H-IIA

H-IIA
Подготовка к запуску ракеты-носителя «H-IIA»
Общие сведения
Страна	Япония
Семейство	H-II
Назначение	ракета-носитель
Разработчик	Mitsubishi Heavy Industries
Изготовитель	Mitsubishi Heavy Industries
Основные характеристики
Количество ступеней	2+
Длина (с ГЧ)	53 м
Диаметр	4 м
Стартовая масса	202: 289 т 204: 443 т
Масса полезной нагрузки
• на НОО	202: 10 000 кг 204: 15 000 кг
• на ГПО-1830	202: 4000 кг 204: 5950 кг
• на ГПО-1500	202: 2970 кг 204: 4820 кг
• на ССО (800 км)	202: 3300 кг
История запусков
Состояние	действующая
Места запуска	Танэгасима, LA-Y1
Число запусков	39 (202: 25, 204: 4, 2022: 3, 2024: 7)
• успешных	38 (202: 25, 204: 4, 2022: 3, 2024: 6)
• неудачных	1 (2024)
Первый запуск	202: 29 августа 2001 204: 18 декабря 2006 2022: 26 февраля 2005 2024: 4 февраля 2002
Последний запуск	6 сентября 2023 (SLIM) (XRISM)
Ускоритель (все варианты H-IIA) — SRB-A[англ.]
Количество ускорителей	2 или 4
Диаметр	2,5 м
Маршевый двигатель	РДТТ SRB-A3[англ.]
Тяга	5040 кН (2 ускорителя)
Удельный импульс	283 с
Время работы	100 с
Топливо	HTPB
Ускоритель (H-IIA 2022, 2024) — SSB (сняты с эксплуатации)
Количество ускорителей	2 или 4
Маршевый двигатель	РДТТ Castor-4AXL[англ.]
Тяга	1490 кН (2 ускорителя)
Удельный импульс	282 с
Время работы	60 c
Топливо	HTPB
Первая ступень
Маршевый двигатель	LE-7A[англ.]
Тяга	1098 кН
Удельный импульс	440 c
Время работы	390 с
Горючее	жидкий водород
Окислитель	жидкий кислород
Вторая ступень
Маршевый двигатель	LE-5B[англ.]
Тяга	137 кН
Удельный импульс	448 с
Время работы	530 с
Горючее	жидкий водород
Окислитель	жидкий кислород
Медиафайлы на Викискладе

H-IIA (эйч-два-эй) — японская ракета-носитель среднего класса, семейства H-II. Создана по заказу Японского агентства аэрокосмических исследований (JAXA) компанией Mitsubishi Heavy Industries.

Ракета H-IIA является дальнейшим развитием ракеты-носителя H-II, которая была значительно модифицирована (удалось снизить массу и количество деталей), что позволило повысить надёжность и вдвое снизить стоимость запусков.

Были созданы четыре варианта носителя H-IIA для различного спектра применений, позволяющие запускать спутники на разные орбиты, включая низкую околоземную, солнечно-синхронную и геопереходную.

Стартовый комплекс расположен в Космическом центре Танэгасима.

Впервые ракета этого типа была запущена 29 августа 2001 года. Шестой запуск, 29 ноября 2003 года, окончился неудачей, приведшей к потере двух разведывательных спутников, предназначенных для наблюдения за территорией Северной Кореи^[1].

14 сентября 2007 года ракета-носитель была использована для вывода на орбиту Луны японского исследовательского аппарата SELENE. 20 мая 2010 года ракетой был запущен исследовательский зонд PLANET-C (Акацуки) для изучения атмосферы Венеры.

Начиная с тринадцатого запуска JAXA передала основные эксплуатационные функции по запуску ракеты компании Mitsubishi Heavy Industries, оставив за собой только общий надсмотр для соблюдения безопасности при запуске и во время полёта^[2].

За счёт использования композитных материалов из углерода удалось снизить массу и количество деталей.

