H-IIA

1. 개요

H-IIA는 일본의 액체 연료 로켓으로, 2001년 8월 29일 첫 발사에 성공한 이후 여러 차례 성공적인 발사를 기록했다. H-IIA는 2단 로켓으로, 액체 수소와 액체 산소를 추진제로 사용하며, SRB-A 고체 로켓 부스터를 추가하여 발사 능력을 향상시킬 수 있다. H-IIA는 H-II 로켓의 설계를 기반으로 제작되었지만, 비용 절감 및 기술 개선을 통해 성능을 향상시켰다. 2015년 11월에는 일본 발사체 최초의 상업용 위성인 텔스타 12V를 발사했으며, 2015년 3월까지 총 28번의 발사 중 27번 성공했다. H-IIA는 발사 능력에 따라 여러 가지 형식이 있으며, 2007년 이후에는 미쓰비시 중공업이 발사 관련 업무를 담당하고 있다.

2. 역사

H-IIA 로켓은 2001년 8월 29일 첫 발사에 성공한 이후, 여러 차례 발사를 통해 성능을 입증했다. 2003년 11월 29일 6호기 발사는 실패했지만, 우주항공연구개발기구(JAXA)는 2005년 발사를 재개하여 MTSAT-1R 발사에 성공하며 다시 정상 궤도에 올랐다.

2007년 9월 14일에는 셀레네 달 탐사 임무를 위해 지구 궤도 너머로 첫 발사를 성공시켰다. 2002년 호주의 FedSat-1을 시작으로, H-IIA는 다양한 외국 화물을 우주로 운반했다. 2015년 3월까지 총 28번의 발사 중 27번을 성공시키는 높은 신뢰도를 보여주었다.

발사 능력이 향상된 H-IIB 로켓은 H-IIA의 파생형으로, 1단에 2개의 LE-7A 엔진을 사용한다. H-IIB는 2009년 9월 10일 첫 발사에 성공했다.

2015년 11월 24일, 29번째 비행에서는 업그레이드된 2단을 갖춘 H-IIA가 일본 발사체 최초로 상업용 주요 탑재체인 텔스타 12V 위성을 발사했다.

H-IIA의 발사 성공 및 실패 기록은 아래 표와 같다.

2.1. 개발 배경 및 목적

H-IIA 로켓은 이전 모델인 H-II 로켓을 완전히 새롭게 설계하여 구조를 간단하게 만들고, 일부 부품은 외국에서 저렴하게 수입하여 사용함으로써 신뢰성을 높이고 가격 경쟁력을 되찾는 것을 목표로 개발되었다. 특히, 급격한 엔고 현상으로 인해 잃어버린 가격 경쟁력을 회복하는 것이 중요했다. 또한, 개발 과정에서 발생한 H-II 로켓 H-II 로켓 5호기 및 8호기의 연이은 발사 실패와 H-IIA 로켓 6호기의 실패로 인해 떨어진 신뢰도를 회복하기 위해 운용 시작 후에도 계속해서 개량되었다.

1996년에 개발이 시작되었으며, 개발비(H-II 로켓으로부터의 개량 개발비)는 약 153.2이었다. H-IIA와 마찬가지로 H-II를 기술 기반으로 하는 H-IIB의 개발비 약 27을 합하면 180.2으로, 비슷한 시기에 개발된 미국의 델타 IV 개발비 275, 아틀라스 V 개발비 242와 비교해도 저렴하게 개발되었다고 할 수 있다.

발사 비용은 로켓 구성에 따라 다르지만 약 8.5 - 12이며, H-II 로켓의 14 - 19에 비해 크게 낮아졌다. 정지 천이 궤도로의 발사 능력은 4.0 - 6.0 t으로, H-II 로켓과 비슷하거나 약 1.5배 더 높다.

2.2. 개발 과정

H-II 로켓을 전체적으로 재설계하여 구조를 간소화하고, 일부 해외 부품을 활용하여 신뢰성과 가격 경쟁력을 높이는 것을 목표로 개발되었다. 개발 중 발생한 H-II 로켓의 연이은 실패와 H-IIA 로켓 6호기의 실패로 인한 신뢰성 저하를 회복하기 위해 운용 개시 후에도 지속적인 개량이 이루어졌다.

1996년에 개발이 시작되었으며, 개발비는 약 1,532억 엔이었다. 이는 H-II 로켓을 기반으로 하는 H-IIB 로켓 개발비(약 270억 엔)를 합쳐도 미국의 델타 IV(2,750억 엔), 아틀라스 V(2,420억 엔)보다 저렴한 수준이다.

발사 비용은 구성에 따라 약 85억 엔에서 120억 엔으로, H-II 로켓(140억 엔 - 190억 엔)에 비해 크게 절감되었다. 정지 천이 궤도 발사 능력은 4.0 - 6.0 t으로, H-II 로켓과 비슷하거나 약 1.5배 높다.

2001년 시험기 1호기 발사 이후 49회 중 48회 발사에 성공했으며, 성운상 자유 부문을 수상했다. 2005년 7호기부터 43기 연속 발사에 성공하여 발사 성공률은 97.96%이다. H-IIB 로켓을 포함하면 98.28%(2024년 9월 26일 기준)이며, H-II 로켓을 포함한 "H-II 시리즈" 전체로는 2021년 44호기 발사 성공으로 국제 수준인 95%를 달성했다.

당초 2023년 퇴역 예정이었으나, 후속 기종인 H3 로켓의 첫 발사 연기로 인해 2024년 50호기 발사를 마지막으로 퇴역할 예정이다.

H-IIA 로켓의 주요 구성 요소별 개발 과정은 다음과 같다.

; 제1단 기체 LE-7A 엔진
LE-7A 엔진은 H-IIA 로켓의 제1단 엔진으로, LE-7 엔진을 바탕으로 성능은 유지하면서 비용을 절감했다.

* 초기에는 엔진 시동 시 횡 방향 추력 문제로 짧은 노즐을 사용, 성능 저하가 발생했다.
* 8, 9, 11호기 이후 완전 재생 냉각형 긴 노즐을 사용하여 본래 성능을 회복했다.
* 9호기 이후 SRB-A 4기 장착 발사에 대응하기 위해 기체 구조를 강화했다.
* 15호기(202형)는 SRB-A 4개 장착용(202/204 공용) 1단 코어 기체 구조를 사용하여 2개 장착 전용보다 질량이 약 600 kg 증가했다.
* 23호기(202형)부터 엔진 주변 SSB 장착부를 생략하여 120kg 경량화했다.

; 제2단 기체 LE-5B 엔진·LE-5B-2 엔진
LE-5B 엔진은 H-IIA 로켓의 제2단 엔진으로, LE-5 엔진, LE-5A 엔진을 거쳐 성능이 향상되었다. LE-5A 엔진에 비해 비용도 절감되었다.

* 14호기부터 연소압 변동을 억제한 개량형 LE-5B-2 엔진을 사용했다.
* 재점화(제3회 연소) 가능: 29호기에서 처음 적용되어 정지 위성 발사 능력을 향상시켰다.
* 2호기: 재점화 시험.
* 21호기: 연료 증발 방지를 위한 제2단 액체 수소 탱크 표면 기체 도색 백색화.
* 24호기: 제2단 엔진 신규 개발 예냉.
* 26호기: 백색 도색 및 신규 개발 예냉 동시 적용.
* 정지 궤도 천이 궤도(GTO) 원지점 근방 롱 코스트 정지 천이 궤도에 정지 위성 투입이 가능하게 되었다.
* 위성 측 궤도 변경용 연료를 절약하여 정지 위성 수명을 3~5년 연장, 상업 수주 경쟁력을 향상시켰다.

; 고체 로켓 부스터 SRB-A·SRB-A 개량형·SRB-A3
SRB-A는 IHI 항공우주가 제조하는 고체 로켓 부스터이다. H-II 로켓용 SRB의 볼트 접합 구조를 탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP) 일체 성형으로 변경하여 비용을 절감했다.

* H-IIA 로켓은 제1단 양쪽에 SRB-A 2기 장착이 기본이며, 위성 질량에 따라 4기 구성도 가능하다.
* 6호기 SRB-A 노즐 파손이 발사 실패의 원인이 되어, 7호기부터 신뢰성 향상을 위해 최대 추력을 감소시키고 연소 시간을 연장한 장초시형 SRB-A 개량형을 사용하면서 성능 저하가 발생했다.
* 15호기부터 본래 능력을 회복한 SRB-A3를 사용하고 있다.
* SRB-A3는 고압 연소형, 장초시 연소형 모터 2종류를 운용한다.

; 고체 보조 로켓 (SSB) 캐스터 IVA-XL
ATK 런치 시스템즈 그룹의 캐스터 IVA-XL을 기반으로 개조 및 신뢰성 향상을 위해 노즐 스로트부 재료를 변경했다.

