H-IIA

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H-IIA
H IIA No. F23 with GPM on its way to the launchpad.jpg
H-IIA F23 avec le satellite Nippo-américain GPM (2014)
Données générales
Mission Lanceur moyen LEO / GTO
En activité 29/8/2001 -
Nb de lancements 25 (1 échec)
Pays d’origine Drapeau du Japon Japon
Caractéristiques techniques
Dimensions
Hauteur 53 m
Diamètre 4 m
Masse au décollage 445 t
Nombre d'étages 2
Puissance et capacité d’emport
Charge utile en LEO 10 T à 15 T
Charge utile en GTO 4,1 T à 6,1 T

H-IIA est un lanceur japonais de puissance moyenne (de 10 à 15 tonnes en orbite basse) développé à la fin des années 1990. Cette version dérivée du lanceur H-II est conçue par l'agence spatiale japonaise de l'époque, la NASDA, avec l'objectif de réduire les couts de fabrication et permettre ainsi de trouver des débouchés sur le marché des satellites commerciaux. Malgré un parcours pratiquement sans faute (un échec sur 25 tirs entre 2001 et 2014) le lanceur fabriqué par la société Mitsubishi, trop couteux, 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 le centre 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 japonaise perd coup sur coup plusieurs engins spatiaux à la suite de défaillances techniques : Kiku-5 (1994), la mini navette spatiale Hyflex (1996), le gros satellite d'observation de la Terre ADEOS I (1996), COMETS (1998). Le Japon est à la même époque traversé par une grave crise économique qui entraine une réduction du budget accordé à l'activité spatiale (diminution de 17% en 1997)[1]. Le lanceur principal japonais H-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 € soit le double des lanceurs Ariane ou Atlas. 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 russe Proton. L'agence spatiale japonaise décide en conséquence de refondre son lanceur en se donnant comme objectif d'abaisser suffisamment les couts de production pour lui permettre d'être concurrentiel sur le marché des lancements commerciaux[2]

Développement du lanceur H-IIA[modifier | modifier le code]

Le lanceur H2A est dérivé du lanceur H-II réalisé par l'industriel Mitsubishi pour l'agence spatiale japonaise NASDA. Il est développé à la fin des années 1990 pour fiabiliser et abaisser le cout de cette dernière fusée 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 aux États-Unis. L'abaissement des couts 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 de satellites de télécommunications Hughes pour un cout total de 1 milliard US $ soit 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 européenne envisage également de faire lancer son satellite de télécommunications Artemis mais, après 18 mois d'hésitation, opte pour le lanceur Ariane 5[3].

Le premier lancement du H-2A a lieu en aout 2001. Le nouveau lanceur ne parvient pas à gagner des parts de marché face à une concurrence bien installée (Ariane et lanceurs russes). A 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 couts et le prix du lancement se maintient à 100 millions US $ 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 un 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 1er avril 2007, 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 premier étage est propulsé par un moteur LE-7A consommant un mélange d'oxygène et d'hydrogène liquide et d'une poussée de 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 existe de deux types utilisant tous deux utilisant du propergol 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 américain Castor 4AXL, a une poussée de 63 tonnes dans le vide pour une masse de 15,2 tonnes et fonctionne durant 60 secondes. Le deuxième étage utile le moteur LE-5B brulant 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 de 12 et 15 mètres[3].

Configurations[modifier | modifier le code]

La fusée existe en quatre variantes différentes obtenues en combinant SRB et SSB. Leur charge utile Orbite de transfert géostationnaire va de 4,1 tonnes pour la version de base la plus utilisée (202) à 6 tonnes pour la version la plus utilisée 1 seule fois (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.