Первая ступень ракеты-носителя H-IIA использует криогенные компоненты топлива: жидкий водород в качестве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя с температурами −253 °C и −183 °C соответственно. Топливные баки выполнены из алюминиевого сплава, промежуточная секция в верхней части ступени сделана из композитного материала (алюминиевая основа, покрытая углепластиком).

Высота ступени составляет 37,2 м, диаметр — 4 м, стартовая масса — 114 т, из которых 101,1 — топливо^[2].

Использует один жидкостный ракетный двигатель LE-7A, модифицированный двигатель LE-7 ракеты-предшественницы H-II. Хотя технические показатели модифицированного двигателя изменились незначительно, изменения значительно упростили процесс его сборки^[3]. Тяга двигателя составляет 1098 кН, удельный импульс — 440 с. Контроль вектора тяги обеспечивается отклонением двигателя от центральной оси^[2].

Для стабилизации топлива в топливных баках и поддержания его рабочего давления используется сжатый гелий, содержащийся в трёх 84-литровых баллонах под давлением 308 бар^[4].

Время работы ступени составляет 390 секунд, после чего происходит её отстыковка от второй ступени.

На H-IIA использовались 2 вида твердотопливных ракетных ускорителей, которые присоединены по бокам первой ступени и обеспечивают основную тягу ракеты-носителя во время запуска. 4 разных варианта ракеты-носителя определялись различной конфигурацией видов и количества установленных твердотопливных ускорителей. Также в ходе разработки ракеты-носителя рассматривалась возможность использования дополнительных жидкотопливных ускорителей, создаваемых на базе первой ступени с двигателем LE-7A, но эти планы были отменены в пользу развития ракеты-носителя H-IIB.

Два или четыре твердотопливных ускорителя SRB-A^[англ.] (англ. solid rocker booster) производства компании IHI Corporation устанавливаются на всех версиях ракеты-носителя. В отличие от предшественника, который использовался на H-II и имел корпус из стали, SRB-A выполнен из композитного материала с применением углеволокна, что позволило снизить его вес и повысить прочность.

Первоначальная версия двигателя использовалась в первых шести запусках. Во время шестого в ноябре 2003 года в результате локальной эрозии сопла одного из ускорителей была разрушена система крепления, что не позволило ему отсоединится от первой ступени^[5]. Вес ускорителя помешал ракете-носителю достичь необходимой скорости и высоты, в результате она была ликвидирована по команде с Земли^[6]. Исходя из результатов расследования причин аварии, была проведена модификация ускорителя, в частности изменена форма сопла для снижения температурной нагрузки, с той же целью снижена тяга и увеличено время горения. Улучшенный двигатель использовался с седьмого по семнадцатый запуски, но в связи с тем, что проблема с эрозией сопла не была решена окончательно, последовал переход на нынешнюю версию SRB-A3. Путём проведения ещё одной модификации сопла удалось избавиться от проблем с эрозией, первый запуск с ускорителями SRB-A3 был выполнен 11 сентября 2010 года^[5].

Высота ускорителя составляет 15,1 м, диаметр — 2,5 м, стартовая масса пары ускорителей — 151 т. Максимальная тяга двух ускорителей достигает 5040 кН, удельный импульс 283,6 с, время работы — 100 с. Используется топливо на основе HTPB^[2].

Существует два варианта ускорителя SRB-A3, они выбираются в зависимости от потребностей конкретной миссии: первый обеспечивает более высокую тягу с более коротким горением, второй — продолжительное горение со сниженной тягой^[5].

SSB — сокращение от англ. solid strap-on booster. В версиях ракеты-носителя 2022 и 2024 дополнительно к двум ускорителям SRB-A использовались соответственно 2 или 4 модифицированных твердотопливных ускорителя Castor-4AXL^[англ.] производства компании Alliant Techsystems (ATK). Использование этих ускорителей прекращено с целью уменьшения количества версий ракеты-носителя до двух для снижения финансовых затрат на обслуживание.

Диаметр ускорителей составлял 1,02 м, высота — 14,9 м, стартовая масса пары ускорителей — 31 т. Тяга пары ускорителей 1490 кН, удельный импульс 282 с, время работы 60 сек. Так же используется топливо на основе HTPB^[2].

