H3ロケット（エイチ・スリー・ロケット）は、宇宙航空研究開発機構 (JAXA) と三菱重工業が開発する液体燃料ロケット。使い捨て型のローンチ・ヴィークルであり、三菱重工が製造及び打ち上げを行う。H-IIAロケット及びH-IIBロケットの後継機として、2023年（令和5年）から運用されている。
概要 H3ロケットは、H-IIA/Bロケットと比較して、打ち上げ費用の削減、静止軌道打ち上げ能力の増強、打ち上げ時の安全性の向上、年間打ち上げ可能回数の増加を同時に達成して、宇宙開発における日本の自立性確保と同時に、商業受注で国際競争力のあるロケットを実現させるために開発される。また、年間打ち上げ可能回数の増加による産業力の維持、新規ロケット開発機会の提供による技術力の維持、老朽システムの更新も開発の目的である。2014年（平成26年）度から開発が開始され、総開発費は約2061億円。H-IIロケットを原型とした改良開発であったH-IIA/Bと違い、H3ロケットは新しい設計概念に基づいた、大型液体燃料ロケットとしてはH-II以来の新規開発ロケットとなる。
名称の「H3ロケット」は、大型液酸/液水ロケットの系譜であることや信用度を確保するため“H”（水素の元素記号ファン！ファン！JAXA！ FAQ ロケットの名前はどのようにして決まるのですか？ JAXA公式サイト）を継承すること、設計概念をH-IIA/Bから根本的に見直したロケットであるためH-IICとはしないこと、IIと混同しない明確さと報道などでの実質的な認知度から“3”とすることを理由に決定された。JAXAは正式な名称が決まるまで「新型基幹ロケット」という名称を用いており、マスコミでは「次期基幹ロケット」「次期主力ロケット」とも呼ばれていた。
抜本的な打ち上げ費用の削減のため、日本では初めて、機体の設計・開発段階から民間企業（三菱重工）が主体的役割を果たしている。また、三菱重工が開発段階から絶えず受注活動も行い将来の打ち上げ機会を確保し続けることで、従来のようにロケットを受注してから生産に取り掛かるのではなく、ライン生産方式で絶えず生産が行われるようにして費用削減に繋げる。ロケットシステム全体を極力モジュール化し、第1段に新規開発エンジンを採用することも含めて全体にわたって新規技術の開発をすることで部品点数の削減に努め、民生部品の利用等も行ってさらに費用削減を進める。これらにより最小構成時の打ち上げ費用をH-IIAの半額の約50億円を目標としている。また、射場整備作業期間をH-IIAから半減させ、年間打ち上げ可能回数を6回に増加させる。
プロジェクトマネージャーのJAXAの岡田匡史は、このように開発段階から運用後の商業受注による事業継続を強く意識してロケットシステムを開発することを、「技術開発」ではなく「事業開発」であるとしている。
2023年3月7日に試験機1号機の打ち上げに臨んだが失敗し、2024年2月17日の試験機2号機の打ち上げで初めて衛星の軌道投入に成功し打ち上げに成功した。（打ち上げ参照）
構成と諸元 主要諸元一覧 + 各段主要諸元一覧 段数(Stage) 第1段 固体ロケットブースター 第2段 衛星フェアリング（S型/L型/W型） 全長 37 m 15 m 12 m 10.4 m（S型）16.4 m（L型）16.4 m（W型） 外径 5.2 m 2.5 m 5.2 m 5.2 m（S・L型）5.4 m（W型） 質量 240 t（エンジン2基）241 t（エンジン3基） 76.2 t 28 t 1.8 t（S型） 使用エンジン LE-9 2基または3基 SRB-3 LE-5B-3 1基 － 推進薬重量（最大値） 224.5 t 67.2 t 24.6 t － 推進薬 液体酸素液体水素(LOX/LH2) コンポジット固体推進薬 液体酸素液体水素(LOX/LH2) － 真空中推力 2,942 kN（300 tf、エンジン2基）4,413 kN（450 tf、エンジン3基） 2,300 kN（235 tf、最大） 137 kN（14 tf） － 真空比推力 422秒 283.6秒 448秒 － 姿勢制御方式 ジンバル － ジンバルガスジェット装置 － 主要搭載電子装置 誘導制御系機器 － 誘導制御系機器電波航法機器テレメータ送信機指令破壊装置 －