* H-IIA 로켓은 탑재 위성 질량에 맞춰 SSB 없음, 2기 또는 4기 구성을 가진다.
* LE-7A 긴 노즐 개발 지연 및 SRB-A 개량형 사용 시 추력 부족을 보완했다.
* 2007년 미쓰비시 중공업 이관 후 라인업 정리를 위해 신규 수주 기체부터 SSB를 폐지했다.
* 23호기부터 1단 엔진 주변 SSB 장착부를 생략했다.
* 이륙 약 10초 후 공중 점화한다(사점 연소 가스 보호).
* SSB 4기 구성: 이륙 후 약 10초에 첫 2기가 점화되고, 연소 종료 후 나머지 2기가 점화된다.
* 첫 2기는 연소 종료 후 바로 분리되지 않고, 고고도 도달 후 SRB-A와 함께 분리한다(동압 감소, 공기 저항 위험 최소화).
* 9호기, 12호기: 장초형 SRB-A 조합, 발사 능력 최대 확보를 위해 4기를 동시 연소, 이륙 약 10초 후 첫 2기, 20초 후 다음 2기 점화.

; 액체 로켓 부스터 (LRB)
* 초기 구상: SRB-A 2기 사용 표준형에 LRB 1기 또는 2기 장착 증강형.
* H-IIB 로켓 개발로 대체되었다.
* LRB는 제1단 기반, LE-7A 엔진 2기 클러스터화, 연료 탱크, 탑재 장비, 엔진 등 제1단과 공통화할 예정이었다.
* 기술 시험 위성 VIII형 (기쿠 8호), 우주 정거장 보급기 (HTV, 고노토리), HOPE (호프) 발사를 할 예정이었다.

; 위성 페어링
가와사키 중공이 개발·제조하는 페어링으로 발사 시 진동, 공기 저항, 공력 가열로부터 위성을 보호한다.

* 로켓 선단에 설치되며, 대기권 통과 후 고도 약 150km 부근에서 분리된다.
* 해면 낙하 후 회수선으로 해상 회수하며, 일부는 무상으로 제공한다.
* 4S형(직경 4m), 5S형(직경 5m), 4/4D-LS형, 4/4D-LC형, 5/4D형 등 5종류가 있다.
* H2A204형: 4S형과 4/4D-LC형 GTO 투입 능력은 850kg 차이가 난다.

; 위성 분리부 (PAF)
위성과 로켓을 결합하는 부품으로 위성과 체결 볼트로 고정된다.

* 937M-스핀형, 937M-스핀A형, 937M형, 937MH형, 1194M형, 1666M형, 1666MA형, 1666S형, 2360SA형, 3470S형 등 10여 종이 있다.
* 위성 분리: 체결 볼트를 폭약으로 폭파하여 일시에 절단한다(확실하지만 위성에 큰 충격을 준다).
* 기반 로켓 고도화: 클램프 밴드로 체결하고, 전기적 래치 기구를 해제하여 위성 충격을 감소시켰다.
* 30호기: 저충격 위성 분리 기구 선행 실험으로 더미 기구를 탑재하여 우주 공간에서 작동 실험을 했다.

; 서브 페이로드
발사 능력에 여유가 있을 시 서브 페이로드로 소형 위성(50 - 70 cm) 최대 4개까지 탑재가 가능하다.

* 초소형 위성(10 - 30 cm): 50 - 70 cm 위성 1기 공간에 3 - 4기를 탑재한다.
* 15호기: 주 위성 "이부키" 외 50 - 70 cm 위성 3기, 15 - 30 cm 위성 4기, 총 8기를 동시 발사했다.

; JPOD
20 cm 이하 공모 위성에 대해 표준화된 분리 기구를 제공한다.

* 17호기: J-POD (JAXA Picosatellite Orbital Deployer)를 탑재했다.
* 10 cm급 위성: 井자형 4개 발사구 J-POD.
* 20 cm급 위성: 1기 탑재 J-POD.
* 17호기: 전자 타입, 공모 위성 3기 방출.
* J-POD 자체 무게는 20 kg이며, 역할 완료 후 분리된다.

; 아비오닉스
* 21호기까지: RX616 실시간 OS, 32비트 MPU V70을 채택한 NEC 개발 유도 제어 계산기를 탑재했다.
* 부품 고갈에 대응하여 거의 모든 아비오닉스를 신규 개발했다.
* 신형 아비오닉스: H-IIB 3호기 최초 적용, H-IIA 22호기부터 적용.
* JAXA 정보·계산공학센터 개발 신형 TOPPERS/HRP 실시간 OS.
* NEC 개발, V70보다 10배 성능을 가진 64비트 MPU HR5000 채택 신형 유도 제어 계산기.
* 신형 관성 센서 유닛.
* 신형 유도 제어 계산기: 고속·소형·경량·모듈화, 엡실론 로켓을 포함한 향후 JAXA 로켓 공통 기반이다.

2.3. 라인업의 변천

H-IIA 로켓은 초기 계획에서 현재와 약간 다른 4가지 라인업(H2A202형, H2A2022형, H2A2024형, H2A212형)과 미래 발전형인 H2A222형이 있었다. 표준형인 H2A202/2022/2024는 인공위성 발사용으로, 증강형인 H2A212형은 HTV 발사용으로 사용될 예정이었다. 그러나 H2A212형은 개발 도중에 중지되었고, H2A222형은 계획만 세워졌다.

H2A212형이 개발 중지된 이유는 세계적으로 드문 회전 대칭이 아닌 비대칭형 로켓이라 제어가 어려울 것으로 예상되었기 때문이다.

H2A222형은 주 엔진인 LE-7A를 5기나 사용하는 대규모 클러스터 로켓이었으며, 각 엔진의 출력 등 정밀한 제어가 어려울 것으로 예상되었다. 또한, 고가이고(계획 시점) 실적이 없는 LE-7A 엔진을 다수 사용하므로 제조 비용 상승과 신뢰성 확보가 어려워 실제 개발은 이루어지지 않았다.

이러한 문제점 외에도, H-II 로켓의 잇따른 실패에 따른 개발 자원의 "선택과 집중"이 가장 큰 이유였다. 저렴하고 신뢰성 향상을 목표로 한 H-IIA 로켓의 조기 발사를 위해, 제조가 완료된 H-II 로켓 7호기의 발사는 중지되었고, H-IIA 로켓의 표준형인 20xx형 개발에만 주력했다.

5.8t의 위성 ETS-VIII(기쿠 8호)는 당초 정지 천이 궤도에 7.5t의 발사 능력을 가진 H2A212형을 전제로 개발이 진행되고 있었지만, 발사 가능한 로켓이 없어 SRB-A를 4개 배치하여 정지 천이 궤도 6t급의 능력을 가진 H2A204형이 새롭게 개발되었다.

HTV 발사용으로는 비용과 기술적인 과제를 최대한 억제하기 위해 H2A212형을 대신하여 H-IIA+ 로켓 구상이 제안되었다. 1단째 기체의 직경을 4m에서 5m급으로 확장하고 주 엔진인 LE-7A를 2대 배치했으며, 그 주위에 SRB-A를 4기 장착했다. H2A212형과 비교하여 정지 천이 궤도 투입 능력이 7.5t에서 8t로, HTV 발사 능력이 15t에서 16t로 향상될 것으로 예상된다. 이를 통해 HTV에 의한 국제 우주 정거장(ISS)으로의 물자 수송 횟수를 줄여 발사 비용을 절감할 수 있을 것으로 여겨진다. 이 구상은 H-IIB 로켓으로 이름이 변경되어 2005년 가을에 개발 단계로 이행되었다.

H-IIA 로켓은 2007년도부터 민간 기업인 미쓰비시 중공으로 이관되었다. 미쓰비시 중공에서는 생산 라인을 정리하기 위해 SSB를 사용하는 H2A2022형·H2A2024형의 폐지를 표명했다. 이에 따라 2007년도 이후 수주된 H-IIA 로켓의 라인업은 H2A202형과 H2A204형의 2개로 집약되었다.

3. 특징

H-IIA 로켓은 H-II 로켓을 전체적으로 재설계하여 구조를 간소화하고, 일부 해외 부품을 활용하여 신뢰성을 높이면서 가격 경쟁력을 회복하는 것을 목표로 개발되었다. 개발 과정 및 운용 초기 발생한 실패를 통해 신뢰성 향상을 위한 개선이 이루어졌다.

1996년에 개발이 시작되었으며, 개발비(H-II 로켓으로부터의 개량 개발비)는 약 153200이었다. H-IIA와 H-II를 기술 기반으로 하는 H-IIB 로켓의 개발비 약 27000을 합하면 180200이며, 이는 미국의 델타 IV 개발비 275000, 아틀라스 V 개발비 242000과 비교해도 저렴하게 개발되었다고 할 수 있다.

발사 비용은 구성에 따라 다르지만 약 8500 - 12000이며, H-II 로켓의 14000 - 19000에 비해 크게 감소했다. 정지 천이 궤도로의 발사 능력은 4.0 - 6.0 t이며, H-II 로켓과 동등하거나 약 1.5배의 능력이다.

