H-I
H-Iロケット（実物大模型）
基本データ
運用国 日本
開発者NASDA
三菱重工
マクドネル・ダグラス
運用機関NASDA
使用期間1986年 - 1992年
射場種子島宇宙センター大崎射点
打ち上げ数9回（成功9回）
開発費用約1600億円[1]
打ち上げ費用150億円
原型N-IIロケット
公式ページJAXA - H-Iロケット
物理的特徴
段数2段または3段
ブースター6基または9基
総質量139.9 トン
全長40.3 m
直径2.44 m（第1段コア）
軌道投入能力
低軌道2,200 kg
300km / 30度 （2段式）
静止移行軌道1,100 kg
静止軌道550 kg
（燃焼後アポジモータ質量含）
地球重力圏脱出軌道770 kg
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H-Iロケット（エイチワンロケット、エイチいちロケット）は、宇宙開発事業団（NASDA）と三菱重工業がN-IロケットとN-IIロケットに続いて開発し、三菱重工業が製造した人工衛星打上げ用液体燃料ロケットである。名称の頭文字「H」は水素の元素記号に由来し、第2段の燃料に液体水素を使用することから名付けられた[2]。
概要

Nロケットに引き続き、一部がブラックボックスの条件で米国のデルタロケットの技術を導入し開発された。第2段と第3段ロケットや慣性誘導装置を国産化しており、デルタロケットの技術導入を行った3種類のロケットの中では国産比率が最も高く、N-IIでは54%から61%だった国産化率がH-Iでは78%から98%まで向上した。次世代のH-IIロケットへの重要なステップとなったが、第1段が自主技術で開発したものではないために、N-IやN-IIと同様にデルタロケットの亜種として分類される。名称はH-IIと類似しているが、N-IIと共通の第1段を用いている等、技術的な類似点はN-IIの方が多い。

第2段用に液体酸素と液体水素を推進剤とするLE-5型エンジンを自主技術で開発できたことは、次世代のH-IIロケットの第1段用LE-7型エンジンの実現に道筋をつけた点で意義が大きい。LE-7の実用化にはそれにもかかわらず大変な努力を要したわけであるが、LE-5の経験が無ければさらに難易度が高くなったといえる。

1981年（昭和56年）に開発が開始され[3]、1986年（昭和61年）8月13日にH-I試験機（第1号機）の打ち上げに成功、1992年（平成4年）まで合計9機を打ち上げ、すべて成功した。これにより「さくら」「ひまわり」「ゆり」など実用静止衛星の打上げを順調にこなし、さらに複数衛星の同時打上げの技術習得も行った。

関係機関の一部ではH-IAとも呼称されていたこともあり、後継として静止軌道に800kgの打上げ能力をもつH-IBロケット（後述）を開発する予定であった。しかし、2t級静止衛星の需要増加や国内技術の進歩のために計画を発展的に解消し、H-IIロケットの開発へと移行することになった[4]。
開発計画の背景

Nロケットの打ち上げ能力不足を背景として1975年（昭和50年）から以下のような基本的な枠組みの元に調査研究が開始された。
昭和60年代初頭から10年以上主力機として使用することが可能であること。

静止軌道上に500から800kgの人工衛星を打ち上げることが可能であること。

昭和60年代後半の宇宙輸送系の技術基盤を蓄積できるものであること。

原則として自主技術を用いること。

この研究において上段の構成要素はほぼ決定されていたが、第1段をどういったものにするかが争点となった。第1段を新規開発するのであれば開発計画に間に合わず、N-IIの流用とすると新規開発要素が少ないために開発計画には間に合うが打ち上げ能力が計画値の下限にとなる等、それぞれ問題があった。最終的にはN-IIの第1段を流用した500kg級のロケットH-IA（後のH-Iに該当）をまず開発し、その後800kgまで能力を増強したH-IBを開発するという計画に落ち着いた（後にH-IBは計画中止）[5]。
諸元と構成H-I
主要諸元

主要諸元一覧[5]諸元＼各段第1段補助ロケット第2段第3段フェアリング
寸
法長さ(m)22.447.2510.322.347.91
全長(m)40.3
外径(m)2.440.792.491.342.44
重
量各段全備重量(t)85.8
（段間部含む）40.3
（9本）10.62.20.6
全段重量(t)139.9
（衛星除く）
エ
ン
ジ
ン名称MB-3-3キャスターIILE-5UM-129AN/A
型式液体ロケット固体ロケット液体ロケット固体ロケット
推進薬種類
（酸化剤/燃料）LOX/RJ-1HTPBLOX/LH2HTPB
推進薬重量(t)81.433.6
(9本)8.81.8
比推力(s)249
（海面上）238
（海面上）442
（真空中）288
（真空中）
平均推力(tf)78.0
（海面上）22.5
（海面上）（1本分）10.5
（真空中）7.9
（真空中）
燃焼時間(s)2733836466
推進薬供給方式ターボポンプN/AターボポンプN/A
制御
シス
テムピッチ
ヨージンバルN/Aジンバル（推力飛行中）
ガスジェット（慣性飛行中）スピン安定N/A
ロールバーニアエンジンガスジェット

構成LE-5エンジン展示モデル

3段式の液体＋固体ロケット

第1段: MB-3-3型エンジン推進剤にケロシンと液体酸素を使用した、N-IIとほぼ同じライセンス生産品。7号機以降はデルタIIと同様にタンクの塗装が省かれ、緑色の防錆塗料が露出している。

第1段補助ブースタ（SOB）: キャスターIIN-IIロケット同様に日産自動車（現・IHIエアロスペース）がライセンス生産したもの。