Die Japan Aerospace Exploration Agency erreicht mit dem zweiten Start der Raumsonde H3 die Umlaufbahn

Japans H3-Rakete unternahm am Samstag einen zweiten Versuch, die Umlaufbahn zu erreichen, elf Monate nachdem sie bei ihrem Jungfernflug gescheitert war. Die Rakete schickte erfolgreich einen Massensimulator und zwei kleine Satelliten in dieselbe 669 Kilometer lange sonnensynchrone Umlaufbahn, die sie bei der vorherigen Mission anvisierte. Der Start begann um 00:22 UTC (9:22 Uhr Ortszeit) von der Startrampe 2 im Yoshinobu Launch Complex des Tanegashima Space Center.

Die Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) und Mitsubishi Heavy Industries (MHI) haben den H3 als Nachfolger der Vorgängergenerationen H-IIA und H-IIB entwickelt. Die H-IIA, die erstmals 2001 flog, war das Rückgrat des japanischen Raumfahrtprogramms, hat jedoch nur noch zwei Starts vor sich und wird voraussichtlich bis Ende des Jahres ausgemustert. Die leistungsstärkere H-IIB absolvierte ihren letzten Flug im Jahr 2020.

H3 absolvierte am 7. März 2023 seinen Erstflug mit dem Advanced Earth Observing Satellite 3 (ALOS-3). Die Mission begann nominell während der ersten Flugphase und der Trennungsphase wie geplant. Die zweite Stufe der Rakete konnte jedoch nicht zünden. Dreizehn Minuten und 55 Sekunden nach dem Start, als klar wurde, dass die Rakete die Umlaufbahn nicht erreichen würde, wurde dem Flight Termination System (FTS) befohlen, das Fahrzeug zu zerstören.

Bei der Untersuchung wurden drei mögliche Ursachen für den Fehler ermittelt, wobei der Schwerpunkt auf einem anormalen Leistungsmesswert lag, der zum Zeitpunkt der Übermittlung des Zündbefehls an die zweite Stufe festgestellt wurde. Die identifizierten Szenarien waren ein Zünderkurzschluss, ein Überstrom im Zünder oder ein Überstrom im Steuermodul des Primärantriebssystems der zweiten Stufe, der sich auf das redundante Steuermodul ausbreitet. Die Änderungen wurden vorgeschlagen, um sicherzustellen, dass diese Fehlermodi bei zukünftigen Missionen nicht auftreten, und wurden implementiert, bevor H3 mit der Mission am Samstag wieder zum Flug zurückkehrte.

Der Start am Samstag wurde Test Flight 2 oder TF2 genannt. Nach dem Scheitern des ersten H3-Fluges war die primäre Nutzlast von TF2 die Vehicle Evaluation Payload 4 (VEP-4). VEP-4 ist ein Massensimulator, der simuliert, dass sich ein Raumschiff an Bord der Rakete befindet, ohne die Kosten und Auswirkungen auf das Projekt zu riskieren, die durch den Verlust eines weiteren großen Satelliten entstehen, wenn TF2 seine Mission nicht erfolgreich erfüllt.

Um den bestmöglichen Hinweis darauf zu geben, dass die beim ersten Testflug aufgetretenen Probleme behoben wurden, folgte TF2 einem ähnlichen Startprofil wie TF1 und VEP-4 wurde mit der gleichen Masse wie ALOS-3 gebaut – etwa 3.000 Kilogramm. VEP-4 folgt auf drei frühere VEPs – an Bord des ersten H-II-Starts im Jahr 1994 und des ersten und zweiten H-IIA-Starts in den Jahren 2001 und 2002 –, die für die Erfassung von Daten über die Leistung und den Betrieb ihrer Trägerraketen ausgestattet waren.