2001년 시험기 1호기가 발사된 이후, 49회 중 48회의 발사에 성공했다. 2005년 7호기부터 43기 연속으로 발사에 성공하여, 발사 성공률은 97.96%이다. H-IIA의 강화형인 H-IIB 로켓을 포함하면 58회 중 57회의 발사에 성공했으며, 발사 성공률은 98.28% (2024년 9월 26일 기준)이다. H-II 로켓 (7회 중 5회 성공)을 포함한 "H-II 시리즈" 전체로도, 2021년 44호기의 성공으로 국제 수준인 95%를 달성하고 있다.

H-IIA는 액체 수소와 액체 산소를 추진제로 사용하는 1단과 2단을 조합한 2단 로켓이다. 발사 시 충분한 추력을 얻기 위해 좌우 2기의 고체 로켓 부스터(SRB-A)를 가지고 있으며, 탑재하는 위성·탐사선 등의 질량에 따라 SRB-A나 고체 보조 로켓(SSB)을 추가하여 유연하게 대응할 수 있다. 여러 위성을 동시에 발사하여 개별 궤도에 투입할 수도 있다.

3.1. 구조 및 재료

H-IIA는 기체 외벽, 추진제 탱크, 페어링에 알루미늄 합금을 사용하고, 고체 로켓 부스터(SRB-A)에는 탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP)을 사용한다. 강도를 확보하면서 기체를 가볍게 만들기 위해, 알루미늄 합금제 추진제 탱크 내면을 격자 모양으로 조각한 아이소그리드 구조를 채택했다.

기본적으로 H-II의 설계 개념을 따르지만, 전체적으로 조달, 조립, 발사 비용을 절감하기 위해 재검토가 이루어졌다. 부품 기술의 국산화에 얽매이지 않고 유리한 경우에는 수입품도 사용했다. 이는 기술 습득을 통해 유리한 구매 협상이 가능해졌기 때문이다. 부품 수와 작업 공정을 줄여 신뢰성을 향상시켰으며, H-II 로켓 발사 비용(최고 약 190억 엔)을 세계 시장 시세인 100억 엔 미만으로 낮추었다. H-IIA 로켓 202형의 부품 총 개수는 약 100만 개이다.

H-II에서 변경된 주요 사항은 다음과 같다.

* 제1단 엔진 LE-7A의 액체 연료 배관 계통을 간소화하여 부품 수와 용접 부위 등 작업 공정을 줄였다.
* 제1단 추진제 탱크 돔(양쪽 끝의 반구 형상 부분)을 용접 조립에서 수입품 일체 성형품으로 변경했다.
* 제2단 엔진 LE-5B의 추진력을 향상시키고 부품 수와 작업 공정을 줄였다. H-II 로켓 5호기 사고의 원인이 된 납땜 시공 부위도 대폭 줄였다.
* 제2단 추진제 탱크를 일체형에서 독립형으로 변경하여 온도 관리를 간소화했다. 제2단 추진제 탱크는 델타III 로켓 및 델타IV 로켓 4m형과 공통으로, 미쓰비시 중공업과 보잉이 제조한다.
* 고체 로켓 부스터를 4분할 구조에서 일체형으로 변경하고, 스트럿을 추가하여 추력을 제1단 최하부에 전달하는 구조로 변경하여 제1단을 간소화했다.
* 1단과 2단 사이의 단간부를 알루미늄 합금에서 탄소 섬유 복합재와 발포재 코어에 의한 샌드위치 구조로 변경하여 경량화했다.
* 탑재 전자 기기를 소형화, 경량화하고 배선을 데이터 버스화하여 배선 수를 줄였다.

3.2. H-II 로켓과의 주요 변경점

H-IIA 로켓은 H-II 로켓을 전체적으로 재설계하여 구조를 간소화하고, 일부 해외 제품을 활용하여 신뢰성을 높이고 가격 경쟁력을 회복하는 것을 목표로 개발되었다. 개발 중 및 운용 개시 후 발생한 실패를 통해 신뢰성 향상을 위한 개량도 이루어졌다. 개발비는 약 1,532억 엔으로, H-IIB 로켓 개발비까지 합하면 1,802억 엔이다. 이는 미국의 델타 IV, 아틀라스 V 개발비와 비교해도 저렴한 수준이다. 발사 비용은 구성에 따라 약 85억 엔에서 120억 엔으로, H-II 로켓의 140억 엔에서 190억 엔에 비해 크게 감소했다.

H-II 로켓과의 주요 변경점은 다음과 같다.

* 제1단 엔진 LE-7A의 액체 연료 배관 계통 간소화로 부품 수 및 작업 공정 감소.
* 제1단 추진제 탱크 돔(양쪽 끝 반구 형상 부분)을 용접 조립에서 수입품 일체 성형품으로 변경.
* 제2단 엔진 LE-5B의 추진력 향상 및 부품 수, 작업 공정 감소. H-II 로켓 5호기 사고의 원인이 된 납땜 시공 부위 대폭 삭감.
* 제2단 추진제 탱크를 일체형에서 독립형으로 변경하여 온도 관리 단순화. 제2단 추진제 탱크는 델타III 로켓 및 델타IV 로켓 4m형과 공통으로, 미쓰비시 중공업과 보잉이 제조.
* 고체 로켓 부스터를 4분할 구조에서 일체형으로 변경하고 스트럿을 추가하여 제1단 간소화.
* 1/2단 단간부를 알루미늄 합금에서 탄소 섬유 복합재와 발포재 코어 샌드위치 구조로 변경하여 경량화.
* 탑재 전자 기기 소형·경량화 및 배선 데이터 버스화로 배선 수 삭감.
* 엄빌리컬(지상 설비와 로켓 연결 관/배선) 연결 위치를 사좌 점검탑(PST)에서 이동 발사대(ML)로 변경.
* 인공위성 장착 위치를 사점에서 대형 로켓 조립동(VAB)으로 변경.
* 엄빌리컬 및 위성 탑재 장소 변경으로, 발사 준비 시간 단축 및 발사 중지 시 복귀 시간 단축.
* 사점 설비 간소화. 제1사점 사좌 점검탑(PST) 철거 후 발사 기체 감시 카메라 설치 등에 활용, 노후화로 2010-2011년 해체.

H-IIA 로켓은 당초 4개 라인업(H2A202형/H2A2022형/H2A2024형/H2A212형)과 장래 발전형 H2A222형이 계획되었다. H2A212형은 개발 중 중지되었고, H2A222형은 계획만 존재했다. H2A212형 중지 이유는 비대칭형 로켓 제어의 어려움 때문이었다. H2A222형은 LE-7A 엔진을 5기나 사용하는 대규모 클러스터 로켓으로, 정밀 제어 및 비용, 신뢰성 문제로 개발되지 않았다.

H-II 로켓의 잇따른 실패로 개발 자원을 "선택과 집중"하여, H-IIA 로켓 표준형(20xx형) 개발에 주력했다.

5.8t 위성 ETS-VIII(기쿠 8호) 발사를 위해 SRB-A 4개를 배치한 H2A204형이 새롭게 개발되었다.

HTV 발사용으로 H-IIA+ 로켓이 제안되었고, 이는 H-IIB 로켓으로 이름이 변경되어 2005년 개발 단계로 이행되었다.

H-IIA 로켓은 2007년부터 미쓰비시 중공으로 이관되었다. 미쓰비시 중공은 생산 라인 정리를 위해 H2A2022형, H2A2024형을 폐지하고, H2A202형과 H2A204형 2개로 집약했다.

4. 구성 및 제원

H-IIA 발사체는 기본적으로 두 개의 SRB-A형 고체 로켓 부스터(SRB)를 사용하며, 현재 유일하게 운용 중인 구성이다. 발사 능력은 SRB-A 부스터 2개를 추가하거나 최대 4개의 캐스터 4AXL 고체 스트랩온 부스터(SSB)를 추가하여 향상시킬 수 있다.

H-IIA는 액체 수소와 액체 산소를 추진제로 사용하는 1단과 2단을 조합한 2단 로켓이다. 발사 시 충분한 추력을 얻기 위해 좌우 2기의 고체 로켓 부스터(SRB-A)를 가지고 있으며, 탑재하는 위성·탐사선 등의 질량에 따라 SRB-A나 고체 보조 로켓(SSB)을 추가하여 유연하게 대응할 수 있다. 여러 위성을 동시에 발사하여 개별 궤도에 투입할 수도 있다.

기체 외벽과 추진제 탱크, 페어링은 알루미늄 합금 재질이며, SRB-A는 CFRP 재질이다. 강도를 확보하면서 기체를 경량화하기 위해 알루미늄 합금제 추진제 탱크의 내면을 격자 모양으로 조각한 아이소그리드 구조를 하고 있다.

기본적으로 H-II의 설계 컨셉을 따르지만, 전체적으로 조달·조립·발사 비용을 낮추기 위한 재검토가 이루어졌다. 부품 기술의 국산화에 얽매이지 않고 유리하다면 수입품도 사용했다. H-IIA 로켓 202형의 부품 총 개수는 약 100만 점이다.

H-II로부터의 주요 변경점은 다음과 같다.

