主要諸元一覧段数(Stage)第1段 SRB-A
（改良型）SSB第2段衛星フェアリング
（4S型）
全長37.2m15.2m14.9m9.2m12.0m
外径4.0m2.5m1.0m4.0m4.07m
質量114t77t15.5t20.0t1.4t
使用エンジンLE-7A固体ロケットモータ固体ロケットモータLE-5B?
推進薬重量101.1t66.0t13.1t16.9t?
推進薬液体酸素
液体水素
(LOX/LH2)ポリブタンジエン系
コンポジット固体推進薬ポリブタンジエン系
コンポジット固体推進薬液体酸素
液体水素
(LOX/LH2)?
推力1,098kN
（長ノズル）
1,074kN
（短ノズル）
（真空中）2,245kN
（最大推力）745kN
（最大推力）137kN
（真空中）?
比推力440sec
（長ノズル）
429sec
（短ノズル）
（真空中）280sec282sec447sec
（真空中）?
有効燃焼時間390sec120sec60sec530sec?
姿勢制御方式エンジンジンバル
補助エンジンノズルジンバル無しエンジンジンバル
ガスジェット装置?
主要搭載電子装置・誘導制御計算機
・横加速度計測装置
・レートジャイロ
パッケージ
・制御電子パッケージ
・データ収集装置
・テレメータ送信機・電動アクチュエータ
コントローラ
・駆動用電源分配器?・誘導制御計算機
・慣性センサユニット
・電動アクチュエータ
コントローラ
・データ収集装置
・テレメータ送信機
・レーダトランスポンダ2台
・指令破壊受信機2台?
第1段機体 LE-7Aエンジン
H-IIAロケットの第1段エンジン。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。旧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。リフトオフ前に点火する理由は、エンジンに何らかの異常があった際に、燃焼を停止して打ち上げの中止を行えるためである。SRB-AやSSB等の固体燃料を用いたロケットの場合は、一度点火すると燃焼の停止が出来ない。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400kgの性能低下が起きていた。8号機、9号機および11号機では、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。9号機以降では、SRB-Aを4基使用した打ち上げ際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。
第2段機体 LE-5Bエンジン・LE-5B-2エンジン
H-IIAロケットの第2段エンジン。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。旧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、旧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。なお、LE-5Bは旧H-IIロケット8号機の第2段でも使用されたが、第1段の異常で必要な高度が得られず、第2段燃焼途中でロケットに指令破壊コマンドが送られた。再々着火が可能で、衛星を静止軌道(GSO)へ直接投入したり、複数の衛星を個別の軌道に投入したりすることが可能である。2006年10月時点では、まだ実際の軌道投入で再々着火が使用された事はないが、衛星分離後に第2段単体での再々着火試験は試験機2号機で行われた。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。
固体ロケットブースタ SRB-A・SRB-A改良型・SRB-A3
H-IIAロケットのブースタ。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改良型を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SRB-A改良型を使用していた。そのため重力損失が大きくなり、ロケット全体の性能が低下したままとなっていたが、14号機からは本来の能力を回復した改良型のSRB-A3が使用されている。
固体補助ロケット SSB
アメリカにある世界最大の固体燃料ロケットメーカー、サイアコール社のCastor4-XLを元に、H-IIAロケットに取り付けるためのモーターケースの改造や、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。2007年度にH-IIAロケットの打ち上げ業務が移管される予定の三菱重工は、H-IIAのラインアップ整理のため、SSBの使用の廃止を予定している。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った。しかし、質量約4.65tのそれまでに打ち上げた衛星の中で最も重いひまわり7号を打ち上げた9号機、およびその後の12号機では、打ち上げ能力を最大限確保するため、4基のSSBを同時に燃焼させる手順に変更されている。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、4基が同時に燃焼する。
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基に加え、LE-7A 型ロケットエンジンを2基使用する 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が、この構想はH-IIBロケットの開発に置き換えられることとなった。
衛星フェアリング
打ち上げ時の振動や大気圏を抜けるまでの空気抵抗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150km付近で、ロケットの重量を出来るだけ軽くするために分離される。ロケット本体と同じ直径 4m のもののほか、大型衛星用に 5m のものや、2個の衛星を同時に軌道投入できるフェアリングもある。
サブペイロード
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ピギーバック衛星を最大4個まで搭載可能である。搭載可能なピギーバック衛星は、原則1辺50cm、質量50kg以下のものとされている。
現在、H2A202型・H2A2022型・H2A2024型・H2A204型の4つのモデルが運用中である。H2A212型・H2A222型は開発が中止されている。2007年度にH-IIAが移管される三菱重工では、ラインナップ整理のため、SSBを用いる2022型と2024型の廃止を予定している。詳細はラインナップの変遷参照のこと。
形式名と打ち上げ能力型式名※4H2A202型H2A2022型
（廃止予定）H2A2024型
（廃止予定）H2A204型H2A212型
（開発中止）H2A222型
（開発せず）H-IIBロケット
（参考）
ロケット質量289t321t351t445t410t520t551t
第1段LE-7ALE-7ALE-7ALE-7A 2基
第2段LE-5BLE-5BLE-5BLE-5B
LRBN/A1基
LE-7A 2基2基
LE-7A 4基N/A
SRB2基4基2基2基4基
SSB024N/AN/AN/AN/A
地球重力脱出
月･惑星探査等2,500kg??????
静止トランスファ軌道
(GTO)※1 ⇒[2]
遠地点高度36,226km
近地点高度250km
軌道傾斜角28.5度4,100kg
(3,800kg)※34,500kg
(4,200kg)※35,000kg
(4,700kg)※36,000kg