Zusätzlich zu VEP-4 beförderte der Start am Samstag auch zwei Kleinsatelliten – CE-SAT-1E und TIRSAT – als sekundäre Nutzlasten. Hierbei handelt es sich um kostengünstigere, weniger risikoscheue Missionen, die die erhöhte Nutzlastkapazität von H3 nutzen, um den Orbit zu erreichen. CE-SAT-1E oder Canon Electric Satellite 1E ist Teil einer Reihe leichter Bildsatelliten, die von Canon Electronics entwickelt wurden und Bildgeber umfassen, die auf der Reihe kommerziell erhältlicher Kameras von Canon basieren. Das Hauptinstrument basiert auf einer Canon EOS R5 mit einem 40-cm-Spiegelteleskop, während ein Sekundärbildgeber von der PowerShot S110 abgeleitet ist.

TIRSAT ist ein CubeSat mit drei Modulen und einer Masse von etwa sechs Kilogramm. Im Rahmen einer Partnerschaft zwischen Japan Space Systems, der Seiren Corporation und mehreren anderen Organisationen und Universitäten wird der Satellit den kleinen ungekühlten Infrarotsensor im Orbit überprüfen, eine Infrarot-Wärmebild-Nutzlast, die für zukünftige Missionen vorgesehen ist. Mithilfe der Infrarotbildgebung können thermische Emissionen identifiziert und überwacht werden. Mögliche Anwendungen umfassen Industrieüberwachung und Katastrophenmanagement.

Die beiden sekundären Nutzlasten sind auf beiden Seiten von VEP-4 montiert und werden während der Küstenphase nach dem Ende der ersten Triebwerkszündung der zweiten Stufe im niedrigen Erdorbit (LEO) getrennt. Der CE-SAT-1E wird mithilfe der SimplePAF15M Payload Attachment Facility (PAF) eingesetzt, während der TIRSAT in einem Standard-CubeSat-Hub untergebracht ist.

Die H3 ist eine zweistufige Rakete, wobei beide Stufen kryogenen flüssigen Wasserstoff und flüssigen Sauerstoff als Treibstoff verbrennen. Es kann in verschiedenen Konfigurationen fliegen, wobei die Anzahl der Triebwerke der ersten Stufe, die Anzahl der Feststoffraketen-Booster, die die erste Stufe erhöhen, und die Länge der Nutzlastverkleidung variieren. Jede Konfiguration hat eine aus drei Buchstaben bestehende Bezeichnung, wobei die erste Zahl die Anzahl der Motoren in der ersten Stufe angibt, die zweite die Anzahl der Feststoffbooster angibt und der dritte Buchstabe entweder „S“ oder „L“ die Verwendung angibt. Von kurzer bzw. langer Gabe.

In allen Konfigurationen wird die erste Stufe von LE-9-Triebwerken angetrieben, während die zweite Stufe ein einzelnes LE-5B-3-Triebwerk verwendet. In Konfigurationen mit Feststoffraketenmotoren sind die SRB-3-Booster von IHI Aerospace (nicht zu verwechseln mit dem beim H-IIA verwendeten SRB-A3) diagonal um die Basis der ersten Stufe angebracht, um zusätzlichen Schub zu liefern.

Die dreimotorige Version der H3-Erststufe wird ohne Booster in 30S- und 30L-Konfigurationen eingesetzt. Die 22S und 22L verfügen über zweimotorige erste Stufen mit zwei Feststoffraketenmotoren, und die 24S und 24L verwenden dieselbe erste Stufe mit vier Boostern. Die Kurzladung hat eine Länge von 10,4 Metern, während die Langladung eine Länge von 16,4 Metern hat. Beide Verkleidungstypen haben den gleichen Durchmesser: 5,2 Meter.

Die TF2-Mission nutzte eine H3-22S, dieselbe Konfiguration wie beim ersten Flug. Der Start erfolgte von der Startrampe 2 (LP2) im Yoshinobu Launch Complex, einem Teil des JAXA-Raumfahrtzentrums Tanegashima auf der Insel Tanegashima vor der Südküste von Kyushu.

Der LP2 wurde in den frühen 2000er Jahren als Backup-Plattform für H-IIA-Starts entwickelt, wurde jedoch nie vom H-IIA verwendet. Stattdessen erfolgte der erste Start 2009 mit der Einführung der H-IIB-Rakete, die alle neun von LP2 aus gestartet wurden. Der Erstflug der H3 wurde letztes Jahr ebenfalls von LP2 aus durchgeführt. Die nahegelegene Startrampe 1 ist älter, wurde vor dem ersten Start der H-II im Jahr 1994 gebaut und wird immer noch von der H-IIA genutzt.

