hotchpotch/wikipedia-multilingual-ir-pairs huggingface dataset:
Computer-generated imagery 静的イメージとランドスケープ
Computer-generated imageryの一部として生成される動画像だけでなく、現実のような自然な地形（フラクタル地形など）もコンピュータのアルゴリズムによって生成される。フラクタル表面を生成するシンプルな方法は、中点変位というド・ラムカーブのいくつかの特例の形成に頼った三角形メッシュ法の拡張機能を使用することである。例えば、アルゴリズムは最初は大きな三角形から始め、次に4つのより小さいシェルピンスキーの三角形に分割するために再帰的拡大を行い、そして最も近隣するものからの各点の高さを補間する。ブラウニアン・サーフェスの作成には、作成された新たなノードであるノイズを追加するだけでなく、メッシュの複数の平面で追加的なノイズを追加する必要がある。このように、様々な平面が表現された地形図は比較的簡単なフラクタルアルゴリズムを使用して作成することができる。基本的に、computer-generated imageryで使用されるイージー・トゥ・プログラムのフラクタルは「プラズマ・フラクタル」やより動的な「フォルト・フラクタル」である。
数多くの特徴ある技法が高く集束されたコンピュータ生成エフェクトを生み出すために研究開発がなされており、例として指定された岩石のような表面に侵食をモデル化したり年代を反映するために岩石の科学的な風化を表現するための特徴あるモデルが使用されている。
Computer-generated imagery 建築物
現代的な建築家は顧客と建設会社両方向けに3次元モデルを製作するためのコンピュータグラフィック会社のサービスを利用しており、これらのコンピュータ生成モデルは従来の図面よりも正確にすることができる。建築アニメーション（インタラクティブ画像ではなく建築物のアニメーション動画を使用）も建築物を環境や周囲の建築物と合わせたらどうなるかを確かめるために使用することができる。紙や鉛筆を使わない建築空間の描写は現在コンピュータを使用した数ある建築物設計システムによって幅広く受け入れられている実践方法である。
建築物モデリングツールは建築家が対話形式で空間やウォークスルーの実行を視覚化できるようになっていて、都市部や建築物両方の水準で対話型環境が提供される。建築における特定の応用は建築構造の仕様（壁や窓など）やウォークスルーだけでなく、特定のデザインで1日の時間帯によって光の影響や太陽光がどれだけ差すかの調査が含まれる。
Computer-generated imagery 建築物
建築モデリングツールは現在インターネットベースで発展しているが、インターネット型システムの品質は高度なインハウスモデリングシステムと比べてまだ劣っている。
いくつかの応用においてコンピュータ生成画像は歴史的建造物の逆行分析でも使用されていて、例えば、ドイツのゲオルゲンタールにあった修道院のコンピュータ再現は修道院の遺跡をもとにしていて、未だに在りし日の建築物がどのようだったかをルック・アンド・フィールで見せているに過ぎない。
Computer-generated imagery 解剖学的モデル
スケルタルアニメーションで使用されるコンピュータ生成モデルは常に解剖学的に正しいというわけでないが、サイエンティフィック・コンピューティング・アンド・イメージング・インスティテュートといった研究所は解剖学的に正確なコンピュータ型モデルを開発している。コンピュータ生成解剖学モデルは教育や運用の両方の目的で使用される。現在までフランク・H・ネーターによる 画像 など多くの画家が医学生が使用する医学画像を制作し続けているが、多くのオンライン解剖学的モデルも利用可能になっている。
1人の患者のX線はデジタル化されたX線でない限りコンピュータ生成画像にならないが、コンピュータ断層撮影による3次元モデルを伴う応用は数多くの単一のX線断面図で自動生成されるため、コンピュータ生成画像になる。核磁気共鳴画像法を使った応用も合成で内部画像を生成するために数あるスナップショット（磁気パルスを介した場合）をまとめたものである。
Computer-generated imagery 解剖学的モデル
現代的な医学的応用において、患者の特定モデルはコンピュータ支援手術において構築されていて、例えば、総合的な膝置換において、詳細な患者モデルの構築は注意深く手術を計画するために使用される。これらの3次元モデルは通常患者自身の解剖学的に適切な部分を数回コンピュータ断層撮影した画像が元になっている。このようなモデルはまた心臓病治療の一般的な手順である大動脈弁注入を計画するときにもしようされる。得られる形状の中で、冠動脈開口部の直径や場所は患者によって大きく異なっており、患者の弁構造に酷似しているモデルの抽出（コンピュータ断層撮影で）は手順を検討する際に非常に有益である。
Computer-generated imagery 衣料と皮膚イメージの生成
衣料のモデルは一般的に次の3種類に分かれる:
現在まで、自然な方法で自動的に編まれたデジタル的な特徴のある衣料の作成は多くのアニメーターによるに挑戦が続いている。
映画や、広告、その他一般公開される形での仕様に加えて、衣料のコンピュータ生成画像は現在最大手のファッションデザイン企業によって日常的に使用されている。
ヒトの皮膚の画像を描写する挑戦においてリアリズムには3つのレベルがある:
よく見えるシワや皮膚の汗腺といった最もよく見える特徴は約100µmもしくはミリメートルの寸法である。皮膚は目的の表面の7次元双方向テクスチャ関数 (BTF)や双方向散乱分布関数(BSDF)でモデリングできる。
Computer-generated imagery 双方向のシミュレーションと可視化
インタラクティブ・ビジュアライゼーションは動的に変化できるデータを描写したりユーザーが複数の遠近法によるデータを見ることができるようにするための応用に関する一般的な用語である。この応用分野は流体力学において流れパターンを可視化することから特定のCADアプリケーションに至るまで幅広い。レンダリングされたデータはフライトシミュレーターのようにユーザーがシステムへの操作で変えられる特定のビジュアルシーンに対応しており、世界を表現するためのcomputer-generated imageryの技法を広範囲に使用できるようになる。
生データのデータパイプラインを伴う双方向可視化過程の抽象的レベルはレンダリングに適する形で生成するために管理やフィルタリングがされる。これは可視化データと度々呼ばれている。可視化データはその後、レンダリングシステムに供給することができる可視化表現へマッピングされる。これを「レンダラブル・リプレゼンテーション」と通常呼ばれる。このリプレゼンテーションはその後、表示できるイメージとして描写される。ユーザーがシステムを使った生データとの対話（仮想世界で自身のポジションをジョイスティックで変えるなど）が新たな描写イメージを作成するためのパイプラインを通して供給されるように、多くの場合このようなアプリケーションでリアルタイムな計算効率の重要考慮事項が作成される。
