H-II

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H-II
Le lancement du H-II Vol 4, transportant ADEOS I
Le lancement du H-II Vol 4, transportant ADEOS I
Données générales
Type mission Orbite basse ou géostationnaire
Mise en oeuvre 1994-1999
Lancements/échecs 7/2
Pays d’origine Drapeau du Japon Japon
Caractéristiques techniques
Dimensions
Hauteur 49 m
Diamètre 4 m
Masse au décollage 260 t.
Nombre d'étages 2 (et 2 boosters)
Charge utilet
Orbite basse 10 060 kg
Transfert géostationnaire 3 930 kg
La famille de lanceurs H2

H-II ou H-2 est le premier lanceur japonais de forte puissance développé en utilisant uniquement des composants domestiques. Il est mis en œuvre à sept reprises entre 1994 et 1999 mais ne connait que cinq succès. La fusée H-II est développée pour répondre aux besoins de lancement des satellites lourds de l'agence spatiale NASDA en charge du développement des satellites d'application (télécommunications, observation de la Terre, ...). L'architecture du lanceur H-II est proche de celle de la fusée contemporaine Ariane 5 avec un premier étage brulant un mélange de d'oxygène et d'hydrogène liquides flanqué de deux gros propulseurs d'appoint à propergol solide. Mais la fusée H-II, qui peut placer 4 tonnes en orbite de transfert géostationnaire, se démarque par la technologie sophistiquée de son moteur LE-7 et un second étage performant qui en font un lanceur très léger pour ses capacités (environ 285 tonnes). Cette sophistication et une fréquence de lancement très basse rendent toutefois les lancements coûteux et la NASDA décide rapidement d'abandonner ce lanceur pour une version dérivée plus rustique, le H-IIB.

Contexte[modifier | modifier le code]

La NASDA et ses lanceurs américains[modifier | modifier le code]

Au début des années 1980, le Japon dispose de deux agences spatiales chacune dotée de ses propres lanceurs. L'ISAS, créé au début de l'ère spatiale, se consacre à la recherche spatiale scientifique et développe pour ses besoins des lanceurs légers à propergol solide. La NASDA est créée en 1969 pour développer les applications spatiales[1]. En partie à la suite de pressions américains, la NASDA a renoncé en 1970 à développer ses propres fusées à ergols liquides et utilise successivement plusieurs familles de lanceurs qui sont des versions construites en partie localement de lanceurs américains Thor et Delta. La première famille de lanceurs est la N-I qui est utilisée pour placer en orbite géostationnaire des stallites de télécommunications[2]. Lui succède la N-II (premier vol en 1981)[3]. Pour disposer d'un lanceur plus puissant tout en gagnant en autonomie par rapport aux technologies américaines, la NASDA lance en février 1981 le développement d'une nouvelle version du lanceur N-II. Cette version comporte un deuxième étage cryogénique dont le moteur LE-5, brûlant un mélange hydrogène/oxygène liquide, a été entièrement conçu au Japon. À l'époque seuls les États-Unis et l'Europe ont pu maîtriser, non sans difficulté, cette technologie. Le nouveau lanceur H-I peut placer 550 kg en orbite géostationnaire. Le premier vol du nouveau lanceur a lieu le 13 août 1986 [4].

Le développement du lanceur national H-II[modifier | modifier le code]

Au milieu des années 1980 la NASDA décide de développer un nouveau lanceur lourd en utilisant uniquement des technologies nationales afin de mettre fin à la dépendance du Japon vis-à-vis de l'industrie spatiale américaine. L'autorisation de développer ce nouveau lanceur, baptisé H-II , est obtenue en 1986. Les ingénieurs optent pour des solutions techniques de pointe avec un premier étage propulsé par un nouveau moteur-fusée, le LE-7 de 107 tonnes de poussée, à la fois performant (il utilise le couple hydrogène liquide/oxygène liquide) et d'une grande sophistication (combustion étagée). Le deuxième étage est une version améliorée de celui de la H-I qui était déjà de construction locale et utilisait la même combinaison d'ergols. Deux gros propulseurs d'appoint à propergol solide également développés localement fournissent durant la première partie du vol le gros de la poussée. Les constructeurs multiplient les systèmes de sécurité et font systématiquement les choix les plus coûteux pour que le nouveau lanceur japonais soit d'une fiabilité irréprochable. La mise au point du moteur-fusée LE-7 s'avère beaucoup plus difficile que prévu et entraine un retard important[5]. Le nouveau lanceur est construit par Mitsubishi Heavy Industries[6].

La NASDA s'est fixée les objectifs suivants pour le développement de la H-II [7]:

  1. Développer un lanceur avec la technologie spatiale japonaise.
  2. Réduire la période de développement et les coûts en utilisant les technologies déjà développées autant que possible.
  3. Développer un véhicule compatible avec les installations existantes du Centre spatial de Tanegashima .
  4. Utilisez des critères de conception qui permettent des performances suffisantes pour les principaux systèmes et sous-systèmes. S'assurer que le développement sera effectuée correctement, et que la sécurité est prise en compte.