Строение второй ступени повторяет основные черты первой для снижения производственных затрат. Топливные баки выполнены из алюминиевого сплава, в качестве топлива используются жидкий водород и жидкий кислород.

Высота ступени составляет 9,2 м, диаметр — 4 м, стартовый вес — 20 т, из которых топливо — 16,9 т^[2].

На ступень установлен один жидкостный ракетный двигатель LE-5B^[англ.], производный от двигателя LE-5A, устанавливаемого на ракете H-II. Тяга двигателя составляет 137 кН, удельный импульс — 448 с. Двигатель может быть перезапущен многократно, что позволяет выводить полезную нагрузку на разные орбиты в ходе одного запуска. Общее время работы двигателя — до 530 секунд. Контроль вектора тяги по тангажу и рысканию обеспечивается отклонением двигателя, для контроля вращения используются маленькие гидразиновые двигатели^[3].

В 2015 году проведено усовершенствование второй ступени, главной целью которого является обеспечение возможности производить выведение спутников на геопереходную орбиту с остаточным бюджетом дельта-v в 1500 м/с до геостационарной орбиты (до этого спутники выводились на орбиту с остаточным дельта-v в 1830 м/с). Методика улучшенного выведения подразумевает повышение перигея орбиты со стандартных 250 км до 2700 км тремя запусками двигателя второй ступени вместо стандартных двух, третьему запуску двигателя предшествует длительный (4 часа) период свободного полёта ступени^[4][7].

Для поддержания работоспособности ступени в течение этого периода были произведены такие изменения:

• ступень покрыта специальной белой краской для отражения солнечного света и снижения уровня испарения криогенного топлива в баках,
• установлена новая система захолаживания двигателя перед запуском, на треть снижающая расход жидкого кислорода во время этого процесса,
• используется постоянное вращение ступени в течение свободного полёта, чтобы солнце не светило постоянно на одну сторону ступени, это позволяет поддерживать единую температуру для всего топлива,
• для осаждения топлива в нижнюю часть баков (перед запуском двигателя и с целью снижения его испарения в фазе свободного полёта) до этого использовались гидразиновые двигатели, но запаса топлива не хватило бы на многочасовую миссию, поэтому для этого используются газы испаряющихся компонентов топлива,
• установлены увеличенная литий-ионная батарея для длительного поддержания энергообеспечения ступени и высокопроизводительная антенна для обеспечения надёжного поступления необходимых данных состояния ступени даже при достижении высоты геостационарной орбиты^[8].

Для повышения точности выведения полезной нагрузки на орбиту двигатель второй ступени получил способность к дросселированию до 60 % от максимальной тяги^[8].

Кроме того, значительно снижена перегрузка, оказываемая на полезную нагрузку, за счёт новой не пиротехнической системы отстыковки космического аппарата^[7].

Впервые обновлённая вторая ступень использована во время 29-го запуска 24 ноября 2015 года.

Стандартный, наиболее часто используемый обтекатель (4S, англ. short — «короткий») имеет диаметр 4 м, длину 12 м и вес 1400 кг. Также может быть использован пятиметровый короткий обтекатель (5S) и удлинённый вариант четырёхметрового обтекателя (4/4D-LC) для одновременного запуска двух крупных спутников^[2][4].

Версия запускаемой ракеты-носителя обозначается в трёх или четырёх цифрах.

• Первая цифра обозначает количество ступеней ракеты-носителя и всегда равна 2.
• Вторая цифра обозначает количество жидкотопливных ускорителей (LRB, liquid rocket booster) и может быть 0, 1 и 2. На практике всегда 0, поскольку такие ускорители не используются.
• Третья цифра обозначает количество твердотопливных ускорителей SRB-A^[яп.] (SRB, solid rocket booster) и может быть 2 или 4.
• Четвёртая цифра (используется при необходимости) обозначает количество твердотопливных ускорителей Castor-4AXL^[англ.] (SSB, solid strap-on booster) и может быть 2 или 4.