Les différentes versions de la H-IIA ayant volé.
Schéma du lanceur
Versions du lanceur H-IIA[5]
Version Masse totale Charge utile orbite basse Charge utile (GTO) Propulseurs d'appoint Nombre de lancements / échecs
(maj : octobre 2014)
Statut
202 285 t. 10 t. 4,1 t. 2 SRB 14 En production
2022 (retiré[6]) 316 t. - 4,5 t. 2 SRB + 2 SSB 3 Production arrêtée
2024 347 t. - 5 t. 2 SRB + 4 SSB 7 / 1 Production arrêtée
204 445 t. 15 t. 6 t. 4 SRB 1 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 de la fusée H-IIA sont effectués comme dans le cas du lanceur précédent depuis le centre de Centre spatial de Tanegashima située sur la petite île de Tanegashima au sud du Japon.

Les lanceurs dérivés[modifier | modifier le code]

Le lanceur H-IIB[modifier | modifier le code]

Article détaillé : H-IIB.

En janvier 2006 l'agence spatiale japonaise, la JAXA, décide de développer à la place des versions lourdes envisagées du H-IIA (212 et 222) le lanceur H-IIB. Cette nouvelle fusée se distingue par un diamètre plus important (5,20 au lieu de 4 m) et son premier étage qui utilise 2 L-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 le cargo spatial HTV servant au ravitaillement de la Station spatiale internationale.

Le projet H-III, successeur du H-IIB[modifier | modifier le code]

Article détaillé : H-III.

En 2014 la JAXA décide de développer le remplaçant du lanceur H-IIA avec un double objectif : le H-III doit être beaucoup moins couteux et suffisamment sur pour permettre l'envoi d'hommes dans l'espace. L'architecture du futur lanceur H-III repose sur le développement d'un nouveau moteur-fusée à ergols liquides baptisé LE-9, de conception plus simple que le LE-7, et la réutilisation du deuxième étage du lanceur léger japonais Epsilon en tant que fusée d'appoint. Le nouveau lanceur sera capable de placer 6,5 tonnes en orbite de transfert géostationnaire dans sa configuration la plus puissante.

Comparaison des lanceurs H2[modifier | modifier le code]

H-II, H-IIA et H-IIB.
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 1.540 kN
SRB-A avec une
poussée de 2.245 kN
Castor 4XL avec une
poussée de 745 kN
4 x SRB-A avec une
poussée de 4 x 2.305 kN
Durée de combustion 94 s 120 s 60 s 114 s
1er étage
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 815/1096,5 kN
2 x LE-7A avec une poussée
de 2,196 kN
Durée de combustion 346 s 397 s 352 s
2ème étage
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[modifier | modifier le code]

