A Mitsubishi Heavy Industries realizou com sucesso o segundo lançamento do seu novo foguetão H3 a 17 de Fevereiro de 2024.
O lançamento teve lugar às 0022:55UTC e foi realizado pelo foguetão H3-22S (TF-2) a partir da Plataforma de Lançamento LP2 do Complexo de Lançamento Yoshinubo do Centro Espacial de Tanegashima, Kagoshima.
Todas as fases do lançamento decorrerem como previsto e os dois pequenos satélites foram colocadas nas órbitas predeterminadas, ao mesmo tempo que foi bem sucedido o teste de separação do modelo de carga VEP-4.
A carga não separável VEP-4 (Vehicle Evaluation Payload 4) destinada a avaliar o desempenho do lançador, constituía a carga principal desta missão. Apesar de não se separar do último estágio do lançador, permitiu o teste dos sistemas de separação de carga.
A bordo, e sendo transportados no VEP-4, estavam também os satélites CE-SAT 1E e TIRSAT.
O satélite CE-SAT 1E (Canon Electric Satellite 1) é um satélite de observação da Terra desenvolvido e construído pela Canon Electronics Space Technology Laboratory. Com uma massa de 70 kg, o satélite é construído tendo por base uma estrutura de dimensões 50 × 50 × 80 cm. Está equipado com um sistema de observação óptica num telescópio Cassegrain de 40 cm com um comprimento focal de 3.720 mm e um detector baseado na 
câmara EOS 5D mk.3. O sistema de imagem fornece uma resolução de 1 metro a uma altitude de 600 km com uma área de 6 x 4 km. O satélite está também equipado com um sistema de remoção orbital experimental.
O primeiro satélite desta série, o CE-SAT 1, foi colocado em órbita a 23 de Junho de 2017, enquanto o segundo satélite, o CE-SAT 1B, foi perdido num lançamento mal sucedido do foguetão Electron/Curie a 4 de Julho de 2020.
O satélite TIRSAT desenvolvido pela Japan Space Systems e outros institutos, é um CubeSat-3U que está equipado com um sensor para detectar raios infravermelhos e será capaz de observar a temperatura da superfície terrestre e dos oceanos, validando assim a operação do denominado “Uncooled Small Infrared Sensor“. O satélite tem uma massa de 5 kg.
O foguetão H3
O foguetão H3 é o novo lançador espacial do Japão cujo objectivo é tornar-se um sistema de lançamento de alta flexibilidade, alta fiabilidade e com um desempenho de alto custo. O seu desenvolvimento foi autorizado a 17 de Maio de 2013, tendo como objectivo um lançamento inaugural em 2020.
O lançador tem várias versões dependendo da escolha da carenagem, do número de motores no primeiro estágio e do número de propulsores laterais, possibilitando assim o lançamento de cargas de vários tamanhos para diferentes tipos de órbitas. A sua capacidade para atingir a órbita geoestacionária será a maior alguma vez conseguida pelo Japão, excedendo as capacidades dos lançadores H-IIA e H-IIB.
Sendo um sucessor dos foguetões H-IIA e H-IIB, o H3 foi desenvolvido para o Japão poder manter uma cesso autónomo ao espaço para o lançamento de satélites e sondas não tripuladas, incluindo importantes missões governamentais, além de satélites comerciais.
O novo foguetão foi desenvolvido pela agência espacial japonesa, JAXA, e pela Mitsubishi Heavy Industries (MHI), além de outras empresas, produzindo um lançador de baixo custo, flexível e fiável.
O H3 foi desenvolvido para atingir três objectivos principais: alta flexibilidade, alta fiabilidade e desempenho de alto custo.
O lançador conseguirá proporcionar um preço de lançamento apropriado e capacidade para as necessidades de cada cliente, ao preparar várias configurações de lançamento. O veículo será também capaz de responder de forma rápida aos requisitos dos clientes para o lançamento das suas cargas ao reduzir o período de preparação para a missão.
Por seu lado, ao herdar o nível de sucesso do foguetão H-IIA, o novo H3 será também um lançador fiável e o preço do serviço de lançamento será inferior se comparado com o preço praticado com o foguetão H-IIA.