В эксплуатации находятся только версии 202 и 204. Версии 2022 и 2024 сняты с эксплуатации, в последний раз были запущены в 2007 и 2008 году соответственно.

Таблица характеристик версий ракеты-носителя^[3][9]

Данные полезной нагрузки на 31 октября 2015 года с учётом стандартного обтекателя (4S) и улучшенной второй ступени.

Результатом усилий JAXA по дальнейшему развитию своих ракет-носителей (в частности по увеличению диаметра бака для криогенного топлива в целях увеличения массы выводимой полезной нагрузки) стало создание ракеты-носителя H-IIB, первый запуск которой был произведён 10 сентября 2009 года. С его помощью на околоземную орбиту к Международной космический станции был доставлен первый японский транспортный корабль «HTV».

В дальнейшем, после 2020 года, планируется заменить H-IIA ракетой-носителем H3.

Первый запуск ракеты H3 должен был состояться 17 февраля 2023 года, но его остановили из-за несработавших твердотопливных ускорителей. Следующий запуск 7 марта закончился неудачей — полёт пришлось прервать из-за отказа двигателя второй ступени и невозможности спрогнозировать успешное завершение миссии^[11]. В апреле Японское агентство аэрокосмических исследований решило отложить все запуски ракет H-IIA из-за неполадок с носителем H3^[12].