Computer-generated imagery コンピュータアニメーション
風景のコンピュータ作成イメージは静的になる一方、用語的なコンピュータアニメーションは動画に酷似する動的なイメージのみに適用される。しかし、一般的な用語としてのコンピュータアニメーションはユーザーとの対話ができない動的イメージを指していて、一方用語としての仮想世界は対話的なアニメーション環境で使用される。
コンピュータアニメーションは本質的に3Dのストップモーション・アニメーションと二次元イラストレーションのフレーム単位アニメーション技術のデジタル的な後継技術である。コンピュータ生成のアニメーションはエフェクトショットやエキストラを使った群衆シーンが使用されるミニチュア撮影といったより力学的な方法よりも制御可能である。これは他の技術を使うことなく実現可能なイメージの製作が可能だからである。また、1人のグラフィックアーティストが俳優や高価なセット部分や小道具を使わずに作品を製作することができる。
動作の錯覚を作成するためには、イメージをコンピュータスクリーンに表示し、過去のイメージに似た新たなイメージに繰り返し置き換えるが時間領域（通常24もしくは30フレーム/秒の速度）で少しずつ進める。この技法は動きの錯覚をテレビやモーションピクチャーで実現する方法と同一ある。
Computer-generated imagery 仮想世界
仮想世界とはユーザーがアニメキャラクターやアバターと呼ばれるアニメキャラクターに扮した他のユーザーと対話できるシミュレーション環境で、ユーザーが生活したり会話することを重視していて、今現在ユーザーがアバターの形式で他人に見えるようになっている双方向3D仮想環境の主な代名詞になっている。これらのアバターは通常、テキストや二次元画像、3次元コンピュータグラフィックスといった表現で示されているが、他の形式でも可能である (例として聴覚的 だったり触覚的だったり)。全てではないが可能世界は複数のユーザーで使用可能になっている。
Computer-generated imagery 法廷での使用
近年、computer-generated imageryの使用は法廷にも及んでいて、裁判官や陪審員に一連の出来事、証拠、仮説をより良く可視化することに役だっている。しかし、1997年の研究で人々は直感さが貧しい物理学者でコンピュータ生成画像の影響を簡単にうけると発表された。従って、陪審員やその他法的決定に関わる人は一連の出来事の1つの可能性を単に表現した証拠への認識が生じることが重要になることを物語っている。
ひまわり (気象衛星)
ひまわりは、気象観測を行う日本の静止衛星・気象衛星。東アジア・西太平洋地域の気象に関する画像撮影を行っている人工衛星である。初代ひまわりは1977年に打ち上げられた。
ひまわり (気象衛星) 概要
日本が運用している静止気象衛星であり、「ひまわり」の名称は、1号から7号までは愛称、8号以降は正式名称である。1号から5号までの正式名称は静止気象衛星GMS (Geostationary Meteorological Satellite) 、6号と7号は運輸多目的衛星MTSAT (Multi-functional Transport Satellite) 。
「ひまわり」は世界気象機関 (WMO) と国際科学会議 (ICSU) が共同で行なった地球大気開発計画 (GARP) の一環として開始された。得られた気象画像は、日本だけでなく、撮影地域内の他国にも提供している。
最新の「ひまわり」は、ひまわり9号であり、2022年12月13日より、気象観測を行っている。また、ひまわり8号は同日に9号と交代し待機運用中となっている。
ひまわり (気象衛星) 名称の由来
宇宙開発事業団 (NASDA) の初期の衛星は、初代理事長島秀雄の意向で花の名前をつけており、気象衛星「ひまわり」の愛称も植物のヒマワリから来ている。植物のヒマワリの花は常に太陽に向かって花を咲かせ、時間と共に太陽を追尾し向きが変化するといわれている (実際にそのように動くのは芽生えから開花前のつぼみの時期までである) 。このためいつも地球を同じ方向から見ているという意味と、1日に1回地球を回るという意味で「ひまわり」という愛称が付けられた。これに因んで、東京都清瀬市にある気象庁気象衛星センターの前の市道は「ひまわり通り」と名付けられている。2015年運用開始の8号以降は、愛称ではなく衛星の正式名称として「ひまわり」が採用されている。
また、MTSAT-1は公募により「みらい」という愛称が選ばれていたが、打ち上げに失敗したため使用されずに終わった。
ひまわり (気象衛星) GMSシリーズ
ひまわり1号から5号までのGMSシリーズの衛星本体は、ヒューズのスピン衛星バス HS-335 (GMS-1) およびHS-378 (GMS-2 - GMS-5) に、観測機器や通信機器を搭載したものである。
基本的に、アメリカ合衆国の静止気象衛星GOES-4 - GOES-7の類似機で、NECが主契約者として担当し、主にヒューズ（現在はボーイングスペースシステムズ）が製造したものであるが、徐々に観測機器を国産化してきた。
観測機器はレイセオンの可視赤外走査放射計 (VISSR) であり、地球を可視光線および赤外線により撮影する光学センサである。
衛星の自転により、地球を東西方向に走査しつつ、反射鏡により南北方向にも走査することで、地球の半球全体を2,500本の走査線で画像化する。フィルター分離することで、IR1,IR2,IR3をそれぞれ検出する。
衛星と地球との通信装置は次のような諸元である。これ以外に三点測距、テレメトリなどの通信がある。
観測された衛星画像は、気象衛星通信所でS-VISSR用に引き延ばしを行い、衛星に返送し衛星から利用者向けに配信する格好で、ほぼ遅延なしで配信していた。画像を用いた各種解析は、気象衛星センターにてデータ処理を行い、地上回線で利用者に配布するとともに、ひまわりの通信衛星機能を用いてサービス区域の各国の利用者に配信した。
ひまわり (気象衛星) MTSATシリーズ
GMSシリーズの後継機として計画されたのが運輸多目的衛星 (MTSAT) で、予算の都合で航空管制衛星に相乗りする形をとっている。スーパー301条の適用を受けた影響で、「ひまわり5号」の後継となる運輸多目的衛星1号 (MTSAT-1) は米スペースシステムズ/ロラール社からの完成品を購入することになった。
