebracht.<ref>{{Internetquelle |url=http://www.jaxa.jp/press/2009/09/20090911_h2bf1_e.html |titel=Launch Result of HTV Demonstration Flight aboard H-IIB Launch Vehicle Test Flight (H-IIB TF1) |werk=jaxa.jp |hrsg=JAXA |datum=2009-09-11 |sprache=en |offline=1 |archiv-url=https://web.archive.org/web/20090913142636/http://www.jaxa.jp/press/2009/09/20090911_h2bf1_e.html |archiv-datum=2009-09-13 |abruf=2023-03-08}}</ref> Ihren letzten Start absolvierte die H-IIB mit der letzten HTV-Mission am 20. Mai 2020.

== Technische Daten ==
[[Datei:H-II series.png|mini|Die H-II-Reihe]]
Die Booster wurden mit festem Treibstoff betrieben. Als [[Raketentreibstoff]] der ersten und zweiten Stufe diente jeweils flüssiger Sauerstoff (LOX) und flüssiger Wasserstoff (LH2).

{| class="wikitable"
|- class="hintergrundfarbe8"
! Model !! H-II !!colspan="2" style="text-align:center"| H-IIA !! H-IIB
|-
| Stufen || colspan="4" style="text-align:center"| 2 + Booster
|-
| Höhe || style="text-align:center"| 49 m || colspan="2" style="text-align:center"| 53–57 m || style="text-align:center"| 56 m
|-
| Durchmesser || style="text-align:center"| 4,0 m || colspan="2" style="text-align:center"| 4,0 m || style="text-align:center"| 5,2 m
|-
| Startmasse || style="text-align:center"| 260 t || colspan="2" style="text-align:center"| 285 – 347 t || style="text-align:center"| 531 t
|-
| Startschub || style="text-align:center"| 3962 kN || colspan="2" style="text-align:center"| bis zu 4913 kN || style="text-align:center"| 8372 kN
|-
| Nutzlast || style="text-align:center"| 10 t [[Satellitenorbit#Low Earth Orbit (LEO)|LEO]]<br />4 t [[Satellitenorbit#Geotransferorbit (GTO)|GTO]]
|colspan="2" style="text-align:center"| 10–15 t [[Satellitenorbit#Low Earth Orbit (LEO)|LEO]]<br />4–6 t [[Satellitenorbit#Geotransferorbit (GTO)|GTO]]
|style="text-align:center"| 19 t [[Satellitenorbit#Low Earth Orbit (LEO)|LEO]]<br />8 t [[Satellitenorbit#Geotransferorbit (GTO)|GTO]]
|- class="hintergrundfarbe5"
| || colspan="4" style="text-align:center"| Booster
|-
| Typ || style="text-align:center"| H-II-0 || style="text-align:center"| SRB-A || style="text-align:center"| SSB || style="text-align:center"| SRB-A
|-
| Anzahl || style="text-align:center"| 2 || style="text-align:center"| 2-4 || style="text-align:center"| 0-4 || style="text-align:center"| 4
|-
| Höhe || style="text-align:center"| 23,36 m || style="text-align:center"| 15,2 m || style="text-align:center"| 14,9 m || style="text-align:center"| 15,2 m
|-
| Durchmesser || style="text-align:center"| 1,81 m || style="text-align:center"| 2,5 m || style="text-align:center"| 1,0 m || style="text-align:center"| 2,5 m
|-
| Leermasse || style="text-align:center"| 11,25 t || style="text-align:center"| 10,4 t || style="text-align:center"| 2,5 t || style="text-align:center"| 10,55 t
|-
| Startmasse || style="text-align:center"| 70,4 t || style="text-align:center"| 76,4 t || style="text-align:center"| 15,5 t || style="text-align:center"| 76,5 t
|-
| Triebwerk || style="text-align:center"| H-II-0 mit 1.540 kN Schub || style="text-align:center"| SRB-A mit 2.245 kN Schub || style="text-align:center"| Castor 4XL mit 745 kN Schub || style="text-align:center"| SRB-A mit 4 × 2.305 kN Schub
|-
| Brenndauer || style="text-align:center"| 94 s || style="text-align:center"| 120 s || style="text-align:center"| 60 s || style="text-align:center"| 114 s
|- class="hintergrundfarbe5"
| || colspan="4" style="text-align:center"| 1. Stufe
|-
| Typ || style="text-align:center"| H-II-1 || colspan="2" style="text-align:center"| H-IIA-1 ||
|-
| Höhe || style="text-align:center"| 28 m || colspan="2" style="text-align:center"| 37,2 m || style="text-align:center"| 38,2 m
|-
| Durchmesser || style="text-align:center"| 4,0 m || colspan="2" style="text-align:center"| 4,0 m || style="text-align:center"| 5,2 m
|-
| Leermasse || style="text-align:center"| 11,9 t || colspan="2" style="text-align:center"| 13,6 t || style="text-align:center"| 24,2 t
|-
| Startmasse || style="text-align:center"| 98,1 t || colspan="2" style="text-align:center"| 113,6 t || style="text-align:center"| 202 t
|-
| Triebwerk || style="text-align:center"| LE-7 mit 844/1080 kN Schub{{FN|1}} || colspan="2" style="text-align:center"| LE-7A mit 815/1096,5 kN Schub || style="text-align:center"| 2 × LE-7A, gesamt 2,196 kN Schub
|-
| Brenndauer || style="text-align:center"| 346 s || colspan="2" style="text-align:center"| 397 s || style="text-align:center"| 352 s
|- class="hintergrundfarbe5"
| || colspan="4" style="text-align:center"| 2. Stufe
|-
| Typ || style="text-align:center"| LE-5A || colspan="2" style="text-align:center"| LE-5B || style="text-align:center"| LE-5B-2
|-
| Höhe || style="text-align:center"| 10,7 m || colspan="2" style="text-align:center"| 9,2 m || style="text-align:center"| 11 m
|-
| Durchmesser || style="text-align:center"| 4,0 m || colspan="2" style="text-align:center"| 4,0 m || style="text-align:center"| 4,0 m
|-
| Leermasse || style="text-align:center"| 2,7 t || colspan="2" style="text-align:center"| 3,0 t || style="text-align:center"| 3,4 t
|-
| Startmasse || style="text-align:center"| 19,7 t || colspan="2" style="text-align:center"| 19,6 t || style="text-align:center"| 20 t
|-
| Triebwerk || style="text-align:center"| LE-5A mit 121,6 kN Schub || colspan="2" style="text-align:center"| LE-5B mit 137,16 kN Schub || style="text-align:center"| LE-5B-2 mit 137,2 kN Schub
|-
| Brenndauer || style="text-align:center"| 609 s || colspan="2" style="text-align:center"| 534 s || style="text-align:center"| 499 s
|}