* 제1단 엔진 LE-7A의 액체 연료 배관 계통을 간소화하여 부품 수·용접 부위 등 작업 공정을 줄였다.
* 제1단 추진제 탱크 돔(양쪽 끝의 반구 형상 부분)을 H-II에서의 용접 조립에서 수입품의 일체 성형품으로 변경했다.
* 제2단 엔진 LE-5B도 추진력 향상과 함께 부품 수·작업 공정을 줄였다. H-II 로켓 5호기의 사고로 문제가 된 납땜의 시공 부위 등도 대폭 삭감되었다.
* 제2단 추진제 탱크를 일체형에서 독립형으로 변경했다. 제2단 추진제 탱크는 델타III 로켓의 제2단이나 델타IV 로켓의 4m형 제2단과 공통으로, 모두 액체 수소 탱크를 미쓰비시 중공업, 액체 산소 탱크와 액체 수소 탱크·돔을 보잉(구 맥도넬 더글러스)이 제조하고 있다.
* 고체 로켓 부스터를 4분할 구조에서 일체형으로 변경한 후, 스트럿을 추가하여 추력을 제1단의 최하부에 전달하는 구조로 변경하여 제1단의 간소화도 꾀했다.
* 1/2단의 단간부를 알루미늄 합금에서 탄소 섬유 복합재와 발포재 코어에 의한 샌드위치 구조로 변경하여 경량화했다.
* 탑재 전자 기기의 소형·경량화와 배선의 데이터 버스화에 따른 배선 수의 삭감.
* 엄빌리컬(지상 설비와 로켓을 연결하는 관이나 배선)을 H-II에서는 사좌 점검탑(PST)과 연결했지만, H-IIA에서는 이동 발사대(ML)와 연결하도록 변경했다.
* 인공위성의 장착을 H-II에서는 사점에서 했지만, H-IIA에서는 대형 로켓 조립동(VAB)에서 하기로 했다.

H-IIA 로켓의 발사 능력은 사용하는 부스터의 종류와 수에 따라 달라진다.

* [[지구 저궤도|LEO]]:

* [[태양동기궤도|SSO]]:



* [[정지 천이 궤도|GTO]] (표준): 궤도 경사각 28.5°, 근점 250km, 정지 궤도까지의 속도 변화(ΔV) 1,830 m/s



* GTO (Long-coast): 궤도 경사각 20°, 근점 3,000km, 정지 궤도까지의 속도 변화(ΔV) 1,500 m/s



H-IIA 발사체의 기본형은 두 개의 SRB-A형 고체 로켓 부스터(SRB)를 사용한다. 여기에 SRB-A 부스터 2개를 추가하거나 최대 4개의 캐스터 4AXL 고체 스트랩온 부스터(SSB)를 추가하여 발사 능력을 향상시킬 수 있다.

모델명은 "H2A" 접두사 다음에 세 개 또는 네 개의 숫자로 표시된다.

* 첫 번째 숫자: 단 수 (항상 2)
* 두 번째 숫자: 액체 로켓 부스터 수 (항상 0, 발사체에 추가 계획은 취소됨)
* 세 번째 숫자: SRB-A형 고체 로켓 부스터 수 (2 또는 4)
* 네 번째 숫자 (선택 사항): 캐스터 4AXL 고체 스트랩온 부스터 수 (2 또는 4)

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📌 열 고정 해제

명칭	질량 (톤)	GTO까지의 탑재량 (톤)	추가 모듈
H2A 202	285	4.1	2 SRB-A (SRB)
H2A 2022	316	4.5	2 SRB-A (SRB) + 2 캐스터 4AXL (SSB)
H2A 2024	347	5	2 SRB-A (SRB) + 4 캐스터 4AXL (SSB)
H2A 204	445	6	4 SRB-A (SRB)
H2A 212	403	7.5	2 SRB-A (SRB) + 1 LRB
H2A 222	520	9.5	2 SRB-A (SRB) + 2 LRB

H-IIA의 발사 능력은 SRB-A, 고체 보조 로켓(SSB), 액체 로켓 부스터(LRB)의 수에 따라 달라진다. 제1단 엔진(LE-7A) 노즐의 길이와 SRB-A의 고압형, 장시간형의 차이에 따라서도 능력이 변동하기 때문에, 동일한 형식이라도 시기에 따라 발사 능력이 다르다.

계획 당시 LRB를 사용한 H2A212형, H2A222형은 개발이 중지되었다. 또한, 발사 관련 업무가 미쓰비시 중공업으로 이관된 이후에는 SSB를 사용하는 H2A2022형과 H2A2024형은 수주하지 않았다. H2A204형은 H-IIA 로켓 45호기를 마지막으로, H-IIA 로켓의 퇴역 예정인 50호기까지 새로운 수주가 이루어지지 않아 사실상 폐지 상태가 되었다. 2024년 현재, H2A202형이 운용 중이다.

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📌 열 고정 해제

형식별 발사 능력

형식명※4	H2A202형 (운용 중)	H2A2022형 (폐지)	H2A2024형 (폐지)	H2A204형 (종료)	H2A212형 (개발 중지)	H2A222형 (개발 안 함)	H-IIB 로켓 (참고)
로켓 질량	289ton	321ton	351ton	445ton	410ton	520ton	551ton
제1단	LE-7A				LE-7A		LE-7A 2기
제2단	LE-5B				LE-5B		LE-5B
LRB	N/A				1기 LE-7A 2기	2기 LE-7A 4기	N/A
SRB-A	2기			4기	2기		4기
SSB	0	2	4	N/A	N/A		N/A
지구 중력 탈출 달・행성 탐사 등	2500kg	－	－	－	－	－	－
슈퍼 싱크로너스 트랜스퍼 궤도 원지점 고도 80000km 근지점 고도 500km 궤도 경사각 약 20도	2500kg	－	－	4400kg	－	－	－
표준 정지 천이 궤도(GTO)※1 원지점 고도 36226km 근지점 고도 250km 궤도 경사각 28.5도	4000kg (3800kg)※3	4500kg (4200kg)※3	5000kg (4700kg)※3	6000kg (5800kg)※3	7500kg	9500kg	8000kg
롱 코스트 정지 천이 궤도※1 근지점 고도 2700km 궤도 경사각 20도 ⊿V=1500m/s	2970kg (고도화 적용기) 1700kg (고도화 비적용기)	－	－	4820kg (고도화 적용기) 2300kg (고도화 비적용기)	－	－	5500kg (고도화 적용기)
태양 동기 궤도(SSO) 고도 800km 궤도 경사각 98.6도	3600kg (하계) 4400kg (동계)	－	－	－	－	－	－
저궤도(LEO) 고도 300km 궤도 경사각 30.4도	10000kg	－	－	15000kg	17000kg	20000kg	19000kg
HTV 궤도※2 원지점 고도 300km 근지점 고도 200km 궤도 경사각 51.7도	－	－	－	12000kg	15000kg	－	16500kg

※1: 정지 위성 발사 시에는, GTO에서 GSO(정지 궤도)로의 궤도 천이는 위성 측에 탑재하는 아포지 엔진의 동력으로 수행한다. 표준 정지 천이 궤도: 정지화 증속량 1,830 m/s, 롱 코스트 정지 천이 궤도: 정지화 증속량 1,500 m/s

※2: HTV 궤도란, 우주 정거장 보급기(HTV)가 스스로 국제 우주 정거장 궤도로 이행하기 전에 투입되는, 저고도의 타원 궤도.

※3: 7호기부터 13호기까지는 연소 패턴을 조정하여 안정성을 높인 SRB-A 개량형을 장착했기 때문에, GTO로의 투입 능력이 약 200kg~300kg 감소했다. 15호기부터 SRB-A3이 적용되어 발사 능력을 선택할 수 있다.

※4: H2Aabcd 형식 a=단수(거의 2 고정) b=LRB수 (현재는 0 고정) c=SRB수 d=SSB수 (0은 생략)

4.1. 주요 제원

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; 제1단 기체 LE-7A 엔진
LE-7A 엔진은 H-IIA 로켓의 제1단 엔진으로, 액체 수소와 액체 산소를 추진제로 사용하는 국산 대형 액체 연료 엔진이다. H-II 로켓의 제1단 엔진으로 개발된 LE-7 엔진을 바탕으로 성능을 유지하면서 비용 절감이 이루어졌다.

발사 약 5초 전에 점화되며, 제2단과의 분리까지 약 390초 동안 연소한다.

개발 초기에는 하부 노즐 스커트를 장착한 긴 노즐 구성에서 엔진 시동 시 과도한 횡 방향 추력이 발생하는 문제가 있어 짧은 노즐만 사용하여 회피했다. 이 때문에 정지 궤도 천이 궤도(GTO) 투입 능력으로 환산하면 약 400kg의 성능 저하가 발생했다. 8호기, 9호기 및 11호기 이후에는 새롭게 개발된 완전 재생 냉각형 긴 노즐이 사용되어 본래의 성능을 발휘할 수 있게 되었다. 또한 액체 수소 터보 펌프, 액체 산소 터보 펌프에도 사용 시작 후 개선이 이루어졌다.