ところが、MTSAT-1を搭載したH-IIロケット8号機が打ち上げに失敗したため、ひまわり5号は設計寿命の5年を超えて観測を続けた。しかし静止軌道を保つための姿勢制御用燃料の残量が少なくなり、2003年5月22日をもって気象衛星としての運用を終了しアメリカ海洋大気庁の気象衛星GOES-9 (ゴーズ9号) による代替運用が開始された。気象庁は、このGOES-9の愛称を「パシフィックゴーズ」としたが、「ひまわり」ほど一般に広がるには至らなかった。
ひまわり5号は、GOES-9による代替気象観測業務中、地上で処理された気象データを利用者に中継配信する業務を行うため、後継機の「ひまわり6号」稼動までそのままの位置 (東経140度) にとどまる必要があった。一方のGOES-9は、アラスカ州フェアバンクスにある衛星通信所を使用する関係から、日本から見て東寄りの東経155度に置かれた。これは衛星追尾視野限界に近いが、気象庁では「観測には大きな支障はない」とした。
ひまわり (気象衛星) MTSATシリーズ
MTSAT-1の代替機運輸多目的衛星新1号 (MTSAT-1R) は2005年2月26日にH-IIAロケット7号機により打ち上げられ、3月8日には無事に静止軌道に乗った。国土交通省は、広く親しまれている「ひまわり5号」の後継と位置づけ、愛称を「ひまわり6号」と命名した。同機は映像送信テストなどを行ったのち、2005年6月28日の正午から気象衛星としての運用をGOES-9から引き継ぎ、また2006年7月6日から航空管制の通信業務の運用を開始した。気象衛星としては2010年7月1日まで運用され、以降はひまわり7号のバックアップとしての待機運用、そして画像データの中継配信業務を行っている。
国産衛星となった運輸多目的衛星新2号 (MTSAT-2) は2006年2月21日にH-IIAロケット9号機により打ち上げられ、2月24日に静止軌道に乗ったことが確認され、「ひまわり7号」と命名された。2006年9月4日には静止軌道上で気象衛星としての待機運用が開始され、ひまわり6号のバックアップ態勢が整った。2007年9月には航空機の航法情報の提供を開始した。2010年7月1日の正午より、気象衛星としての運用をひまわり6号から引き継ぎ、気象観測を開始した。後継機のひまわり8号の運用が2015年7月7日の午前11時より開始されたため、以降は待機運用となっている。
ひまわり (気象衛星) HIMAWARIシリーズ
ひまわり8号は2014年10月7日に打ち上げられ、2015年7月7日に運用が開始された。ひまわり9号は2016年11月2日に打ち上げられ、2017年3月10日に待機運用を開始した。
地球観測機能を大幅に強化した「静止気象衛星」として整備される。寿命は運用8年・待機7年の合計15年となり、ひまわり6、7号の10年 (運用、待機ともに5年) より長寿命化がなされ、また解像度や観測頻度、チャンネル数が増加しデータ量は現在の50倍以上となる。これまでのひまわりに比べて観測バンド数が大幅に増えたため静止地球環境観測衛星とも呼ばれる。
2018年2月11日、韓国が運用する気象衛星「千里眼」のメインコンピューターが一時的に故障した際、韓国気象庁は復旧までひまわりの画像を使用した気象予報を実施した。
ひまわり (気象衛星) HIMAWARIシリーズ
ひまわり6、7号の経費を70%負担していた国土交通省航空局が計画から外れたため、一時は予算の観点から実現が危ぶまれた。そのため、他の機関や民間の衛星との相乗りや衛星画像の有料化なども検討された。しかし条件を満たす衛星の計画が存在せず、また気象衛星画像はそれ自体では商品価値は薄いことや、防災に直結する基本的なインフラであるため有料化はそぐわないとして共に見送られることとなった。最終的に気象庁は単独で後継機を打ち上げることを決め、平成21年度予算で77億円の要求を行っている。なお、気象庁の単独予算により気象衛星が製作されるのは初めてとなる。
ひまわり (気象衛星) HIMAWARIシリーズ
ひまわり10号は、令和11年度（2029年）の運用開始を目標にしていたが、後述の米国製センサーの調整のため令和12年度（2030年)の打ち上げ、同年の運用開始にずれ込むとされる。ひまわり10号には、米国製の「ハイパースペクトル赤外サウンダ(Geostationary HiMawari Sounder)」センサーが搭載される予定であり、大気の立体的な気温分布と水蒸気の動きが把握できるようになるとしている。これらのセンサーは中国のFY-4Bや欧州のMTG-Sといった海外の新規気象衛星において採用が広がっており、すでに試験運用が始まっている。ただし機器の校正作業が必要である。またデータ量が膨大になるため、地上のコンピューターシステムやアルゴリズムの改良が必須となる。
現在MTSATで使用されている光学センサーを発展させたセンサー「AHI(Advanced Himawari Imager)」が搭載される。センサーは、米国の静止気象衛星用のこの手の観測装置を1994年以降一手に供給しているITTインダストリー (2011年10月にExelisに社名を変更) が製造した。このセンサーはアメリカの次期気象衛星GOES-Rシリーズで搭載される、ABI (Advanced Baseline Imager) を基本にしている。
AHIのチャンネル数が増大することにより、技術的な制約からひまわり経由でのHRIT/LRITの配信が対応できないことから、陸上ではTCP/IPの通信網を、無線系は商用の通信衛星 (JCSAT-2シリーズ) を用いた配信が、2015年7月3日より本格的に始まった。
従来、送受信のための地上設備は埼玉県鳩山町にある気象衛星通信所1か所のみだったが、非常時の代替施設となる副局を、台風などによる悪天候に見舞われにくい北海道江別市に初めて設置した。また、衛星運用指示回数はこれまで原則1日1回だったが2.5分間隔で最大1日576回と即応性が強化された。
経費節減のため衛星の管制 (制御) を民間事業者に委託するPFI方式が導入され、管制業務は特別目的会社の気象衛星ひまわり運用事業 (HOPE) が行う。
通信系の諸元は次の通りである。
H-IIAロケット
H-IIA ロケット（エイチツーエー ロケット又はエイチ二ーエーロケット）は、日本の宇宙開発事業団（NASDA）と後継法人の宇宙航空研究開発機構（JAXA）と三菱重工が開発し、三菱重工が製造及び打ち上げを行った人工衛星打ち上げ用液体燃料ロケットで使い捨て型のローンチ・ヴィークル。2001年（平成13年）に打ち上げられた1号機から、2025年（令和7年）に打ち上げられた50号機までが生産された。H-IIBロケットは強化型、H3ロケットは後継機である。
日本の宇宙開発における人工衛星打ち上げの自律性を担うロケットとして基幹ロケットに位置づけられた。打ち上げに失敗したのは2003年のH-IIAロケット6号機の1回のみで、2025年（令和7年）6月29日に発射された50号機をもって最終的な成功率は合計で98%に達した。