Полёт	Дата (UTC)	Версия	Полезная нагрузка (имя)	Орбита	Итог
TF1	29 августа 2001, 07:00	202	VEP 2 LRE	ГПО	Успех
TF2	4 февраля 2002, 02:45	2024	VEP 3 MDS-1 (Цубаса) DASH	ГПО	Успех
F3	10 сентября 2002, 08:20	2024	USERS DRTS (Кодама)	ГПО	Успех
F4	14 декабря 2002, 01:31	202	ADEOS 2 (Мидори 2) WEOS (Канта-кун) FedSat 1 MicroLabSat 1	ССО	Успех
F5	28 марта 2003, 01:27	2024	IGS-Optical 1 IGS-Radar 1	НОО	Успех
F6	29 ноября 2003, 04:33	2024	IGS-Optical 2 IGS-Radar 2	НОО	Неудача[6]
F7	26 февраля 2005, 09:25	2022	MTSAT-1R (Химавари 6)	ГПО	Успех
F8	24 января 2006, 01:33	2022	DAICHI (Дайти) (ALOS)	ССО	Успех
F9	18 февраля 2006, 06:27	2024	MTSAT-2 (Химавари 7)	ГПО	Успех
F10	11 сентября 2006, 04:35	202	IGS-Optical 2	НОО	Успех
F11	18 декабря 2006, 06:32	204	ETS-VIII (Кику-8)	ГПО	Успех
F12	24 февраля 2007, 04:41	2024	IGS-Radar 2 IGS-Optical 3V	НОО	Успех
F13	14 сентября 2007, 01:31	2022	SELENE (Кагуя)	к Луне	Успех
F14	23 февраля 2008, 08:55	2024	WINDS (Кизуна)	ГПО	Успех
F15	23 января 2009, 12:54	202	GOSAT (Ибуки) SDS-1 STARS (Kūkai) KKS-1 (Кисэки) PRISM (Хитоми) Sohla-1 (Майдо 1) SORUNSAT-1 (Кагаяки) SPRITE-SAT (Райдзин)	ССО	Успех[13]
F16	28 ноября 2009, 01:21	202	IGS Optical 3	НОО	Успех[14]
F17	20 мая 2010, 21:58	202	PLANET-C (Акацуки) IKAROS UNITEC-1 WASEDA-SAT2 (J-POD) KSAT (J-POD) Negai (J-POD)	к Венере	Успех[15]
F18	11 сентября 2010, 11:17	202	Quasi-Zenith Satellite 1 (Митибики)	ГПО -> QZO	Успех
F19	23 сентября 2011, 04:36	202	IGS-Optical 4	НОО	Успех
F20	12 декабря 2011, 01:21	202	IGS-Radar 3	НОО	Успех
F21	17 мая 2012, 16:39	202	GCOM-W1 (Shizuku) KOMPSAT-3 (Arirang 3) SDS-4 HORYU-2	ССО	Успех[16]
F22	27 января 2013, 04:40	202	IGS-Radar 4 IGS-Optical 5V	НОО	Успех
F23	27 февраля 2014, 18:37	202	GPM-Core[англ.] Ginrei[англ.] (ShindaiSat) STARS-II[англ.] (GENNAI) TeikyoSat-3[англ.] KSAT-2[англ.] (Hayato 2) OPUSAT[англ.] INVADER[англ.] (ARTSAT 1) ITF-1[англ.] (Yui)	ССО	Успех[17]
F24	24 мая 2014, 03:05	202	DAICHI-2[англ.] (ALOS-2) RISING-2[англ.] UNIFORM-1[англ.] SOCRATES SPROUT	ССО	Успех[18]
F25	7 октября 2014, 05:16	202	Himawari 8 (Химавари-8)	ГПО	Успех[19][20]
F26	3 декабря 2014, 4:22	202	Hayabusa2 (Хаябуса-2) Sinen 2 Despatch (Artsat 2) Procyon	ГЦО	Успех[21]
F27	1 февраля 2015, 01:21	202	IGS-Radar Spare	НОО	Успех[22]
F28	26 марта 2015, 01:21	202	IGS-Optical 5	НОО	Успех[23]
F29	24 ноября 2015, 06:15	204	Telstar 12 VANTAGE	ГПО	Успех[24][25]
F30	17 февраля 2016, 08:45	202	Hitomi (Хитоми) (Astro-H) Kinshachi 2 (ChubuSat 2) Kinshachi 3 (ChubuSat 3) AEGIS (Horyu 4)	НОО	Успех
F31	2 ноября 2016, 06:20	202	Himawari 9 (Химавари-9)	ГПО	Успех[26][27][28]
F32	24 января 2017, 07:44	204	Kirameki-2 (Кирамэки-2) (DSN-2)	ГПО	Успех[29][30]
F33	17 марта 2017, 01:20	202	IGS-Radar 5	НОО	Успех[31]
F34	1 июня 2017, 0:17	202	Michibiki-2 (Митибики-2) (QZS-2)	ГПО -> QZO	Успех[32]
F35	19 августа 2017, 05:29	204	Michibiki-3 (Митибики-3) (QZS-3)	ГПО -> ГСО	Успех[33]
F36	9 октября 2017, 22:01	202	Michibiki-4 (Митибики-4) (QZS-4)	ГПО -> QZO	Успех[34]
F37	23 декабря 2017, 01:26	202	SHIKISAI (Сикисай) (GCOM-C) TSUBAME (Цубамэ) (SLATS)	ССО НОО	Успех[35]
F38	27 февраля 2018, 04:34	202	IGS-Optical 6	НОО	Успех[36]
F39	12 июня 2018, 04:20	202	IGS-Radar 6	НОО	Успех[37]
F40	29 октября 2018, 03:20	202	IBUKI-2 (Ибуки-2) (GOSAT-2) KhalifaSat[англ.] / Diwata-2b[англ.] Ten-Koh[англ.] Aoi (Stars-AO) (1U) AUTcube-2 (1U)	ССО	Успех