9호기 이후에는 SRB-A를 4기 사용한 발사 시 추력에 견딜 수 있도록 기체 구조의 강화가 이루어졌다. 15호기(202형)에 사용된 SRB-A 4개 장착용(202/204 공용) 1단 코어 기체 구조는 2개 장착 전용에 비해 질량이 약 600kg 더 무거웠다. 23호기(202형)부터는 엔진 주변의 SSB 장착부를 생략하여 구조를 간소화함으로써 120kg의 경량화를 달성했다.

; 제2단 기체 LE-5B 엔진·LE-5B-2 엔진
LE-5B 엔진은 H-IIA 로켓의 제2단 엔진으로, 제1단과 마찬가지로 액체 수소와 액체 산소를 추진제로 하는 국산 액체 연료 엔진이다. H-I 로켓의 제2단 엔진으로 개발된 LE-5 엔진을 바탕으로 H-II 로켓 제2단용 LE-5A 엔진, 그리고 이 LE-5B 엔진으로 점차 성능 향상이 이루어졌다. 이전의 LE-5A 엔진과 비교하면 대폭적인 비용 절감도 이루어졌다.

연소압 변동을 억제한 개량형 LE-5B 엔진인 LE-5B-2가 개발되어 14호기부터 사용되고 있다("LE-5B 엔진" 참조).

LE-5B·LE-5B-2 엔진은 재점화(제3회 연소)가 가능하다. 위성을 더 먼 궤도까지 운반하는 재점화의 실용화는 "기반 로켓 고도화"의 한 요소인 "정지 위성 발사 대응 능력의 향상(장초시 관성 항행 기능 획득)"을 위해 제2단 기체와 엔진의 개량 개발이 적용된 29호기 발사가 처음이었다. 실용화를 위한 선행적 실험으로, 2호기 발사 1시간 40분 후 주 위성 분리 후에 재점화 시험이 실시되었고, 21호기에서는 연료 증발을 막기 위한 제2단 액체 수소 탱크 표면의 기체 도색을 백색으로 변경하는 것만, 24호기에서는 제2단 엔진의 신규 개발 예냉만 적용되었고, 26호기에서 백색 도색과 신규 개발 예냉이 함께 적용되었다. 제2단 엔진의 재점화가 실용화됨에 따라 정지 궤도 천이 궤도(GTO)의 원지점 근방의 롱 코스트 정지 천이 궤도로 정지 위성을 투입할 수 있게 되어 위성 측의 궤도 변경용 연료 사용을 줄일 수 있어 기존보다 정지 위성의 수명을 3년에서 5년 연장할 수 있게 되었다. 이에 따라 H-IIA 로켓의 상업 수주 경쟁력이 향상되었다. 아래의 "기반 로켓 고도화"도 참조.

H-IIA 로켓은 HOPE-X의 발사 형태 안(H2A1024)[https://jda.jaxa.jp/result.php?lang=j&id=a12a84f98ee9c416e7c347b2c9e7a60b]처럼 제2단을 사용하지 않고 제1단 로켓만 사용할 수도 있지만, 실제로 제1단만으로 발사된 적은 없다.

; 고체 로켓 부스터 SRB-A·SRB-A 개량형·SRB-A3
SRB-A는 IHI 항공우주가 제조하는 고체 로켓 부스터이다. H-II 로켓용 SRB에서는 고장력강 4분할 구조를 볼트 접합했지만, 이를 탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP)제 일체 성형으로 변경하여 대폭적인 비용 절감이 이루어졌다.

H-IIA 로켓에서는 제1단의 양쪽에 SRB-A를 2기 장착하는 구성을 기본으로 하며, 위성 질량에 따라 4기 구성도 가능하다. 카운트다운 X-0와 동시에 점화되며, H-IIA 로켓을 이륙시키기 위한 가장 큰 추력을 발생시킨다. 약 100 - 120초 동안 연소한 후 2기씩 분리된다. 11호기에서는 처음으로 SRB-A 개량형 4기 구성으로 발사가 이루어졌다.

6호기에서는 SRB-A 노즐 부분의 파손이 발사 실패의 원인이 되었기 때문에, 7호기부터 신뢰성 향상을 위해 최대 추력을 낮추고 연소 시간을 연장한 장초시형 SRB-A 개량형을 사용했다. 그 때문에 정지 궤도 천이 궤도(GTO) 투입 능력으로 환산하면 약 300kg의 성능 저하가 발생했다. 15호기부터 본래의 능력을 회복한 SRB-A3가 사용되고 있다("#SRB-A의 노즐 형상 변경과 능력 회복" 참조).

SRB-A3는 고압 연소형과 장초시 연소형 모터 2종류를 운용하고 있으며, 2개 1조로 사용하는 경우에는 필요한 발사 능력에 따라 2종류의 모터 중 하나를 선택하고, 4개 1조로 사용하는 경우에는 로켓 기체의 가속도 제한 등에 의해 장초시 연소 모터를 적용한다.

; 고체 보조 로켓 (SSB) 캐스터 IVA-XL
미국에 있는 세계 최대의 고체 연료 로켓 제조사인 ATK 런치 시스템즈 그룹의 캐스터 IVA-XL을 기반으로, H-IIA 로켓에 장착하기 위한 모터 케이스의 개조 및 신뢰성 향상을 위해 노즐 스로트부의 재료 변경 등이 이루어졌다. H-IIA 로켓에서는 탑재하는 위성의 질량에 맞춰 SSB 없음, 2기 또는 4기 구성을 취할 수 있다. 특히 LE-7A의 긴 노즐 개발이 늦어지던 초기 발사 및 SRB-A 개량형을 사용하던 시기에는 그 추력 부족을 보완하는 목적으로도 활용되었다. 이후 2007년에 H-IIA 로켓 발사 업무를 이관받은 미쓰비시 중공업은 H-IIA의 라인업 정리를 위해, 이관 후에 신규로 수주한 기체부터 SSB를 폐지했다. 23호기부터 1단 엔진 주변의 SSB 장착부를 생략했다.

SSB는 이륙과 동시에 점화되는 것이 아니라 약 10초 후에 공중에서 점화된다. 이는 사점을 연소 가스에서 보호하기 위한 조치이다. SSB 4기 구성의 경우, 이륙 후 약 10초에 첫 2기가 점화되고, 첫 2기의 연소 종료 후에 나머지 2기가 점화된다. 첫 2기는 연소 종료 후 바로 분리되지 않고 공기가 충분히 얇아지는 고도에 도달한 후에 SRB-A와 함께 분리된다. 손실이 큰 이 절차를 취하는 이유는 기체에 걸리는 동압을 줄이고, 공기 저항에 의한 분리 시퀀스에서의 위험을 최소화하기 위해서이다. 그동안 발사한 위성 중 가장 무거운 질량 약 4.65t의 히마와리 7호를 발사한 9호기에서는 장초형 SRB-A와의 조합으로 발사 능력을 최대한 확보하기 위해 4기의 SSB를 동시에 연소하는 절차로 변경되어, 이륙 약 10초 후에 첫 2기가, 20초 후에 다음 2기가 점화되었다.

; 액체 로켓 부스터 (LRB)
초기 구상에서는 더욱 발사 능력을 증강하기 위해, 상기 SRB-A를 2기 사용한 표준형에 LRB를 1기 또는 2기를 장착하는 증강형 구상이 있었다. 이 구상은 H-IIB 로켓 개발로 대체되었다(자세한 내용은 아래의 라인업의 변천 참조).

LRB는 제1단 기체를 기반으로 LE-7A 엔진을 2기 클러스터화하여 탑재한 부스터로 사용하며, 연료 탱크나 탑재 장비, 엔진 등 많은 부분을 제1단과 공통화할 예정이었다. 기술 시험 위성 VIII형 (기쿠 8호) 및 우주 정거장 보급기 (HTV, 고노토리), HOPE (호프)는 LRB를 사용하여 발사할 예정이었다.

; 위성 페어링

가와사키 중공이 개발·제조하는 페어링으로, 발사 시 진동 및 대기권을 통과할 때의 공기 저항, 공력 가열로부터 위성을 보호하기 위한 덮개이다. 로켓의 선단 부분에 설치되어 있다. 대기권을 통과한 후 고도 약 150km 부근에서 로켓의 무게를 가능한 한 가볍게 하기 위해 (2단식은 상부만) 분리된다. 해면에 낙하하여 떠 있는 페어링은 회수선으로 해상 회수된다. 회수된 것 중 일부는 페어링을 활용한 상품 개발을 하는 기업 등에 무상으로 제공되기도 했다.

로켓 본체와 같은 직경 4m의 4S형 외에도 대형 위성용으로 직경 5m의 5S형, 2개의 위성을 동시에 궤도 투입할 수 있는 4/4D-LS형, 4/4D-LC형, 5/4D형 총 5종류의 페어링이 준비되어 있다. 증강형 구상에서는 HTV용 5S-H형 페어링의 사용도 고려되었지만, H-IIB 로켓의 개발이 결정되었기 때문에 H-IIA 로켓에서는 사용되지 않는다.

페어링의 종류에 따라 발사 능력도 다르며, H2A204형에서는 4S형과 4/4D-LC형에서 GTO로의 투입 능력에 850kg의 차이가 있다.