O foguetão H3 proporciona dois tipos de carenagens de protecção, duas ou três unidades de propulsão para os motores do primeiro estágio (LE-9) e a possibilidade de ser lançado sem propulsores laterais ou com dois ou quatro propulsores laterais de combustível sólido (SRB-3) para assim poder lançar cargas de vários tamanhos para diferentes órbitas. O novo lançador tem também uma alta capacidade de lançamento para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona, excedendo as capacidades dos foguetões H-IIA e H-IIB.
As principais características do lançador H3 ‘standard’ – H3 (H3-24L) – são um comprimento de 63 metros, uma massa total de 574.000 kg (sem cargas) e a utilização de um sistema de orientação inercial como sistema de orientação.
O foguetão H3 é um lançador a dois estágios que pode utilizar uma combinação de propulsores laterais de combustível sólido na fase inicial do lançamento.
Dependendo do seu modelo, o H3 consegue colocar uma carga de 4.000 kg numa órbita sincronizada com o Sol, ou uma carga de 4.000 kg a 7.900 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
O primeiro estágio consome oxigénio líquido (LOX) e hidrogénio líquido (LH2), podendo ainda ser auxiliado por dois ou quatro propulsores laterais de combustível sólido (SRBs) sendo derivados dos propulsores SRB-A utilizados no foguetão H-IIA. Estes propulsores consomem um combustível tendo por base polibutadieno. O H3 pode também ser lançado sem qualquer propulsor lateral de combustível sólido.
O primeiro estágio pode ser propulsionado por dois ou três motores LE-9 que utilizam um desenho de ciclo expandido semelhante ao utilizado nos motores LE-5B. A massa do combustível e do oxidante do primeiro estágio é de 225.000 kg. Dependendo do número de motores, o primeiro estágio desenvolve uma força de 2.942 kN ou 4.413 kN, com um impulso específico de 425 s e um tempo de queima de 300 s. Com um diâmetro de 5,2 metros, o primeiro estágio tem 37 metros de comprimento. Os propulsores laterais SRB-3 desenvolvem uma força de 2.158 kN, com um impulso específico de 283,6 s. O tempo de queima dos SRB-3 é de 110 s. Com um diâmetro de 2,5 metros, os propulsores laterais têm 15 metros de comprimento.
O segundo estágio é propulsionado por um único motor que é uma versão melhorada do motor LE-5B (LE-5B-3). A massa do combustível e do oxidante do primeiro estágio é de 23.000 kg. Desenvolve uma força máxima de 137 kN e tem um impulso específico de 448 s e um tempo de queima de 686 s. Com um diâmetro de 5,2 metros, o segundo estágio tem 12 metros de comprimento.
Lançamento do segundo H3
O foguetão H3-22S (TF1) foi transportado para a plataforma de lançamento a 16 de Fevereiro de 2024, iniciando-se os preparativos para a missão.
Com a contagem decrescente a decorrer sem problema, a ignição dos motores do segundo H3 ocorre às 0022:55UTC do dia 17 de Fevereiro.
Após abandonar a plataforma de lançamento, o H3 inicia um voo vertical e logo a seguir orienta-se no seu azimute de voo. A separação dos propulsores laterais de combustível sólido ocorre a T+1m 56s. A separação da carenagem de protecção da carga ocorre a T+3m 34s.
O final da queima do primeiro estágio ocorre a T+4m 58s e a separação entre o primeiro e o segundo estágio tem lugar a T+5m 5s. A primeira ignição do segundo estágio ocorre a T+5m 17s e termina a T+16m 36s.
A separação do satélite CE-SAT 1E ocorre a T+16m 57s, com a separação do TIRSAT a ter lugar a T+25m 17s.
A T+1h 47m 13s, o segundo estágio realizaria uma segunda manobra, consistindo numa queima com uma duração de 26 segundos. A T+1h 48m 19s ocorria a simulação da separação do VEP-4 que consistia na abertura do dispositivo de fixação da carga – neste caso o VEP-4 – que, no entanto, permaneceria preso ao segundo estágio do lançador, reentrando na atmosferra terrestre com este.