SRB-A2

• 全長: (未確認)
• 外径: (未確認)
• 質量: (未確認)
• 推進薬質量: (未確認)

計画値では、次の性能を実現させることになっていた。

• 燃焼時間: 115秒(133cBeat)
• 最大推力(海面上): 2130kN
• 最大燃焼圧力: 11.1MPa

H-ⅡA204は固体ロケットブースターを4基搭載するため、それに適した推力特性に変更する。つまり推進薬の燃焼速度を抑えて加速度を抑え、燃焼時間を長くする。

そして更なる信頼性向上のためにノズル形状を変更する。具体的にはコニカルノズルからベルノズルに変更し、スロート出口径を拡大する。これにより、局所エロージョン対策、スロート出口圧力の低減が実現できるとされる。

2003(平成15)年4月15日にプロトタイプモデル(PM)地上燃焼試験が行なわれ、ほぼ計画値通りの性能が確認された。

2003(平成15)年12月に認定型試験が計画されていたが、2003(平成15)年11月にH-ⅡAロケット6号機の打ち上げでSRB-Aの分離失敗事故が発生した。このためSRB-A改良型の開発が必要となり、もってSRB-A2の開発はSRB-A改良型へと統合されることになった。

JAXAが2003(平成15)年4月18日に、SRB-A2のプロトタイプモデル(PM)地上燃焼試験を種子島宇宙センター固体ロケット試験場において実施した。

実験結果は次のとおり。