構成と機体識別名称
H3ロケットの構成はペイロードの重量や投入軌道により第1段エンジンの基数と固体ロケットブースターの本数が異なり、第1段エンジン3基でブースター0本、第1段エンジン2基でブースター2本、第1段エンジン2基でブースター4本の3種類の組み合わせが設定される。第2段は3種類とも共通で、フェアリングはそれぞれ大小2種類が用意される。機体識別名称は「H3」にハイフンをつけた後ろの1つ目の数字が第1段エンジンの基数、2つ目の数字がブースターの本数、3つ目のアルファベットがフェアリングのサイズ（S：ショート、全長10.4m L：ロング、全長16.4m）となる。例えば「H3-24L」では第1段エンジン2基、ブースター4本、フェアリングLサイズの構成となる。具体的には主に以下のバリエーションが想定されている。またHTV-X打上機として、フェアリングのロングの直径を5.2mから5.4mに拡大したワイド（W）を用いる「H3-24W」がある。 +H3ロケットの構成機体識別名称１段主エンジン機数固体ロケット ブースター本数フェアリングサイズ目標用途備考H3-30S30ショートペイロードは太陽同期軌道に4トン以上。 打ち上げ費用約50億円。主に官需ミッション機体最小形態H3-22S22ショート高い競争力商業ミッション試験機1号機で使用した構成H3-22L22ロング商業ミッションH3-24L24ロング静止トランスファ軌道に6.5トン以上。商業ミッションH3-24W24ワイド商業ミッション・HTV-X なお、H3ロケットの機体識別名称の仕組みを策定した当初の2016年時点では「H3-32」の構成も設定する予定であったが、H3-22形態の性能が所期より高く投入軌道の調整等によりH3-32の需要をカバーできると判断されたことから取り消された。また、第2段ではLE-5Bの倍の28tfの推力を持つ新開発のエキスパンダーブリードサイクルエンジンであるLE-11エンジンを使用する構想もあったが、挑戦的な第1段用LE-9の新規開発に専念するため見送られたほか、LE-5Bエンジンを2機にすることも検討されていた。第1段に液体水素を選定した2013年頃には、第1段エンジン2基でブースターなしの最小形態や、イプシロンロケットの2段目と共有化できるH-IIA/BのSRB-Aより小さいブースターを6本から8本使用する最大形態も検討されていたが、これまで培ってきた技術、経験、設備を活用するため等の理由で採用に至らなかった。
試験機1号機は、H-IIBでの運用実績のあるエンジン2基クラスタ形態での段階的検証を重視し、H3-22S形態で打ち上げられた。試験機2号機は当初H3-30S形態での打ち上げとなる予定だったが、試験機1号機の打ち上げ失敗を受けてH3-22S形態での打ち上げとなり、H3-30S形態の試験機打ち上げは6号機で実施（打ち上げ順序は7号機・8号機の後）された。
第1段エンジン3基でブースター0本の最小構成ではH-IIAの1/2の50億円で太陽同期軌道へ4トンの打ち上げが可能となる。一方、第1段エンジン2基でブースター4本の最大構成ではロングコースト静止移行軌道へ6.5トンの打ち上げが可能となり、近年大型化する静止衛星の打ち上げにも対応可能となる。
第1段機体 LE-9エンジン
N-IロケットからH-IIBロケットまでの従来の衛星打ち上げ用液体燃料ロケットでは第1段機体に「NIPPON」の文字が描かれていたが、H3では海外からの打ち上げ受注を意識して「JAPAN」に変更した。
