H-IIAロケット
↑ “H-IIAロケット21号機による第一期水循環変動観測衛星「しずく」(GCOM-W1)および韓国多目的実用衛星3号機(KOMPSAT-3)の打上げ結果について”. JAXA (2012年5月18日). 2012年5月18日閲覧。
↑ “打ち上げ成功おめでとう! H-IIAロケット29号機、通信衛星「テルスター12ヴァンテージ」の打ち上げに成功”. sorae.jp (2015年11月24日). 2015年11月26日閲覧。
↑ 『ドバイEIASTから衛星打上げ輸送サービスを受注 海外顧客から3件目』(プレスリリース)三菱重工、2015年3月9日。http://www.mhi.co.jp/news/story/1503095625.html。2016年7月16日閲覧。
↑ 『UAEドバイのMBRSC から火星探査機打上げ輸送サービスを受注 海外顧客から4件目』(プレスリリース)三菱重工、2016年3月22日。http://www.mhi.co.jp/news/story/1603225739.html。2016年3月29日閲覧。
↑ 塚本直樹 (2017年9月12日). “「H-IIA」ロケット、インマルサット衛星「Inmarsat-6」初号機の打ち上げ契約 2020年予定”. sorae.jp. https://sorae.info/030201/2017_09_12_mhi.html 2017年9月13日閲覧。
↑ 『H-IIAロケット45号機による通信衛星Inmarsat-6 F1の打上げについて』(プレスリリース)三菱重工、2021年11月4日。https://www.mhi.com/jp/news/21110402.html。2021年11月9日閲覧。
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号機では主衛星のいぶきの他に1辺50 - 70 cmの衛星3機と15 - 30 cmの衛星4機の合計8基を同時に打ち上げている。
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。
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。
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。
NIKKEI NET. (2006年12月5日). オリジナルの2006年12月6日時点におけるアーカイブ。. https://web.archive.org/web/20061206221523/http://www.nikkei.co.jp/news/sangyo/20061205AT1D0300504122006.html
↑ LRBには補助エンジン系は装着されない。主要諸元:全長36.7 m、外形4.0 m、質量117 t、推進薬質量99.2 t、推力2200 kN、燃焼時間200 sec、推進薬種類 液体水素/液体水素、比推力440.0 sec、姿勢制御方式 ノズルジンバル、主要搭載電子装置 誘導制御系機器、H-IIAシステム解説書 NASDA 2000年3月
↑ “ロケットの回収後フェアリングの活用方法を募集します”. JAXA. 2012年5月19日閲覧。
↑ H-IIA/H-IIBロケット 衛星フェアリング(川崎重工)
↑ “準天頂高精度測位実験について 評価その2対象分” (PDF). JAXA. 2011年1月23日閲覧。
1 2 “H-IIAロケット8号機の概要”. JAXA. 2018年11月4日閲覧。
↑ “日本航空宇宙学会誌 第46巻 第535号(1998年8月) -特集- H-IIAロケットのペイロードインタフェースについて”. 日本航空宇宙学会誌 (1998年8月). doi:10.2322/jjsass1969.46.458. 2018年11月6日閲覧。
1 2 “MHI、X線天文衛星「ASTRO-H」を打ち上げるH-IIA 30号機を公開 - 乗り心地の改良と低コスト化に向けた飽くなき挑戦”.