F41	9 февраля 2020, 01:43	202	IGS-Optical 7	НОО	Успех[38][39]
F42	19 июля 2020, 21:58	202	Emirates Mars Mission (Hope, Al-Amal)	Марс	Успех
F43	29 ноября 2020, 07:25	202	JDRS-1	ГСО	Успех
F44	26 октября 2021, 02:19:37	202	QZS-1R		Успех
F45	22 декабря 2021, 15:32:00	204	Inmarsat-6 F1		Успех
F46	26 января 2023, 01:50:21	202	IGS-Radar 7		Успех
F47	6 сентября 2023, 23:42:11	202	SLIM XRISM		Успех
F48	12 января 2024, 04:44:26	202	IGS-Optical 8		Успех
Примечания [править | править код] ↑ Japanese launch fails (англ.). Spaceflight Now (29 ноября 2013). Дата обращения: 10 октября 2006. Архивировано 16 марта 2006 года. ↑ 1 2 3 4 5 6 7 H-IIA Launch Vehicle на сайте JAXA (англ.). JAXA. Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 7 января 2017 года. ↑ 1 2 3 H-IIA Launch Vehicle (брошюра) (англ.). JAXA (31 октября 2015). Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 4 августа 2017 года. ↑ 1 2 3 H-IIA 202 Launch Vehicle (англ.). Spaceflight101. Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 22 декабря 2016 года. ↑ 1 2 3 SRB-A (яп.). JAXA. (недоступная ссылка) ↑ 1 2 Launch Result of IGS #2/H-IIA F6  (неопр.). JAXA (29 ноября 2003). Дата обращения: 19 июня 2013. Архивировано из оригинала 25 сентября 2011 года. ↑ 1 2 H-ⅡA Upgrade (брошюра) (англ.). JAXA (31 октября 2015). Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 13 мая 2016 года. ↑ 1 2 H-IIA UPGRADE на сайте JAXA (англ.). JAXA. Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 8 января 2017 года. ↑ H-2A (англ.). Gunter's Space Page. Дата обращения: 7 января 2017. Архивировано 19 августа 2017 года. ↑ 三菱重工、「H2A」2機種に半減・民営化でコスト減. NIKKEI NET ↑ Запуск новой японской ракеты закончился неудачей  (рус.). Лента.ру. — новость. Дата обращения: 10 апреля 2023. Архивировано 11 апреля 2023 года. ↑ Япония отложила все запуски ракет H-2A  (рус.). Лента.ру. — новость. Дата обращения: 10 апреля 2023. Архивировано 11 апреля 2023 года. ↑ Launch Result of the IBUKI (GOSAT) by H-IIA Launch Vehicle No. 15  (неопр.). MHI and JAXA (23 января 2009). Архивировано из оригинала 21 января 2012 года. ↑ H-IIA F16  (неопр.). Sorae. Архивировано из оригинала 21 января 2012 года. ↑ Launch Result of the Venus Climate Orbiter "AKATSUKI" (PLANET-C) aboard H-IIA Launch Vehicle No.17  (неопр.). JAXA (21 мая 2010). Архивировано из оригинала 21 января 2012 года. ↑ Launch Overview – H-IIA Launch Services Flight No.21  (неопр.). Mitsubishi Heavy Industries. Дата обращения: 15 апреля 2012. Архивировано из оригинала 15 октября 2017 года. ↑ Japanese H-IIA rocket successfully lofts GPM Core (англ.). Дата обращения: 28 февраля 2014. Архивировано 2 марта 2014 года. ↑ Japanese HII-A successfully launches ALOS-2 mission (англ.). nasaspaceflight.com. Дата обращения: 23 мая 2014. Архивировано 26 мая 2014 года. ↑ Japan lofts Himawari 8 weather satellite via H-IIA rocket (англ.). nasaspaceflight.com. Дата обращения: 6 октября 2014. Архивировано из оригинала 7 октября 2014 года. ↑ Mitsubishi Electric готовит к запуску спутник Himawari-8 с космического центра Танэгасима  (неопр.). Mitsubishi Electric. Дата обращения: 2 сентября 2014. Архивировано из оригинала 8 октября 2014 года. ↑ Hayabusa 2 Mission Updates (англ.). spaceflight101.com. Дата обращения: 3 декабря 2014. Архивировано из оригинала 3 декабря 2014 года. ↑ H-IIA - IGS Radar Spare - Launch Updates (англ.). spaceflight101.com. Дата