Trotz der gleichen Konfiguration unterscheidet sich die Rakete, die auf der TF2-Mission flog, geringfügig von der Rakete, die auf der TF1-Mission flog. Basierend auf den Ergebnissen der TF1-Fehleruntersuchung wurden in der zweiten Stufe Änderungen an den Motorzünd- und Antriebssystemsteuereinheiten vorgenommen, während einer der Motoren der ersten Stufe der LE-9 Typ 1A war, der Upgrades gegenüber dem Standard-LE- enthielt. 9 Motor. Typ 1 zur Verbesserung der Zuverlässigkeit.

Die erste Stufe der H3 TF2-Rakete wird während der Integrationsoperationen in die vertikale Position angehoben (Quelle: JAXA)

Bei japanischen Starts wurde der Start der Mission mit X0 und nicht mit T0 bezeichnet, wie es bei westlichen Starts üblicher ist. Die beiden LE-9-Triebwerke der ersten Stufe zündeten einige Sekunden vor Die SRB-3 brannten und lösten sich eine Minute und 56 Sekunden nach dem Start vom Fahrzeug, wobei die Nutzlast nach drei Minuten und 34 Sekunden Missionszeit erfolgreich abgetrennt wurde.

Der Erstflug dauerte bis X+4 Minuten und 58 Sekunden, als es zu einem Haupttriebwerksausfall (MECO) kam. Die LE-9-Triebwerke schalten sich dann ab, nachdem sie ihre Aufgabe in der Mission erfüllt haben, und die Bühne wird nach sieben Sekunden MECO abgetrennt.

Das nächste Flugereignis und der Punkt, an dem der vorherige Start des H3 fehlgeschlagen war – die Zündung der zweiten Stufe – wurden 12 Sekunden nach dem Start erfolgreich abgeschlossen. Dies markierte den Beginn eines 11-minütigen und 19-sekündigen Brennvorgangs für das LE-5B-3-Triebwerk, das die zweite H3-Stufe des LEO einspritzte. CE-SAT-1E wurde dann 21 Sekunden nach dem Ende der zweiten Brennstufe eingesetzt, wobei TIRSAT etwa 500 Sekunden später abgetrennt wurde.

Nachdem die Umlaufbahn fast vollständig abgeschlossen war, wurde die zweite Stufe wieder aufgenommen, um VEP-4 aus der Umlaufbahn zu bringen und sicher über den Indischen Ozean zurückzukehren. Die Zündung begann bei X+1 Stunden, 47 Minuten und 13 Sekunden und die Verbrennung dauerte 26 Sekunden.

Das ultimative Ziel der Mission bestand darin, den Trennmechanismus zu testen, um VEP-4 in der zweiten Stufe zu sichern. Um sicherzustellen, dass VEP-4 nicht als Weltraummüll im Orbit zurückblieb, wurde dieser Test etwa 40 Sekunden nach dem Ende des deorbitalen Brennvorgangs durchgeführt.

Zusätzlich zum Trennmechanismus ist die Nutzlast auch mit Anschlagschrauben an der Rakete befestigt, so dass sie sich um etwa einen Zentimeter bewegen kann und nach dem Trenntest nicht wegdriftet.

Dieser erfolgreiche Testflug wird den Weg dafür ebnen, dass H3 einsatzfähige Nutzlasten transportieren kann, und der Start mehrerer weiterer Missionen ist für noch vor Jahresende geplant. Diese werden den Ressourcenüberwachungssatelliten ALOS-4, den militärischen Kommunikationssatelliten und den Navigationssatelliten QZS-5 transportieren. In den nächsten Jahren wird H3 mehrere HTV-X-Frachtraumschiffe zur Versorgung der Internationalen Raumstation sowie für Startmissionen zum Mond und Mars einsetzen.

(Hauptbild: H3-Start vor der VEP-4-Mission. Bildnachweis: MHI)