JAXA内での表記は「H-IIAロケット」で、発音は「エイチツーエーロケット」であるが、新聞やテレビなどの報道では、「H2Aロケット」または「H-2Aロケット」と表記され、「エイチニーエーロケット」と発音をされる場合が多い。
H-IIAロケット 概要
H-IIAロケットは、先代のH-IIロケットを全体にわたって再設計して構造を大幅に簡素化し、一部に海外の安価な製品を利用をすることで、信頼性を高めながら急激な円高により失われたコスト競争力を回復させることを目的に開発された。また、開発中に起きたH-IIロケットH-IIロケット5号機および8号機の相次ぐ失敗や、H-IIAロケット6号機の失敗による信頼性の低下を回復するため、運用開始後にも改良が行われた。
1996年（平成8年）に開発が開始され、開発費（H-IIからの改良開発費）は約1,532億円であった。H-IIAと同じくH-IIを技術基盤とするH-IIBの開発費約270億円との合計は1,802億円であり、同じく前機種から改良開発されたアメリカ合衆国のデルタ IVの開発費2,750億円、アトラス Vの開発費2,420億円との比較でも安価に開発されているといえる。
打ち上げ費用は構成によって異なるが約85億円 - 120億円であり、H-IIロケットの140億円 - 190億円に比べると大幅に低減されている。静止トランスファ軌道への打ち上げ能力は4.0 - 6.0 tであり、H-IIロケットと同等 - 約1.5倍の能力である。
H-IIAロケット 概要
2001年（平成13年）夏に試験機1号機が打ち上げられて以来、50回中49回の打ち上げに成功している。「H-IIAロケット試験機1号機」は打ち上げ翌年、第33回星雲賞自由部門を受賞した。
2005年の7号機から44機連続で打ち上げに成功しており、打ち上げ成功率は98％。H-IIAの強化型バリエーションであるH-IIBロケットも含めると59回中58回の打ち上げに成功しており、打ち上げ成功率は98.31%。原型のH-IIロケット（7回中5回成功）を含めた「H-IIシリーズ」全体としても、2021年の44号機の成功をもって国際水準と言われる95%を達成し、最終50号機をもって95.45％となった。
当初、H-IIAロケットは2023年度（令和5年度）に退役する予定であったが、後継機として開発されたH3ロケットの初打ち上げが延期された。この影響で、宇宙基本計画工程表（令和5年度改訂）では2024年（令和6年）度の50号機の打ち上げを最後に退役予定となっていた。その後宇宙基本計画工程表（令和6年度改訂）では2025年（令和7年）度前半の打ち上げとされ、2025年6月29日に打ち上げされた。2025年6月29日の午前1時33分に50号機が最終号機として打ち上げを成功させた。これまでの成功率は98％(50回中49回成功)となっている。
H-IIAロケット 特徴
コア機体は、液体水素と液体酸素を推進剤とする1段目・2段目を組み合わせた、2段式ロケットとなっている。打ち上げ時に十分な推力を得るために左右2基の固体ロケットブースタ（SRB-A）を有し、搭載する衛星・探査機等の質量に応じてさらにSRB-Aや固体補助ロケット（SSB）を追加して柔軟に対応する事ができた。複数の衛星を同時に打ち上げて、個別の軌道に投入する事もできた。
材質は、機体外壁と推進剤タンクとフェアリングがアルミニウム合金、SRB-AがCFRPであり、強度を確保したまま機体を軽量化するためにアルミ合金製の推進剤タンクの内面を格子状に彫り込んだアイソグリッド構造をしている。
H-IIAロケット 特徴
基本的には H-II の設計コンセプトを踏襲するが、全体にわたり調達・組立・打上げ費用を下げるための見直しが行われている。また、部品技術の国産化にこだわらず、有利であれば輸入品も用いた。これは H-II で国産化にこだわったことから後退しているように見えるが、技術を習得したからこそ有利に購入できる（技術がなければ言い値で購入するしかないが、技術があればコストメリットがないなら購入しないという選択ができ、交渉の主導権を握ることができる）という面もあり、自主技術を持つことには一定の意義がある。また、部品点数・作業工程の低減は信頼性の向上にも貢献する。これらの費用改善を行った結果、H-IIロケットで最高約190億円であった打ち上げ費用を、世界市場の相場である100億円未満まで下げることができた。H-IIAロケット202型の部品総点数は約100万点。
H-IIからの主な変更点を以下に記す。
第2段推進剤タンクを一体型から独立型に変更。一体型だと隔壁を通して保存温度の異なる液体水素と液体酸素が接するため温度管理が複雑になっていた。また第2段推進剤タンクはデルタIIIロケットの第2段や、デルタIVロケットの4 m型第2段と共通で、いずれも液体水素タンクを三菱重工業が、液体酸素タンクと液体水素タンク・ドームをボーイング（旧マクダネル・ダグラス）が製造している。
H-IIAロケット 特徴
前述のアンビリカルおよび衛星搭載場所の変更により、H-IIAは大型ロケット組立棟（VAB）でアンビリカル接続と衛星搭載の双方を終えて、打ち上げ半日前に大型ロケット組立棟（VAB）から射点へ移動すれば良いことになった。また、H-IIは衛星を外さなければ大型ロケット組立棟（VAB）に戻ることができなかったが、H-IIAは打ち上げが中止されても短時間で大型ロケット組立棟（VAB）に戻ることが可能になった。
射点設備が大幅に簡素化され、H-II用に建設された第一射点には、アンビリカル接続や衛星取付を行い、観音開き式にロケット全体を格納することもできる射座点検塔（PST）と呼ばれる構造物が建設されたが、H-IIA用に増設された第二射点は、気象観測用の簡素な塔を設置するだけで済んだ。第一射点の射座点検塔（PST）はH-IIAでは使用しないため、観音開き式の部分を撤去した上で、打ち上げ時の機体監視用カメラの設置や、打ち上げ号機の掲示などに使用されていたが、老朽化が進んだため2010年11月から2011年3月にかけて解体された。
H-IIAロケット 構成と諸元
第1段機体 LE-7Aエンジン
LE-7AエンジンはH-IIAロケットの第1段エンジンで、推進薬に液体水素と液体酸素を用いた、国産の大型液体燃料エンジンである。H-IIロケットの第1段エンジンとして開発されたLE-7エンジンを元に、性能を維持しつつ費用縮減が図られている。
リフトオフの約5秒前に点火され、第2段との切り離しまでの約390秒間燃焼する。
開発当初、下部ノズルスカートを装着した長ノズル構成では、エンジン起動時に過大な横方向推力が発生する問題があり、短ノズルのみを使用して回避していた。そのため、静止トランスファ軌道（GTO）投入能力に換算して約400 kgの性能低下が起きていた。8号機、9号機および11号機以降では、新たに開発された完全再生冷却型の長ノズルが使用され、本来の性能が発揮できるようになっている。また、液体水素ターボポンプ、液体酸素用ターボポンプには、使用開始後にも改良が加えられている。