; 위성 분리부 (PAF)
위성과 로켓 사이에 배치되어 양자를 결합하는 데 사용되는 부품으로, 위성과 체결 볼트로 고정된다. 937M-스핀형, 937M-스핀A형, 937M형, 937MH형, 1194M형, 1666M형, 1666MA형, 1666S형, 2360SA형, 3470S형 등이 있으며, 위성의 크기 및 방출 기구에 맞춰 10여 종 중에서 선택된다. 위성 분리 시에는 위성과 분리부를 접합하고 있는 체결 볼트를 폭약(화공품)으로 폭파하여 일시에 절단하여 위성을 분리하는 방법을 채택하고 있지만, 이 방법은 확실하게 분리를 할 수 있다는 장점이 있지만 위성에 전달되는 충격이 크다는 단점이 있었다. 그래서 기반 로켓 고도화에 맞춰 클램프 밴드로 체결해 둔 접합부를 전기적으로 래치 기구로 해제하여 위성을 분리하는 방법으로 변경하여 위성에 전달되는 충격을 줄이게 되었다. 30호기에서 저충격 위성 분리 기구의 선행적 실험으로서 기존의 위성 분리부를 높여 여유 공간에 더미 기구를 탑재하여 우주 공간에서 실제로 작동시키는 실험을 실시했다.

; 서브 페이로드
발사 능력에 여유가 있는 경우에는 서브 페이로드로 한 변이 50 - 70cm인 소형 위성을 최대 4개까지 탑재할 수 있다. 또한 한 변이 10 - 30cm인 초소형 위성에 관해서는 50 - 70cm 위성 1기 분의 공간에 3 - 4기를 탑재할 수 있다. 이를 이용하여 15호기에서는 주 위성 "이부키" 외에, 한 변이 50 - 70cm인 인공 위성 3기 및 15 - 30cm인 인공 위성 4기, 총 8기를 동시에 발사했다.

; JPOD
20cm 이하의 공모 위성에 대해 표준화된 분리 기구를 제공하기 위해, 17호기에서는 처음으로 J-POD (JAXA Picosatellite Orbital Deployer)라고 불리는 상자형 장치가 소형 위성의 공간에 탑재되었다. 10cm급 위성이면 井자형으로 늘어선 4개의 발사구를 가진 J-POD가 사용되고, 20cm급 위성이면 1기만 탑재할 수 있는 J-POD가 사용된다. 17호기에서는 전자의 타입이 사용되어 공모 위성 중 3기가 하나의 J-POD에서 방출되었다. J-POD 자체는 20kg 정도의 무게를 차지하며, 역할을 마치면 분리된다.

; 아비오닉스
21호기까지는 RX616 실시간 OS와 32비트 MPU의 V70을 채택한 NEC가 개발한 유도 제어 계산기를 탑재했지만, 부품의 노후화에 대응하기 위해 새롭게 거의 모든 아비오닉스가 신규로 개발되었다. 새로운 아비오닉스 중 JAXA 정보·계산공학센터가 개발한 신형 TOPPERS/HRP 실시간 OS와 NEC가 개발한 V70보다 10배 성능이 높은 64비트 MPU인 HR5000을 채택한 신형 유도 제어 계산기, 신형 관성 센서 유닛 등은 H-IIB의 3호기에서 처음 적용되어 H-IIA에서는 다른 아비오닉스도 더하여 22호기부터 적용된다. 신형 유도 제어 계산기는 고속·소형·경량·모듈화가 이루어졌으며, 신형 MPU 보드는 엡실론 로켓을 포함한 향후 JAXA 로켓의 공통 기반이 된다.

4.2. 구성 요소

H-IIA 발사체의 기본 구성은 두 개의 SRB-A형 고체 로켓 부스터(SRB)를 사용하며, 현재 유일하게 운용 중인 구성이다. 발사 능력은 SRB-A 부스터 2개를 추가하거나 최대 4개의 캐스터 4AXL 고체 스트랩온 부스터(SSB)를 추가하여 향상시킬 수 있다.

H-IIA는 액체 수소와 액체 산소를 추진제로 사용하는 1단과 2단을 조합한 2단 로켓이다. 발사 시 충분한 추력을 얻기 위해 좌우 2기의 고체 로켓 부스터(SRB-A)를 가지고 있으며, 탑재하는 위성·탐사선 등의 질량에 따라 SRB-A나 고체 보조 로켓(SSB)을 추가하여 유연하게 대응할 수 있다. 여러 위성을 동시에 발사하여 개별 궤도에 투입할 수도 있다.

기체 외벽과 추진제 탱크, 페어링은 알루미늄 합금 재질이며, SRB-A는 CFRP 재질이다. 강도를 확보하면서 기체를 경량화하기 위해 알루미늄 합금제 추진제 탱크의 내면을 격자 모양으로 조각한 아이소그리드 구조를 하고 있다.

기본적으로 H-II의 설계 컨셉을 따르지만, 전체적으로 조달·조립·발사 비용을 낮추기 위한 재검토가 이루어졌다. 부품 기술의 국산화에 얽매이지 않고 유리하다면 수입품도 사용했다. H-IIA 로켓 202형의 부품 총 개수는 약 100만 점이다.

H-II로부터의 주요 변경점은 다음과 같다.

* 제1단 엔진 LE-7A의 액체 연료 배관 계통을 간소화하여 부품 수·용접 부위 등 작업 공정을 줄였다.
* 제1단 추진제 탱크 돔(양쪽 끝의 반구 형상 부분)을 H-II에서의 용접 조립에서 수입품의 일체 성형품으로 변경했다.
* 제2단 엔진 LE-5B도 추진력 향상과 함께 부품 수·작업 공정을 줄였다. H-II 로켓 5호기의 사고로 문제가 된 납땜의 시공 부위 등도 대폭 삭감되었다.
* 제2단 추진제 탱크를 일체형에서 독립형으로 변경했다. 제2단 추진제 탱크는 델타III 로켓의 제2단이나 델타IV 로켓의 4m형 제2단과 공통으로, 모두 액체 수소 탱크를 미쓰비시 중공업, 액체 산소 탱크와 액체 수소 탱크·돔을 보잉(구 맥도넬 더글러스)이 제조하고 있다.
* 고체 로켓 부스터를 4분할 구조에서 일체형으로 변경한 후, 스트럿을 추가하여 추력을 제1단의 최하부에 전달하는 구조로 변경하여 제1단의 간소화도 꾀했다.
* 1/2단의 단간부를 알루미늄 합금에서 탄소 섬유 복합재와 발포재 코어에 의한 샌드위치 구조로 변경하여 경량화했다.
* 탑재 전자 기기의 소형·경량화와 배선의 데이터 버스화에 따른 배선 수의 삭감.
* 엄빌리컬(지상 설비와 로켓을 연결하는 관이나 배선)을 H-II에서는 사좌 점검탑(PST)과 연결했지만, H-IIA에서는 이동 발사대(ML)와 연결하도록 변경했다.
* 인공위성의 장착을 H-II에서는 사점에서 했지만, H-IIA에서는 대형 로켓 조립동(VAB)에서 하기로 했다.

4.3. 발사 능력

H-IIA 로켓의 발사 능력은 사용하는 부스터의 종류와 수에 따라 달라진다.

* [[지구 저궤도|LEO]]:

* [[태양동기궤도|SSO]]:


* [[정지 천이 궤도|GTO]] (표준): 궤도 경사각 28.5°, 근점 250km, 정지 궤도까지의 속도 변화(ΔV) 1,830 m/s


* GTO (Long-coast): 궤도 경사각 20°, 근점 3,000km, 정지 궤도까지의 속도 변화(ΔV) 1,500 m/s


H-IIA 발사체의 기본형은 두 개의 SRB-A형 고체 로켓 부스터(SRB)를 사용한다. 여기에 SRB-A 부스터 2개를 추가하거나 최대 4개의 캐스터 4AXL 고체 스트랩온 부스터(SSB)를 추가하여 발사 능력을 향상시킬 수 있다.

모델명은 "H2A" 접두사 다음에 세 개 또는 네 개의 숫자로 표시된다.
* 첫 번째 숫자: 단 수 (항상 2)
* 두 번째 숫자: 액체 로켓 부스터 수 (항상 0, 발사체에 추가 계획은 취소됨)
* 세 번째 숫자: SRB-A형 고체 로켓 부스터 수 (2 또는 4)
* 네 번째 숫자 (선택 사항): 캐스터 4AXL 고체 스트랩온 부스터 수 (2 또는 4)

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📌 열 고정 해제

명칭	질량 (톤)	GTO까지의 탑재량 (톤)	추가 모듈
H2A 202	285	4.1	2 SRB-A (SRB)
H2A 2022	316	4.5	2 SRB-A (SRB) + 2 캐스터 4AXL (SSB)
H2A 2024	347	5	2 SRB-A (SRB) + 4 캐스터 4AXL (SSB)
H2A 204	445	6	4 SRB-A (SRB)
H2A 212	403	7.5	2 SRB-A (SRB) + 1 LRB
H2A 222	520	9.5	2 SRB-A (SRB) + 2 LRB

H-IIA 로켓은 H-II 로켓을 재설계하여 구조를 간소화하고, 일부 해외의 저렴한 제품을 활용하여 신뢰성을 높이고 가격 경쟁력을 회복하는 것을 목표로 개발되었다. 개발 중 발생한 H-II 로켓의 실패와 H-IIA 로켓 6호기의 실패로 인한 신뢰성 저하를 회복하기 위해 운용 개시 후에도 개량이 이루어졌다.

