SRB-A2
出典: フリー百科事典『ウィキペディア（Wikipedia）』 (2022/06/10 19:50 UTC 版)
H-IIA204型の開発にあたり最大動圧を抑制し、衛星の負担を減らす目的で開発されたのがSRB-A2である。ノズル出口径を拡大、モータ前方の推進薬を数%増し、その分後方の推進薬を減らすことで、推力レベルを従来のSRB-Aの70%に抑え、長時間（約120秒）燃焼する推力パターンを持つ。また、ノズル形状をコニカル型からベル型へと変更することで、SRB-A開発中に問題となった局所エロージョンを分散半減し、信頼性を向上させる設計であった。 2003年4月15日にプロトタイプモデルの地上燃焼試験を終え、同12月の認定型試験を残すのみであったが、11月にH-IIAロケット6号機でSRB-Aの分離失敗が発生、その後の事故調査結果によって別途SRB-Aの改良が行われることになり、SRB-A2の開発はSRB-A改良型の開発へと統合された。
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