Le H-IIA a été lancé pour la première fois le 29 août 2001 et a été utilisé à 24 reprises (chiffres octobre 2014). La cadence de tir moyenne est légèrement inférieure à 2 par an. Le sixième lancement, qui a eu lieu le 29 novembre 2003, reste le seul échec en date de 2014. Il entraina 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 le 26 février 2005 de MTSAT-1R. Le premier tir au-delà de l'orbite terrestre a eu lieu le août 2007 avec le lancement de la sonde spatiale lunaire SELENE. 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 lanceur sur le pas de tir du Centre spatial de Tanegashima.
LE-7A
Date (UTC) N° Vol Modèle Charge utile Nature Résultat
29 août 2001 TF1 202 VEP 2
LRE
Vol d'essais Succès
4 février 2002 TF2 2024 VEP 3
MDS-1 (Tsubasa), DASH
Vol d'essais, satellite technologique (MDS-1) Succès
10 septembre 2002 F3 2024 USERS
DRTS (Kodama)
Microgravité
Télécommunications
Succès
14 décembre 2002 F4 202 Drapeau du Japon ADEOS 2 (Midori 2)
WEOS (Kanta-kun),FedSat 1,Micro LabSat 1
Observation de la Terre Succès
28 mars 2003 F5 2024 IGS-Optical 1
IGS-Radar 1
Satellites de reconnaissance optique et radar Succès
29 novembre 2003 F6 2024 IGS-Optical (2)
IGS-Radar (2)
Satellite de reconnaissance radar Échec
26 février 2005 F7 2022 MTSat-1R (Himawari 6) Télécommunications, météo, navigation Succès
24 janvier 2006 F8 2022 ALOS (Daichi) Observation de la Terre Succès
18 février 2006 F9 2024 MTSat-2 (Himawari 7) Télécommunications, météo Succès
11 septembre 2006 F10 202 IGS-Optical 2 Satellite de reconnaissance optique Succès
18 décembre 2006 F11 204 ETS-VIII (Kiku 8) Satellite expérimental de télécommunications Succès
24 février 2007 F12 2024 IGS-Radar 2
IGS-Optical 3V
Satellites de reconnaissance optique et radar Succès
14 septembre 2007 F13 2022 SELENE (Kaguya) Sonde spatiale lunaire Succès
23 février 2008 F14 2024 WINDS (Kizuna) Satellite expérimental de télécommunications Succès
23 janvier 2009 F15 202 Drapeau du Japon GOSAT (Ibuki)
SDS-1,STARS (Kūkai),KKS-1 (Kiseki),PRISM (Hitomi), Sohla-1 (Maido 1)
SORUNSAT-1 (Kagayaki), SPRITE-SAT (Raijin)
Observation de la Terre Succès
28 novembre 2009 F16 202 IGS-Optical 3 Satellite de reconnaissance optique Succès
20 mai 2010 F17 202 Drapeau du Japon PLANET-C (Akatsuki)
Drapeau du JaponIKAROS
UNITEC-1 (Shin'en),Waseda-SAT2,K-Sat (Hayato),Negai☆″
Sonde spatiale vénusienne
Voile solaire
Succès
11 septembre 2010 F18 202 QZS-1 (Michibiki) Satellite de navigation Succès
23 septembre 2011 F19 202 IGS-Optical 4 Satellite de reconnaissance optique Succès
12 décembre 2011 F20 202 IGS-Radar 3 Satellite de reconnaissance radar Succès
17 mai 2012 [7] F21[8] 202 Drapeau du Japon GCOM-W1
Arirang-3, SDS-4, HORYU-2
Observation de la Terre (GCOM-W1) Succès
27 janvier 2013 F22 202 IGS-Radar 4
IGS-Optical 5
Satellites de reconnaissance optique et radar Succès
27 février 2014 F23 202 Drapeau du Japon Drapeau des États-Unis GPM-Core
Drapeau du Japon SindaiSat (Ginrei), STARS-II, TeikyoSat-3, ITF-1, OPUSAT, INVADER, KSAT2
Observation de la Terre (GPM-Core) Succès
24 mai 2014 F24 202 Drapeau du Japon ALOS-2 (Daichi 2)
Drapeau du JaponRISING-2, UNIFORM-1, SOCRATES, SPROUT
Observation de la Terre radar (ALOS-2) Succès
7 octobre 2014 F25 202 Drapeau du Japon Himawari 8 Météorologie Succès

Lancements planifiés

30 novembre 2014 F26 202 Drapeau du Japon Hayabusa 2 Mission retour d'échantillon astéroïde

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. Harvey et all, p. 72
  2. Harvey et all, p. 74
  3. a, b et c (de) Bernd Leitenberger, « Die H-II Trägerraketenfamilie », sur Bernd Leitenbergers Web Site (consulté le 1 octobre 2014)
  4. (en) « Mitsubishi and Arianespace Combine Commercial Satellite Launch Services », SatNews.com,‎ 26 avril 2007
  5. (en) Gunter Dirk Krebs, « HII-A », Gunter's space page (consulté le 1 octobre 2014)
  6. 三菱重工、「H2A」2機種に半減・民営化でコスト減. NIKKEI NET
  7. (en) Annonce du lancement (la date et l’heure indiquées correspondent au fuseau horaire du Japon)
  8. (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,‎ 2010 (ISBN 978-1-4419-0873-5)

Articles connexes[modifier | modifier le code]

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