H-IIA

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 ускорителя, 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 жидко-топливных 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. 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 первых запуска, во время шестого, в ноябре 2003 года, в результате локальной эрозии сопла одного из ускорителей была разрушена система его крепления, что не позволило ему отсоединится от первой ступени[5]. Вес ускорителя не позволил ракете-носителю достичь необходимой скорости и высоты, что вынудило к её ликвидации 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 и 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, 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 ускорителями SRB-A использовались соответственно 2 или 4 модифицированных твердотопливных ускорителя Castor-4AXL 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 равна 1490 кН, удельный импульс — 282 с, время работы — 60 сек. Также использует топливо на основе HTPB[2].

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

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

На ступень установлен один жидкостный ракетный двигатель LE-5B, 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 с 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 с целью 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].