H-IIAロケット 構成と諸元
9号機以降では、SRB-Aを4基使用した打ち上げ時の推力に耐えられるように、機体構造の強化が行われている。また、15号機（202型）にも使用したSRB-A・4本装着用（202/204共用）の1段コア機体構造は、2本装着専用に比べ質量が約600 kg大きくなっている。23号機（202型）からはエンジン周りのSSB取り付け部を省略して構造を簡素化したことによって120kgの軽量化を果たしている。
第2段機体 LE-5Bエンジン・LE-5B-2エンジン
LE-5BエンジンはH-IIAロケットの第2段エンジンで、第1段と同様に液体水素と液体酸素を推進薬とした国産の液体燃料エンジンである。H-Iロケットの第2段エンジンとして開発されたLE-5エンジンを元に、H-IIロケット第2段用のLE-5Aエンジン、そしてこのLE-5Bエンジンと、徐々に性能向上が図られてきている。先代のLE-5Aエンジンと比べると、大幅な費用縮減も図られている。
燃焼圧の変動を抑えた改良型LE-5BエンジンであるLE-5B-2の開発が進められ、14号機から使用されている（「LE-5Bエンジン」も参照）。
H-IIAロケット 構成と諸元
LE-5B・LE-5B-2エンジンは再々着火（第3回燃焼）が可能である。衛星をより遠い軌道まで運搬する再々着火の実用化は「基幹ロケット高度化」の一要素である「静止衛星打ち上げ対応能力の向上（長秒時慣性航行機能の獲得）」のための第2段機体とエンジンの改良開発が適用された29号機の打ち上げが初となった。実用化のための先行的実験として、2号機打ち上げ1時間40分後の主衛星分離後に再々着火試験が行われたほか、21号機では燃料の蒸発を防ぐための第2段液体水素タンク表面の機体塗装の白色化のみが、24号機では第2段エンジンの新開発予冷のみが適用され、26号機で白色塗装と新開発予冷が合わせて適用された。第2段エンジンの再々着火が実用化されたことにより、静止トランスファ軌道（GTO）の遠地点近傍のロングコースト静止トランファ軌道への静止衛星の投入が可能となり、衛星側の軌道変更用燃料の使用を少なくでき、従来より静止衛星を3年から5年延命させることができるようになった。これによりH-IIAロケットの商業受注における競争力が向上している。下記の「基幹ロケット高度化」も参照。
H-IIAロケットはHOPE-Xの打上げ形態案（H2A1024）のように、第2段を使用せずに第1段ロケットだけを使用することも可能であるが、実際に第1段のみで打ち上げられたことはない。
H-IIAロケット 構成と諸元
固体ロケットブースタ SRB-A・SRB-A改良型・SRB-A3
SRB-AはIHIエアロスペースが製造する固体ロケットブースタ。H-IIロケット用のSRBでは高張力鋼4分割構造をボルト接合していたが、これを炭素繊維強化プラスチック (CFRP) 製の一体成型に変更し、大幅な費用縮減が図られている。
H-IIAロケットにおいては、第1段の両脇にSRB-Aを2基装着する構成を基本とし、衛星質量に応じて4基構成をとることも出来る。カウントダウンX-0と同時に点火され、H-IIAロケットを離床させるためのもっとも大きな推力を発生する。約100 - 120秒間燃焼した後に2基ずつ分離される。11号機では、初めてSRB-A改良型の4基構成での打ち上げが行われた。
6号機ではSRB-Aのノズル部分の破損が打ち上げ失敗の原因となったため、7号機からは信頼性向上のために最大推力を落として燃焼時間を延長した長秒時型のSRB-A改良型を使用していた。そのため静止トランスファ軌道（GTO）投入能力に換算して約300 kgの性能低下が起きていた。15号機からは本来の能力を回復したSRB-A3が使用されている（下記の「#SRB-Aのノズル形状変更と能力回復」も参照）。
H-IIAロケット 構成と諸元
SRB-A3は高圧燃焼型と長秒時燃焼型のモータ2種類を運用しており、2本1組で使用する場合には必要な打上げ能力に応じて2種のモータのどちらかを選択し、4本1組で使用する場合にはロケット機体の加速度制限等により長秒時燃焼モータを適用する。
固体補助ロケット（SSB） キャスターIVA-XL
アメリカ合衆国にある世界最大の固体燃料ロケットメーカーであるATKランチ・システムズ・グループのキャスターIVA-XLを元に、H-IIAロケットに取り付けるためのモータケースの改造や、信頼性向上のためにノズルスロート部の材料変更などを行ったものである。H-IIAロケットでは、搭載する衛星の質量にあわせて、SSB無し、2基、あるいは4基構成を取ることができる。特にLE-7Aの長ノズルの開発が遅れていた初期の打ち上げやSRB-A改良型を使用していた時には、その推力不足を補う目的でも活用されていた。その後、2007年度にH-IIAロケットの打ち上げ業務の移管を受けた三菱重工は、H-IIAのラインアップ整理のため、移管後に新規に受注した機体からはSSBを廃止した。23号機からは1段目エンジン周りのSSB取り付け部を省略している。
H-IIAロケット 構成と諸元
SSBは、リフトオフと同時ではなく、約10秒後に空中で点火される。これは、射点を燃焼ガスから守るための措置である。SSB4基構成の場合は、リフトオフ後の約10秒で最初の2基が点火され、最初の2基の燃焼終了後に、残りの2基が点火される。最初の2基は、燃焼終了後すぐには分離せずに、空気が十分に薄くなる高度に達した後に、SRB-Aとともに分離される。損失が大きいこの手順を取る理由は、機体に掛かる動圧の低減と、空気抵抗による分離シーケンスでのリスクを最小限に抑えるためである。なお、それまでに打ち上げた衛星の中で最も重い質量約4.65 tのひまわり7号を打ち上げた9号機、およびその後の12号機では、長秒型SRB-Aとの組み合わせでの打ち上げ能力を最大限確保するために、4基のSSBを同時に燃焼させる手順に変更され、リフトオフ約10秒後に最初の2基が、20秒後に次の2基が点火された。
液体ロケットブースタ（LRB）
初期の構想では、さらに打ち上げ能力を増強するため、上記のSRB-Aを2基を使用した標準型に、LRBを1基、あるいは2基を装着する増強型の構想があった。この構想はH-IIBロケットの開発に置き換えられた（詳細は下記のラインナップの変遷を参照のこと）。
H-IIAロケット 構成と諸元
LRBは第1段機体をベースに、LE-7Aエンジンを2基クラスタ化して搭載したブースタとして使用するもので、燃料タンクや搭載機器、エンジンなど多くを第1段と共通化する予定であった。技術試験衛星VIII型（きく8号）や宇宙ステーション補給機（HTV、こうのとり）、HOPE（ホープ）はLRBを使用して打ち上げる予定であった。