1996년에 개발이 시작되었으며, 개발비는 약 153200이었다。 H-IIA와 H-II를 기술 기반으로 하는 H-IIB 로켓의 개발비 약 27과의 합계는 180200이며, 미국의 델타 IV 개발비 275, 아틀라스 V 개발비 242과 비교해도 저렴하게 개발되었다.。

발사 비용은 구성에 따라 다르지만 약 8500 - 12000이며, H-II 로켓의 14000 - 19000에 비해 대폭 감소되었다. 정지 천이 궤도로의 발사 능력은 4.0 - 6.0 t이며, H-II 로켓과 동등하거나 약 1.5배의 능력이다.

2001년 시험기 1호기가 발사된 이후, 49회 중 48회의 발사에 성공했다。 "H-IIA 로켓 시험기 1호기"는 발사 다음 해, 제33회 성운상 자유 부문을 수상했다.

2005년 7호기부터 43기 연속으로 발사에 성공하여, 발사 성공률은 97.96%이다。 H-IIA의 강화형인 H-IIB 로켓을 포함하면 58회 중 57회의 발사에 성공했으며, 발사 성공률은 98.28% (2024년 9월 26일 기준)이다. H-II 로켓 (7회 중 5회 성공)을 포함한 "H-II 시리즈" 전체로는 2021년 44호기의 성공으로 국제 수준인 95%를 달성하고 있다.

당초 H-IIA 로켓은 2023년도에 퇴역할 예정이었으나, 후속 기종으로 개발된 H3 로켓의 첫 발사가 연기되었다。 이 영향으로, 우주 기본 계획 공정표 (2023년도 개정)에서는 2024년도의 50호기 발사를 마지막으로 퇴역할 예정이다。

H-IIA의 발사 능력은 SRB-A, 고체 보조 로켓(SSB), 액체 로켓 부스터(LRB)의 수에 따라 달라진다. 제1단 엔진(LE-7A) 노즐의 길이와 SRB-A의 고압형, 장시간형의 차이에 따라서도 능력이 변동하기 때문에, 동일한 형식이라도 시기에 따라 발사 능력이 다르다.

계획 당시 LRB를 사용한 H2A212형, H2A222형은 개발이 중지되었다. 또한, 발사 관련 업무가 미쓰비시 중공업으로 이관된 이후에는 SSB를 사용하는 H2A2022형과 H2A2024형은 수주하지 않았다. H2A204형은 H-IIA 로켓 45호기를 마지막으로, H-IIA 로켓의 퇴역 예정인 50호기까지 새로운 수주가 이루어지지 않아 사실상 폐지 상태가 되었다. 2024년 현재, H2A202형이 운용 중이다.

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📌 열 고정 해제

형식명과 발사 능력

형식명※4	H2A202형 (운용 중)	H2A2022형 (폐지)	H2A2024형 (폐지)	H2A204형 (종료)	H2A212형 (개발 중지)	H2A222형 (개발 안 함)	H-IIB 로켓 (참고)
로켓 질량	289ton	321ton	351ton	445ton	410ton	520ton	551ton
제1단	LE-7A				LE-7A		LE-7A 2기
제2단	LE-5B				LE-5B		LE-5B
LRB	N/A				1기 LE-7A 2기	2기 LE-7A 4기	N/A
SRB-A	2기			4기	2기		4기
SSB	0	2	4	N/A	N/A		N/A
지구 중력 탈출 달・행성 탐사 등	2500kg	－	－	－	－	－	－
슈퍼 싱크로너스 트랜스퍼 궤도 원지점 고도 80000km 근지점 고도 500km 궤도 경사각 약 20도	2500kg	－	－	4400kg	－	－	－
표준 정지 천이 궤도(GTO)※1 원지점 고도 36226km 근지점 고도 250km 궤도 경사각 28.5도	4000kg (3800kg)※3	4500kg (4200kg)※3	5000kg (4700kg)※3	6000kg (5800kg)※3	7500kg	9500kg	8000kg
롱 코스트 정지 천이 궤도※1 근지점 고도 2700km 궤도 경사각 20도 ⊿V=1500m/s	2970kg (고도화 적용기) 1700kg (고도화 비적용기)	－	－	4820kg (고도화 적용기) 2300kg (고도화 비적용기)	－	－	5500kg (고도화 적용기)
태양 동기 궤도(SSO) 고도 800km 궤도 경사각 98.6도	3600kg (하계) 4400kg (동계)	－	－	－	－	－	－
저궤도(LEO) 고도 300km 궤도 경사각 30.4도	10000kg	－	－	15000kg	17000kg	20000kg	19000kg
HTV 궤도※2 원지점 고도 300km 근지점 고도 200km 궤도 경사각 51.7도	－	－	－	12000kg	15000kg	－	16500kg

※1: 정지 위성 발사 시에는, GTO에서 GSO(정지 궤도)로의 궤도 천이는 위성 측에 탑재하는 아포지 엔진의 동력으로 수행한다. 표준 정지 천이 궤도: 정지화 증속량 1,830 m/s, 롱 코스트 정지 천이 궤도: 정지화 증속량 1,500 m/s

※2: HTV 궤도란, 우주 정거장 보급기(HTV)가 스스로 국제 우주 정거장 궤도로 이행하기 전에 투입되는, 저고도의 타원 궤도.

※3: 7호기부터 13호기까지는 연소 패턴을 조정하여 안정성을 높인 SRB-A 개량형을 장착했기 때문에, GTO로의 투입 능력이 약 200kg~300kg 감소했다. 15호기부터 SRB-A3이 적용되어 발사 능력을 선택할 수 있다.

※4: H2Aabcd 형식 a=단수(거의 2 고정) b=LRB수 (현재는 0 고정) c=SRB수 d=SSB수 (0은 생략)

5. 개량

H-IIA 로켓은 선대인 H-II 로켓을 전체적으로 재설계하여 구조를 대폭 간소화하고, 일부에 해외의 저렴한 제품을 활용함으로써 신뢰성을 높이면서 급격한 엔고로 인해 잃어버린 가격 경쟁력을 회복하는 것을 목적으로 개발되었다. 또한, 개발 중 발생한 H-II 로켓 5호기 및 8호기의 잇따른 실패와 H-IIA 로켓 6호기의 실패로 인한 신뢰성 저하를 회복하기 위해 운용 개시 후에도 개량이 이루어졌다.

1996년에 개발이 시작되었으며, 개발비는 H-II로부터의 개량 개발비 약 153.2와 H-IIB의 개발비 약 27를 합쳐 총 180.2였다. 이는 미국의 델타 IV 개발비 275, 아틀라스 V 개발비 242와 비교해도 저렴한 수준이다. 발사 비용은 구성에 따라 약 8.5 - 12로, H-II 로켓의 14 - 19에 비해 대폭 감소했다. 정지 천이 궤도로의 발사 능력은 4.0 - 6.0 t으로, H-II 로켓과 동등하거나 약 1.5배의 성능을 가진다.

2001년 시험기 1호기 발사 이후 49회 중 48회의 발사에 성공했으며, "H-IIA 로켓 시험기 1호기"는 성운상 자유 부문을 수상했다. 2005년 7호기부터 43기 연속 발사에 성공, 발사 성공률은 97.96%이다. H-IIB 로켓을 포함하면 58회 중 57회 발사에 성공, 성공률은 98.28% (2024년 9월 26일 기준)이다. H-II 로켓 (7회 중 5회 성공)을 포함한 "H-II 시리즈" 전체로는 2021년 44호기 성공으로 국제 수준인 95%를 달성했다.

H-IIA 로켓은 당초 2023년도에 퇴역할 예정이었으나, 후속 기종 H3 로켓의 첫 발사 연기로 인해, 우주 기본 계획 공정표 (레이와 5년도 개정)에서는 2024년도 50호기 발사를 마지막으로 퇴역할 예정이다.

5.1. SRB-A 노즐 형상 변경 및 능력 회복

H-IIA 로켓은 이전 모델인 H-II 로켓을 대폭 재설계하여 구조를 간소화하고, 일부 해외의 저렴한 부품을 사용하여 신뢰성을 높이면서도 엔고로 인해 잃어버린 가격 경쟁력을 회복하는 것을 목표로 개발되었다. 또한, 개발 중 발생한 H-II 로켓 H-II 로켓 5호기 및 8호기의 연속적인 실패와 H-IIA 로켓 6호기의 실패로 인한 신뢰성 저하를 회복하기 위해 운용 개시 후에도 개선이 이루어졌다.