обращения: 1 февраля 2015. Архивировано из оригинала 1 февраля 2015 года. ↑ H-IIA - IGS Optical 5 - Launch Updates (англ.). spaceflight101.com. Дата обращения: 26 марта 2015. Архивировано из оригинала 26 марта 2015 года. ↑ Japanese H-IIA successfully lofts Telstar 12V (англ.). nasaspaceflight.com. Дата обращения: 24 ноября 2015. Архивировано 24 ноября 2015 года. ↑ Видео: Launch of Telstar 12 VANTAGE/H-IIA F29  (неопр.). Дата обращения: 28 сентября 2017. Архивировано 25 декабря 2017 года. ↑ Launch success of the H-IIA Launch Vehicle No. 31 (H-IIA F31) with the geostationary meteorological satellite "Himawari-9" on board (англ.). JAXA (2 ноября 2016). Архивировано из оригинала 2 ноября 2016 года. ↑ Видео: The live broadcast of the Himawari-9/H-IIA F31 launch  (неопр.). Дата обращения: 2 ноября 2016. Архивировано 2 ноября 2016 года. ↑ "Япония успешно запустила ракету H-IIA с метеорологическим спутником "Химавари-9"". ТАСС. Архивировано 4 ноября 2016. Дата обращения: 2 ноября 2016. ↑ Launch Results of the H-IIA Launch Vehicle No. 32 with X-band defense communication satellite-2 on Board (англ.). JAXA (24 января 2017). Дата обращения: 24 января 2017. Архивировано 26 января 2017 года. ↑ Japan puts its first military communications satellite into orbit (англ.). Spaceflight Now (24 января 2017). Дата обращения: 24 января 2017. Архивировано 25 января 2017 года. ↑ H-2A rocket launches with Japanese radar reconnaissance craft (англ.). Spaceflight Now (17 марта 2017). Дата обращения: 17 марта 2017. Архивировано 17 марта 2017 года. ↑ Successful H-IIA Launch delivers second Member of Japan’s GPS Augmentation Constellation (англ.). Spaceflight101 (1 июня 2017). Дата обращения: 1 июня 2017. Архивировано 1 июня 2017 года. ↑ H-IIA Rocket Deploys Japan’s Third Quasi-Zenith Navigation Augmentation Satellite (англ.). Spaceflight101 (19 августа 2017). Дата обращения: 19 августа 2017. Архивировано 19 августа 2017 года. ↑ Japan’s H-2A conducts QZSS-4 launch (англ.). NASA Spaceflight (9 октября 2017). Дата обращения: 9 октября 2017. Архивировано 10 октября 2017 года. ↑ Japanese H-IIA Rocket Fires Into Orbit with Climate Change Satellite & Super-Low Altitude Testbed (англ.). Spaceflight101 (23 декабря 2017). Дата обращения: 23 декабря 2017. Архивировано 23 декабря 2017 года. ↑ Japan’s H-IIA Rocket Sends IGS Optical 6 Reconnaissance Satellite into Orbit (англ.). Spaceflight101 (27 февраля 2018). Дата обращения: 27 февраля 2018. Архивировано 28 февраля 2018 года. ↑ Japan’s H-IIA rocket launches IGS Radar 6 (англ.). NASASpaceflight (12 июня 2018). Дата обращения: 12 июня 2018. Архивировано 12 июня 2018 года. ↑ Ракета с японским спутником двойного назначения стартовала на орбиту  (неопр.). Интерфакс (9 февраля 2020). Дата обращения: 10 февраля 2020. Архивировано 9 февраля 2020 года. ↑ [1] Архивная копия от 20 марта 2020 на Wayback Machine // РБК Ссылки [править | править код] Japan Prepares for Crucial Rocket Launch  (неопр.). SPACE.com. Дата обращения: 16 февраля 2005. Архивировано 6 сентября 2005 года. H-IIA Expendable Launch Vehicle  (неопр.). SPACEandTECH. Дата обращения: 16 февраля 2005. Архивировано из оригинала 21 января 2012 года. H-IIA на сайте Encyclopedia Astronautica (англ.) Страница H-IIA на сайте JAXA (англ.) Расписание запусков JAXA (англ.) «Космический центр Танэгасима» в программе «Visit JAXA». (англ.)