衛星フェアリング
川崎重工が開発・製造するフェアリングで、打ち上げ時の振動や大気圏を抜けるまでの空気抵抗、空力加熱から衛星を保護するためのカバーである。ロケットの先端部分に取り付けられている。大気圏を通過した後の高度約150 km付近で、ロケットの重量を出来るだけ軽くするために（2段式は上部のみ）分離される。海面に落下し浮かんでいるフェアリングは回収船で海上回収される。回収されたものの一部は、フェアリングを活用した商品開発をする企業等に無償で提供された事もある。
ロケット本体と同じ直径4mの4S型のほか、大型衛星用で直径5mの5S型や、2個の衛星を同時に軌道投入できる4/4D-LS型、4/4D-LC型、5/4D型の計5種類のフェアリングが用意されている。増強型の構想ではHTV用に5S-H型フェアリングの使用も考慮されていたが、H-IIBロケットの開発が決定したためH-IIAロケットでは用いられない。
H-IIAロケット 構成と諸元
フェアリングの種類によって打上能力も違い、H2A204型では4S型と4/4D-LC型でGTOへの投入能力に850 kgの差がある。
衛星分離部（PAF）
衛星とロケットの間に配置されて両者を結合するために使用される部品で、衛星とは締結ボルトで固定される。937M-スピン型、937M-スピンA型、937M型、937MH型、1194M型、1666M型、1666MA型、1666S型、2360SA型、3470S型などがあり、衛星の大きさや放出機構に合わせて十数種類の中から選択される。衛星分離時には衛星と分離部を接合している締結ボルトを爆薬（火工品）で爆破して一気に切断して衛星を分離する方法を採用しているが、この方法は確実に分離を行える利点があるものの衛星に伝わる衝撃が大きいという欠点があった。そこで基幹ロケット高度化に合わせて、クランプバンドで締結しておいた接合部を電気的にラッチ機構で解放することで衛星を分離する方法に改めて、衛星に伝わる衝撃を低減することになった。30号機で低衝撃衛星分離機構の先行的実験として、従来の衛星分離部をかさ上げして余剰スペースにダミー機構を搭載して宇宙空間で実際に作動させる実験を行った。
サブペイロード
H-IIAロケット 構成と諸元
打ち上げ能力に余裕がある場合は、サブペイロードとして1辺50 - 70 cmの小型衛星を最大4個まで搭載可能である。さらに、1辺10 - 30 cmの超小型衛星に関しては50 - 70 cmの衛星1機分の空間に3 - 4機搭載可能である。これを利用して、15号機では主衛星「いぶき」の他に、1辺50 - 70 cmの人工衛星3機と15 - 30 cmの人工衛星4機の合計8基を同時に打ち上げている。
JPOD
20 cm以下の公募衛星に対して標準化した分離機構を提供するため、17号機では初めてJ-POD (JAXA Picosatellite Orbital Deployer)と呼ばれる箱型の装置が小型衛星の空間に搭載された。10 cm級の衛星であれば田の字型に並んだ4つの発射孔を持つJ-PODが使われ、20 cm級の衛星であれば1機のみ搭載できるJ-PODが使われる。17号機では前者のタイプが使われ、公募衛星のうち3機が1つのJ-PODから放出された。なおJ-POD自体は20 kg程度の重量を占め、役目を終えると切り離される。
アビオニクス
H-IIAロケット 構成と諸元
21号機までは、RX616リアルタイムOSと32ビットMPUのV70を採用した、NECが開発した誘導制御計算機を搭載していたが、部品の枯渇に対応するため新たにほぼ全てのアビオニクスが新規に開発された。新たなアビオニクスのうち、JAXA情報・計算工学センターが開発した新型のTOPPERS/HRPリアルタイムOSと、NECが開発したV70より10倍高性能の64ビットMPUのHR5000を採用した新型誘導制御計算機、新型慣性センサユニットなどは、H-IIBの3号機で初めて適用されH-IIAでは他のアビオニクスも加えて22号機から適用される。新型誘導制御計算機は高速・小型・軽量・モジュール化が図られており、新型MPUボードはイプシロンロケットも含んだ今後のJAXAロケットの共通基盤となる。
打上げ能力はSRB-Aや固体補助ロケット（SSB）・液体ロケットブースタ（LRB）の数により変化する。ただし第1段エンジン(LE-7A)のノズルの長短や、SRB-Aの高圧型、長秒時型の違いによっても能力が変化するため、同じ形式でも時期によって打上げ能力が違う。
H-IIAロケット 構成と諸元
計画時のLRBを使用したH2A212型・H2A222型は開発が中止されている。また、打ち上げ関連業務が三菱重工に移管されてからは、SSBを用いるH2A2022型とH2A2024型は受注していない。H2A204型はH-IIAロケット45号機を最後に、H-IIAロケットの退役である50号機までに新たな受注が行われなかったため、事実上の廃止状態となっている。2024年現在、H2A202型が運用中である。
※1：静止衛星打ち上げの際は、GTOからGSO（静止軌道）へ軌道遷移は衛星側に搭載するアポジエンジンの動力で行う。標準静止トランスファ軌道:静止化増速量1,830 m/s、ロングコースト静止トランスファ軌道:静止化増速量1,500 m/s
※2：HTV軌道とは、宇宙ステーション補給機（HTV）が自力で国際宇宙ステーション軌道へ移行する前に投入される、低高度の楕円軌道。
※3：7号機から13号機までは、燃焼パターンを調整し安定性を高めたSRB-A改良型を装着したため、GTOへの投入能力がおよそ200 - 300 kg少なくなっている。15号機からはSRB-A3が適用され打ち上げ能力を選択できる。
※4：H2Aabcd形式 a=段数（ほぼ2固定） b=LRB数（現在は0固定） c=SRB数 d=SSB数（0は省略）
H-IIAロケット 構成と諸元
H-IIAロケットには、当初の計画では現在とは若干異なる4つのラインナップ（H2A202型/H2A2022型/H2A2024型/H2A212型）と、将来発展型としてH2A222型が存在した。標準型のH2A202/2022/2024は人工衛星打ち上げ用として、増強型のH2A212型はHTV打ち上げ用に使用される予定であった。しかし、このうちH2A212型は開発途中で中止され、将来発展型とされていたH2A222型においては机上計画のみに終わった。
H2A212型の開発中止の理由は、世界でも稀な回転対称にならない非対称型ロケットであり、その制御に困難が予想されるためであった。
H2A222型においては、メインエンジンのLE-7Aを5基も使用する大規模なクラスタロケットであり、各エンジンの出力などの精密な制御に困難が予測される事に加え、高価で（計画時点で）実績のないLE-7Aエンジンを多数使用する機体となり、製造費用の高騰が予測される事と、信頼性確保の難しさから、実際の開発が行われる事はなかった。