{{FNZ|1|Boden-/Vakuumschub}}

== Startliste ==
{{Hauptartikel|Liste der H-II-Raketenstarts}}

== Weblinks ==
{{Commons|H-II|H-II (H-2)|audio=0|video=0}}
{{Commonscat|H-IIA|H-IIA (H-2A)|audio=1|video=1}}
{{Commonscat|H-IIB|H-IIB (H-2B)|audio=0|video=0}}
* [https://global.jaxa.jp/projects/rockets/h2a/index.html ''H-IIA''] auf der JAXA-Website (englisch)
* [https://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h2a/ ''H-IIA''] auf der JAXA-Website (japanisch)
* [https://www.mhi.com/products/space/launch_service.html H-II und H3] auf der Website von Mitsubishi Heavy Industries
* {{Astronautix|h-ii}}
* [https://space.skyrocket.de/doc_lau_fam/h-2.htm ''H-2 family''], [https://space.skyrocket.de/doc_lau/h-2a.htm ''H-2A''] und [https://space.skyrocket.de/doc_lau/h-2b.htm ''H-2B''] In: Gunter’s Space Page (englisch)
* [[Bernd Leitenberger]]: [https://www.bernd-leitenberger.de/H-II.shtml ''Die H-II Trägerraketenfamilie.'']

== Einzelnachweise ==
<references />

{{Navigationsleiste Japanische Trägerraketen}}

{{SORTIERUNG:H2}}
[[Kategorie:Raketentyp (Raumfahrt)]]
[[Kategorie:Japanische Raumfahrt]]

H-II - Versionsgeschichte

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