H-IIAロケットの第二段エンジン。

目次 概要 仕様 特徴

概要

液体燃料ロケットエンジンである。2001(平成13)年8月29日にH-IIAロケット試験機1号機(H-IIA・F1)として初発射され、無事に成功した。

開発は三菱重工業。

仕様

• 推進剤: 液体酸素と液体水素(LOX/LH2)
• 推力: 137kN(14トン) (真空中)
• 比推力: (未確認)

特徴

H-IIロケットで使われた液体燃料ロケットエンジン「LE-5A」の改良型である。

2002(平成14)年2月4日のH-IIAロケット試験機2号機(H-IIA・F2)では、世界初の再々着火試験に成功している。日本の誇るLE-5Bは、この再々着火技術により、衛星を直接静止軌道に載せることができる、世界の常識をうち破る画期的なエンジンである。

なお、H-IIAロケット14号機(H-IIA・F14)以降は、噴射器やミキサーの設計変更が施された「LE-5B-2」が採用されている。

リンク

関連するリンク
エンジン燃焼試験
用語の所属
H-IIAロケット
液体燃料ロケット
液水液酸エンジン
5B
関連する用語
LE-5B-2
LE-5A
LE-5

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