これらの問題点に加え、最も大きかったのはH-IIロケットの相次ぐ失敗に伴う、開発資源の「選択と集中」であった。安価で信頼性向上を目指したH-IIAロケットの早期立ち上げのため、製造済みであったH-IIロケット7号機の打ち上げは中止され、H-IIAロケットの標準型である20xx型の開発のみに注力した。
5.8 tの衛星ETS-VIII（きく8号）は当初、静止トランスファ軌道に7.5 tの打ち上げ能力を持つH2A212型を前提として開発が進められていた、そのままでは打ち上げられるロケットが無いため、SRB-Aを4本配し静止トランスファ軌道6 t級の能力を持つH2A204型が新たに開発された。
HTV打ち上げ用には、費用と技術的な課題を出来るだけ抑えるため、H2A212型に代わってH-IIA+ロケットの構想が提案された。 1段目機体の直径を4 mから5 m級に拡張してメインエンジンのLE-7Aを2台配し、その周りにSRB-Aを4基装着されている。H2A212型と比べ、静止トランスファ軌道投入能力が7.5 tから8 tへ、HTV打ち上げ能力が15 tから16 tへと向上するとされる。これにより、HTVによる国際宇宙ステーション(ISS)への物資輸送回数を減らして打ち上げ費用を削減する事ができるとされる。この構想は、H-IIBロケットへと名前を変えて、2005年秋に開発フェーズへと移行した。
H-IIAロケットの打ち上げ担当は2007年度から民間企業である三菱重工へ移管された。三菱重工では生産ラインを整理するため、SSBを使用するH2A2022型・H2A2024型の廃止を表明している。これにより、2007年度以降に受注されたH-IIAロケットのラインアップはH2A202型とH2A204型の2つに集約されている。
H-IIAロケット 打ち上げ履歴の一覧
全て種子島宇宙センター大崎射場吉信第1射点（LP-1）から打上げ。
金額には、ロケット製造費用の他に、輸送・点検・保安費用等の打ち上げに関わる費用全般が含まれている。ただし、搭載する人工衛星・探査機等の費用は含まない。
（推定含む）
H-IIAロケット 改良
元々SRB-Aにおけるノズルの局所エロージョン（侵食）問題は深刻であり、当初からノズルの外周を補強するなどの対策を取っていたが、とうとう6号機でノズルに穴が開き、ロケット打ち上げ失敗の原因となった。7号機から13号機まではノズル形状をそれまでのコーン型（円錐型）から局所エロージョンの起きにくいベル型（釣鐘型）に変更し、さらに燃焼パターンを変更して燃焼圧を抑える長秒時型のモータを使用する事によって安全を確保していた。この対策で重力損失が大きくなり低下したSRB-A改良型の能力を回復させるためSRB-A3の開発が行われ、2007年10月に認定型モータの燃焼試験を終えた。14号機に適用された高圧型のSRB-A3は、安全性に余裕を持たせるため、7号機 - 13号機と同様に厚肉型のノズルになっている。
H-IIAロケット 改良
15号機からノズル部も含めて本来のSRB-A3が適用されている。これは長秒時型のモータで運用され、H2A204と同様に長秒時型で運用されるH-IIBロケット初号機の打ち上げには間に合ったものの、高圧型のSRB-Aを用いる202型の打ち上げ能力は回復していなかった。その後、高圧型の認定型モータ燃焼試験も2009年11月に終えている。この高圧型SRB-A3の運用はみちびきを打ち上げる18号機から行われており、これにより202型ではGTO約4トンという本来の打ち上げ能力が達成できる見込み。なお、SRB-A3は搭載する衛星･探査機に応じて高圧型・長秒時型を使い分けて運用している。
H-IIAは打ち上げ経験を反映して逐次改良が続けられているが、より高機能で低価格な打ち上げロケットを実現させて世界との衛星打ち上げ受注競争に勝ち抜くため、2011年度から「基幹ロケット高度化」計画が始動した。計画は大きく分けて「静止衛星打ち上げ対応能力の向上（長秒時慣性航行機能の獲得）」、「衛星搭載環境の緩和（ペイロード搭載環境の向上）」、「地上設備の簡素化（飛行安全システム追尾系の高度化）」の3つの要素から成っている。打ち上げ施設の老朽化対策と枯渇部品対策を合わせて総事業費は161億円である。この基幹ロケット高度化の成果は、H3ロケットやイプシロンロケットにも反映される。
H-IIAロケット 改良
静止衛星打ち上げ対応能力の向上（長秒時慣性航行機能の獲得）
種子島宇宙センターから打ち上げられた静止衛星は、赤道面から28.5度傾いている近地点約300km、遠地点36,000kmの静止トランスファー軌道に投入されるため、軌道面変更に対する衛星側の負担が静止化増速量1,830m/s必要であり、他国の射場の静止化増速量1,500m/sと比べて不利であった。「静止衛星打ち上げ対応能力の向上（長秒時慣性航行機能の獲得）」では、第2段機体を中心とした改良開発を行うことで、通信衛星などの静止衛星の打ち上げにおいて、従来の静止トランスファー軌道より近地点が高い近地点約3,000km、遠地点36,000km、軌道傾斜角約20度の静止軌道に近いロングコースト静止トランスファー軌道への衛星投入が可能になり、必要な静止化増速量も他国の射場並の1,500m/sとなっている。これにより、衛星の軌道変更用燃料の使用を少なくでき、この燃料を衛星寿命に換算すれば従来より静止衛星を3年から5年延命させることになる。一方で、ロングコースト静止トランスファー軌道へ打ち上げられる衛星の質量は、従来の静止トランスファー軌道より1トン以上低くなっている。
H-IIAロケット 改良
具体的な改良内容は、1つ目は第2段液体水素タンクの表面を白色塗装し液体水素の蒸発を減少させるというもので、この改良により蒸発する燃料を約3割減らせる。H-IIA21号機で長時間の慣性飛行中（ロングコースト）の技術データの取得を行い、H-IIA26号機から本適用されている。
2つ目はこの蒸発した液体水素を機体の後方から噴射させることにより微小な加速度を与え、宇宙空間での慣性飛行中に、残っている推進剤の液体水素と液体酸素がタンク内で拡散しないようタンク底部に保持させる、リテンションと呼ばれる推進薬液面保持機能に活用する。今までは姿勢制御用の推進剤のヒドラジンを機体後方への噴射に用いていたが、この改良によりヒドラジンの消費量が節約できる。
3つ目はロングコーストの間にトリクル予冷という、従来の冷却系統とは別に新たに設けたトリクル予冷系統で少量の液体酸素を用いたターボポンプを間断なく冷却する方法で、エンジン作動に使用できる液体酸素を増加させるというもの。宇宙空間でエンジンに点火するには、事前にターボポンプを冷却させないといけないが、冷却に用いる液体酸素は温度が高いと気化してしまい、エンジンへの液体酸素の供給量が減ってしまう。この改良により液体酸素の消費量が節約できる。このトリクル予冷機能は、H-IIA24号機の衛星分離後に技術データの取得を行い、H-IIA26号機から本適用されている。