1996년에 개발이 시작되었으며, 개발비(H-II로부터의 개량 개발비)는 약 153.2이었다. H-IIA와 마찬가지로 H-II를 기반으로 하는 H-IIB의 개발비 약 27을 합하면 180.2이며, 이와 유사하게 이전 기종에서 개량 개발된 미국의 델타 IV 개발비 275, 아틀라스 V 개발비 242와 비교해도 저렴하게 개발되었다고 할 수 있다.

발사 비용은 구성에 따라 다르지만 약 8.5 - 12이며, H-II 로켓의 14 - 19에 비해 대폭 감소되었다. 정지 천이 궤도로의 발사 능력은 4.0 - 6.0 t이며, H-II 로켓과 동등하거나 약 1.5배의 능력이다.

2001년 여름에 시험기 1호기가 발사된 이후, 49회 중 48회의 발사에 성공했다. "H-IIA 로켓 시험기 1호기"는 발사 다음 해, 제33회 성운상 자유 부문을 수상했다.

2005년의 7호기부터 43기 연속으로 발사에 성공하여, 발사 성공률은 97.96%이다. H-IIA의 강화형인 H-IIB 로켓을 포함하면 58회 중 57회의 발사에 성공했으며, 발사 성공률은 98.28% (2024년 9월 26일 시점)이다. 원형인 H-II 로켓 (7회 중 5회 성공)을 포함한 "H-II 시리즈" 전체로도, 2021년의 44호기의 성공으로 국제 수준이라고 하는 95%를 달성하고 있다.

당초, H-IIA 로켓은 2023년도에 퇴역할 예정이었으나, 후속 기종으로 개발된 H3 로켓의 첫 발사가 연기되었다. 이 영향으로, 우주 기본 계획 공정표 (레이와 5년도 개정)에서는 2024년도의 50호기 발사를 마지막으로 퇴역할 예정이다.

5.2. 기반 로켓 고도화

H-IIA 로켓은 이전 모델인 H-II 로켓을 완전히 새롭게 설계하여 구조를 간단하게 만들고, 일부 해외의 저렴한 부품을 사용하여 신뢰성을 높이면서 가격 경쟁력을 되찾는 것을 목표로 개발되었다. 개발 과정에서 발생한 H-II 로켓 H-II 로켓 5호기 및 8호기의 연이은 실패와 H-IIA 로켓 6호기의 실패로 인한 신뢰성 하락을 극복하기 위해 운용 시작 후에도 개선이 이루어졌다.

1996년에 개발이 시작되었으며, 개발비(H-II로부터의 개량 개발비)는 약 153.2이었다. H-IIA와 마찬가지로 H-II를 기술 기반으로 하는 H-IIB의 개발비 약 27을 합하면 180.2이다. 이는 미국의 델타 IV 개발비 275, 아틀라스 V 개발비 242와 비교해도 저렴한 수준이다.

발사 비용은 구성에 따라 다르지만 약 8.5 - 12이며, H-II 로켓의 14 - 19에 비해 크게 낮아졌다. 정지 천이 궤도로의 발사 능력은 4.0 - 6.0 t으로, H-II 로켓과 비슷하거나 약 1.5배의 성능을 가진다.

2001년 여름에 시험기 1호기가 발사된 이후, 49회 중 48회의 발사에 성공했다. "H-IIA 로켓 시험기 1호기"는 발사 다음 해, 제33회 성운상 자유 부문을 수상했다. 2005년의 7호기부터 43기 연속으로 발사에 성공하여 발사 성공률은 97.96%이다.

H-IIA의 강화형인 H-IIB 로켓을 포함하면 58회 중 57회의 발사에 성공했으며, 발사 성공률은 98.28% (2024년 9월 26일 기준)이다. 원형인 H-II 로켓 (7회 중 5회 성공)을 포함한 "H-II 시리즈" 전체로도, 2021년의 44호기 성공으로 국제 수준인 95%를 달성했다.

당초 H-IIA 로켓은 2023년도에 퇴역할 예정이었으나, 후속 기종으로 개발된 H3 로켓의 첫 발사가 연기되었다. 이러한 영향으로, 우주 기본 계획 공정표 (2023년도 개정)에서는 2024년도의 50호기 발사를 마지막으로 퇴역할 예정이다.

6. 민간 이관

H-IIA 로켓은 2001년 개발 완료 이후, 2024년 9월 26일 기준으로 49번 발사하여 48번 성공, 높은 신뢰도를 보여주었다. 2005년 7호기부터 43기 연속 발사에 성공, 발사 성공률은 97.96%이다. H-IIB 로켓을 포함하면 성공률은 98.28%에 달한다. H-IIA 로켓은 당초 2023년도에 퇴역할 예정이었으나, 후속 기종인 H3 로켓 개발 지연으로 2024년도 50호기 발사를 마지막으로 퇴역할 예정이다.

6.1. 로켓 시스템 (RSC)

H-IIA 로켓은 이전 모델인 H-II 로켓을 완전히 새롭게 디자인하여 구조를 훨씬 간단하게 만들었다. 일부 부품에는 외국의 저렴한 제품을 사용하여 신뢰성을 높이고, 급격한 엔고 현상으로 인해 떨어진 가격 경쟁력을 되찾는 것을 목표로 개발되었다. 또한, 개발 과정에서 발생한 H-II 로켓 H-II 로켓 5호기 및 8호기의 연이은 실패와 H-IIA 로켓 6호기의 실패로 인해 낮아진 신뢰도를 회복하기 위해 운용 시작 후에도 개선이 이루어졌다.

1996년에 개발이 시작되었으며, H-II 로켓으로부터의 개량 개발비는 약 153.2이었다。 H-IIA와 마찬가지로 H-II를 기술 기반으로 하는 H-IIB의 개발비 약 27을 합하면 180.2이다. 이는 미국의 델타 IV 개발비 275, 아틀라스 V 개발비 242와 비교해도 저렴하게 개발된 것이다.

발사 비용은 구성에 따라 다르지만 약 8.5 - 12이며, H-II 로켓의 14 - 19에 비해 대폭 감소되었다. 정지 천이 궤도로의 발사 능력은 4.0 - 6.0 t이며, H-II 로켓과 비슷하거나 약 1.5배의 능력이다.

2001년 여름에 시험기 1호기가 발사된 이후, 49회 중 48회의 발사에 성공했다。 "H-IIA 로켓 시험기 1호기"는 발사 다음 해, 제33회 성운상 자유 부문을 수상했다.

2005년의 7호기부터 43기 연속으로 발사에 성공하여, 발사 성공률은 97.96%이다。 H-IIA의 강화형 모델인 H-IIB 로켓을 포함하면 58회 중 57회의 발사에 성공했으며, 발사 성공률은 98.28% (2024년 9월 26일 기준)이다. 원형인 H-II 로켓 (7회 중 5회 성공)을 포함한 "H-II 시리즈" 전체로도, 2021년의 44호기의 성공으로 국제 수준이라고 하는 95%를 달성하고 있다.

당초, H-IIA 로켓은 2023년도에 퇴역할 예정이었으나, 후속 기종으로 개발된 H3 로켓의 첫 발사가 연기되었다。 이 영향으로, 우주 기본 계획 공정표 (2023년도 개정)에서는 2024년도의 50호기 발사를 마지막으로 퇴역할 예정이다。

6.2. 미쓰비시 중공업

1996년에 개발이 시작되었으며, H-II로부터의 개량 개발비는 약 153200이었다。 H-IIA와 마찬가지로 H-II를 기술 기반으로 하는 H-IIB의 개발비 약 27을 합하면 180200이다. 이는 전 기종으로부터 개량 개발된 미국의 델타 IV 개발비 275, 아틀라스 V 개발비 242과 비교해도 저렴한 수준이다。

발사 비용은 구성에 따라 다르지만 약 8500 - 12이며, H-II 로켓의 14 - 19에 비해 대폭 감소되었다.

7. 발사 기록

H-IIA 로켓은 2001년 8월 29일 첫 발사에 성공한 이후, 2023년 1월까지 46번의 발사 중 45번 성공하여 높은 성공률을 보이고 있다. 2003년 11월 29일에 있었던 6번째 발사는 실패했는데, 정찰위성 IGS를 발사할 예정이었으나, 고체 로켓 부스터(SRB-A)의 문제로 인해 궤도 진입에 실패했다.

발사 능력 향상을 위해 개발된 H-IIB 로켓은 H-IIA의 1단에 2개의 LE-7A 엔진을 사용하는 파생형으로, 2009년 9월 10일 첫 발사에 성공했다. 2015년 11월 24일에는 성능이 향상된 2단을 갖춘 H-IIA가 일본 발사체 최초의 상업용 위성인 텔스타 12V를 발사했다.

H-IIA는 셀레네 달 탐사선(2007년 9월 14일), 아카츠키 금성 탐사선(2010년 5월), 하야부사 2 소행성 탐사선(2014년 12월) 등 심우주 탐사선도 발사했다. 또한, 2002년 호주의 FedSat-1을 시작으로 외국의 위성도 발사하고 있다.

7.1. 위성 발사 일람

모두 다네가시마 우주 센터 오사키 발사장 요시노 제1 발사대(LP-1)에서 발사되었다.