Historique[modifier | modifier le code]

Développement[modifier | modifier le code]

Le développement du moteur LE-7 qui commence en 1984 constitue le plus gros obstacle pour la mise au point du lanceur et connait plusieurs péripéties. Les dérapages successifs entrainent un retard de deux ans sur le calendrier initial. En 1990, Rocket System Corporation est créée pour agir en tant qu'opérateur des missions de lancement après l'achèvement de la fusée.

Vie opérationnelle[modifier | modifier le code]

Le premier vol a enfin lieu le 4 février 1994 et se déroule à la perfection. Quatre autres lancements lui succèdent sans échec jusque en 1997. Cependant, chaque lancement revient à 19 milliards de yens (190 millions USD), trop cher par rapport aux concurrents internationaux comme Ariane. Ceci est en partie due à l'évolution des taux de change, qui était de 240 yens pour un dollar quand la planification du projet a débuté, en 1982, mais avait évolué à 100 yens par dollar en 1994. Le développement d'une nouvelle fusée, le H-IIA, a démarré en vue de minimiser les coûts de lancement.

Les deux derniers vols du lanceur sont des échecs. Le vol 5 (sixième tir) qui a lieu le 21 février 1998 doit placer en orbite géostationnaire le satellite de télécommunications COMETS de 3,9 tonnes. Pour ce type de lancement, le moteur du deuxième étage doit être rallumé à deux reprises. Le moteur s'éteint prématurément après son deuxième allumage ne permettant pas au satellite d'atteindre l'orbite géostationnaire. Le 15 novembre 1999 une version du lanceur dotée d'un second étage allongé doit placer en orbite le satellite de télécommunications MTSAT. Au cours du lancement le premier étage s'éteint de manière prématurée et les opérateurs doivent déclencher la destruction du lanceur incapable d'atteindre l'orbite. Un huitième vol qui était programmé est annulé et le lancement de sa charge utile est confié au successeur du lanceur H-II[6].

Caractéristiques[modifier | modifier le code]

Caractéristiques Boosters 1er étage 2eétage
Moteurs 1 moteur à propergol solide 1 LE-7 1 LE-5A
Poussée 1 539,997 kN 1 077,996 kN 121,5 kN
Impulsion spécifique 273 s 446 s 452 s
Durée de fonctionnement 94 secondes 346 s 600 s
Ergols propergol solide LOX/LH2 LOX/LH2

Lancements[modifier | modifier le code]

Vol Date Charge utile Désignation post lancement Type satellite Orbite Résultat
TF1 (Test Flight) 4 février 1994 OREX (Orbital Re-entry Experiment) Ryūsei Véhicule expérimental rentrée atmosphérique Orbite basse Succès
VEP (Vehicle Evaluation Payload) Myōjō Évaluation performances lanceur GTO
TF2 28 août 1994 ETS-VI (Engineering Test Satellite-VI) Kiku 6 Satellite de télécommunications expérimental Orbite géostationnaire Succès
TF3 18 mars 1995 GMS-5 (Geostationary Meteorological Satellite-5) Himawari 5 Satellite météorologique Orbite géostationnaire Succès
Space Flyer Unit (SFU) Télescope infrarouge Orbite basse
F4 17 août 1996 ADEOS (Advanced Earth Observing Satellite) Midori Observation de la Terre Orbite basse Succès
Fuji 3 Fuji OSCAR 29, JAS-2 Télécommunications radio amateur Orbite basse
F6 27 novembre 1997 TRMM (Tropical Rainfall Measuring Mission) Mesure des précipitations tropicales Orbite basse Succès
ETS-VII (Engineering Test Satellite-VII) Kiku 7 (Orihime & Hikoboshi) Technologie rendez-vous automatique Orbite basse
F5 21 février 1998 COMETS (Communications and Broadcasting Engineering Test Satellites) Kakehashi Satellite de télécommunications Orbite géostationnaire Échec du au second étage N'a pas atteint l'orbite souhaitée
F8 15 novembre 1999 MTSAT (Multi-functional Transport Satellite) Télécommunications, météorologie, navigation Orbite géostationnaire Échec, défaillance lanceur
F7 Annulé ADEOS-II (Advanced Earth Observing Satellite II) Midori II Annulé
μ-LabSat

Galerie[modifier | modifier le code]

Références[modifier | modifier le code]

  1. Harvey et all, p. 22-23
  2. Harvey et all, p. 23-27
  3. Harvey et all, p. 28-30
  4. Harvey et all, p. 31-32
  5. Harvey et all, p. 68-71
  6. a et b (en) JAXA, « H-II Launch Vehicle », Launch Vehicles and Space Transportation Systems, JAXA Website (consulté le 2007-06-25)
  7. « H-II Launch Vehicle No.4 » (ArchiveWikiwixArchive.isGoogleQue faire ?). Consulté le 20130318

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,‎ 2010 (ISBN 978-1-4419-0873-5)

Voir aussi[modifier | modifier le code]

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Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]