H-IIAロケット 改良
4つ目は飛行中に衛星を太陽に対して垂直にし、太陽光が常に機体側面に当たるように姿勢を保持した上で、機体を低速回転させる熱制御法であるバーベキューロールと呼ばれる運用が取り入れられた。これにより、電子機器の温度環境は従来と同じで、太陽光で高温になるのを防ぎ、かつ深宇宙側の電子機器が極低温になるのを防ぐ。
5つ目はロングコースト後には衛星の増速に第2段エンジン第3回燃焼（再々着火）が必要だが、遠地点（静止軌道近辺）では機体が低速のため、推力100%では推進力が大きすぎるので軌道投入精度が落ちる。このため、再々着火時の軌道投入精度を確保するため、推力を60パーセントに調節できるスロットリング機能を実用化させる改良がなされている。
他にも5時間に及ぶ宇宙空間での長時間飛行に対応するため、新たに開発された宇宙環境にも耐えられる大容量のリチウムイオン電池を搭載して電子機器の電源を確保し、静止軌道からの機体データの取得に対応した長距離通信が可能な高利得アンテナも開発されている。
ロングコースト静止トランスファー軌道への衛星投入は29号機の打ち上げで初適用された。一方、29号機以降においても長秒時慣性航行が必要ない静止軌道への打ち上げでは高度化改良されていない機体での打ち上げとなる。
H-IIAロケット 改良
また、「静止衛星打ち上げ対応能力の向上（長秒時慣性航行機能の獲得）」を応用することで、1回の打ち上げで太陽同期軌道の異なる高度への複数の衛星投入も可能となり、衛星1基あたりの打ち上げ費用を3割から4割低減させることができるようになる。これを可能とするために上記の改良内容に加えて第2段機体のソフトウェアの改修を施した「衛星相乗り機会拡大開発」が実施された。この高度化は37号機で初適用された。
衛星搭載環境の緩和（ペイロード搭載環境の向上）
「衛星搭載環境の緩和（ペイロード搭載環境の向上）」では、従来の爆薬（火工品）の爆発で締結ボルトを切断して衛星を分離していた方法を、電気的にラッチ機構を作動させて締め付けられたクランプバンドを解放して衛星を分離する方法に変えて、衛星に伝わる衝撃を緩和する。これにより衝撃レベルを4,100Gから1,000Gまで低下させる。30号機で先行的実験が行われ、イプシロンロケット3号機で初めて実用化された。
地上設備の簡素化（飛行安全システム追尾系の高度化）
「地上設備の簡素化（飛行安全システム追尾系の高度化）」では、新たに開発された複合航法による飛行安全用航法センサー（RINA）を機体に搭載することで、従来から搭載されていたレーダトランスポンダ（電波中継器）と地上レーダ局に頼らずにロケットが自力で飛行できるようにする。これにより維持費と設備更新に高額な費用がかかる地上レーダ局を廃止することができ、打ち上げ費用の削減が可能となる。この航法センサは29号機で初搭載されて、その後も安全確認のために地上レーダ局による管制と併用して飛行試験が行われたが、37号機で初めて航法センサのみで飛行する。ただしその後の飛行では地上レーダ局と併用して飛行を続け安全確認を続ける予定である。
H-IIAロケット 民間への移管
H-IIAロケットの前身であるH-IIロケットは日本で純国産開発された初めての大型液体燃料ロケットである。アメリカ製の第1段をライセンス生産していたH-Iロケットまでは米国との契約によって日本独自の事業が制約されてきたが、H-IIロケットの純国産開発の成功により、日本独自の事業を行うことができるようになった。当時すでに民間による衛星ロケット打ち上げ企業としてヨーロッパのアリアンスペース社がシェアを伸ばしつつあったことから、日本でも民間企業による打ち上げ事業への参入が目指され、ロケットシステム(RSC)が設立された。
H-IIAロケット 民間への移管
RSCは衛星打ち上げサービスの受注から打ち上げロケットの製造管理・輸送・射場の安全確保等の打ち上げサービス全般を実施する事業主体として設立された。まずは、RSCが試験的にH-IIロケット試験3号機の受注を行い、その後にNASDA（当時）によるH-IIロケットの打ち上げが安定して成功を収めるようになった後に、正式にRSCに業務が移管される予定であった。1996年にRSCは、衛星メーカーであるヒューズ（現ボーイング）と20機、スペースシステムズ/ロラールと10機の商業衛星打ち上げ仮契約を成立させた。H-IIロケットの打ち上げは8機で終了するため、これらの衛星はH-IIAロケットで打ち上げることになるとされた。こうして、ようやく日本のロケットが商業市場に参入を果たしたかに思われた。
しかしH-IIロケット5号機および8号機の連続打ち上げ失敗により、H-IIロケットを即座に廃止し、円高の進展により既に開発中であった低コストなH-IIAに開発資源を集中する事となった。このためRSCへの正式移管はH-IIAロケットの打ち上げが安定して成功するまでさらに見送られた。信頼を失ったRSCは、2000年にはヒューズから契約解除を通告され、ロラールもH-IIAの開発遅れで打ち上げが間に合わなくなった2機を解約した。2003年にはロラールが倒産し、ついにRSCは全ての商業打ち上げ契約を失った。
H-IIAロケット 民間への移管
RSCによるH-IIAロケットの打ち上げは7号機から行われたが、法律上の制約により打ち上げ作業そのものはJAXAに業務委託した。しかしながら、この頃には国際的な衛星打ち上げ需要が減少しつつあり、また、アリアンスペースだけでなく、中国、ロシアなどがより低価格でのビジネスを展開するようになったため、将来にわたってRSCが安定的にビジネスを継続できる見込みがなくなり、RSCはH-IIロケット試験3号機、H-IIAロケット7号機および9号機の打ち上げを履行した後、解散した。
三菱重工は以前よりH-IIAの製造を行っているが、2007年の13号機から、打ち上げ作業を含めてH-IIAロケット打ち上げ関連業務のほとんどが民間企業である三菱重工に移管された。また、かつてRSCが行っていたような商業打ち上げの受注活動も三菱重工が行うことになった。これにより、JAXAは打ち上げ安全管理業務のみに責任を負うようになった。
ロケットの開発も含めて移管されるため、H-IIAで使用される機器や構成についてもある程度三菱重工自身の判断で変更できるようになる。このため三菱重工は今後打ち上げるH-IIAロケットの構成をH2A202とH2A204の二つの形式に絞ると発表した。
H-IIAロケット 民間への移管
また、打ち上げ費用を70 - 80億円に抑えて商用衛星の打ち上げ市場で受注を獲得するため、従来は打ち上げ費用に含まれていた射場の点検費や修繕費、ロケットの飛行データの提供費などとして、1回当たり20 - 30億円程の公的負担を、JAXAを通じて国に求めている。
移管後の初めての打ち上げとなる13号機では、以下の点が変更された。