アルミニウム合金製の第1段と第2段機体の材質、液体酸素と液体水素を使用する液体燃料エンジンという基本的な構造はH-IIA/Bと共通となる。第1段には新開発のエキスパンダーブリードサイクルのLE-9エンジンを2基または3基使用することで、二段燃焼サイクルのLE-7Aエンジンを使用していたH-IIA/Bと比べて打ち上げ時の安全性を抜本的に向上させると同時にエンジン1基当たりの費用を低減させる。エキスパンダーブリードサイクルエンジンは構造が単純なため安価で安全性が高いが、ターボポンプの駆動エネルギーを燃焼室からの吸熱に頼るという物理的制約から大推力を生成することが難しく、専ら第2段用エンジンとして実用化されてきた。LE-9エンジンは150tfという大推力で世界初の第1段用エキスパンダーブリードサイクルエンジンとなるため、H3ロケットにおける最も挑戦的な開発要素となる。LE-9の部品点数はLE-7Aより20%少ない。また、H-IIAでは輸入だった第1段推進剤タンクドーム（両端の半球形状の部分）をH-IIBと同じく国産化して費用を削減する。（UACJにて製造・提供予定）
2019年、燃焼試験中に技術的課題が見つかり、暫定的対策を施したタイプ1エンジンを先行して認定し試験機1号機で使用、追って恒久的対策を施したタイプ2エンジンを認定して試験機2号機以降で使用する方針に改めた。
2023年、タイプ2エンジンに向けた試験中にさらなる改良・試験が必要と判断されたため、試験機2号機以降は当面、水素タービンポンプと噴射器はタイプ1と同仕様、酸素タービンポンプとその他のコンポーネントは恒久対策仕様としたタイプ1Aエンジンを使用することとした。
なお、試験機2号機はタイプ1Aエンジンと試験機1号機のバックアップとして用意されていたタイプ1エンジンを1基ずつ搭載して打ち上げられた。
第2段機体 LE-5B-3エンジン
第2段エンジンにはH-IIA/Bで使用されていたLE-5B-2エンジンの改良型のLE-5B-3エンジンを1基使用する。LE-5B-3には、H-IIAの29号機から適用された基幹ロケット高度化開発の成果を反映させて、静止軌道打ち上げ能力を向上させる。H-IIAと比べ2段目が大型化されるにあたって、エンジンの稼働時間が534秒から740秒に伸びるので、液体水素ターボポンプの改良によりエンジンの耐久性を上げると同時に、液体水素と高温の水素ガスを混ぜるミキサーの改良によりエンジンの燃費を改善させる。
固体ロケットブースター SRB-3
固体ロケットブースターはIHIエアロスペースが製造し、モーターケースは東レの炭素繊維「トレカ」により成型される。H3ではH-IIA/Bで使用されていたSRB-Aと同規模のSRB-3を0本、2本または4本使用する。全長は14.6mでSRB-Aの15.1mより少し短いのは、ノーズコーンなどが変わっているためである。モーターケースの寸法はSRB-Aとほぼ同じだが、燃焼パターン（推力の時刻暦のことで、始めは速度を出すため一気に高い推力が出るように燃焼させ、速度が増し高度が高くなってくると重量と空力との関係で負荷がかかるため少し推力を落とし、大気が薄くなったら再び推力を上げるようになっている。）を変えたため推進薬量は約1トン増え、打ち上げ能力が増している。SRB-Aでの燃焼パターンは、2本形態と、4本形態の2種類あったが、SRB-3では2本使用時、4本使用時、イプシロンでの使用時、どの打ち上げでも最適な燃焼パターンに一本化されている。
推力偏向をLE-9エンジンに任せてSRB-3ではノズルの可動機構をなくす。また、H-IIA/BではCFRP製のSRB-Aの強度の問題から、SRB-Aは第1段機体とヨー・ブレスとスラスト・ストラットと呼ばれる横と斜め向きの棒状の接続部品を介して接続され分離モータで切り離しが行われていたが、H3のSRB-3ではスラストピンでの直接接続方式になり火薬による分離スラスタ（ガスアクチュエータ）で切り離しが行われ、この結果結合箇所が半減しかつ分離用火工品が8個から3個に減る。これにより、今までは2本のストラットがブースターの推力をロケット本体に伝えていたが、SRB-3ではスラストピン1本でブースターの推力を伝えることになる。この分離方式は、アメリカのアトラスVのブースターや、H-IIAで廃止された固体補助ブースター（SSB）といった小さなブースターでの採用例はあるが、SRB-3のような大型ブースターでは初めてである。
さらにSRB-Aではモーターケースの成形にオービタルATK社のライセンスと外国製の製造装置を使用していたが、SRB-3では国産技術に切り替えられ、この結果ライセンス料が不要になり、かつ設計や使用材料の自由度が高まった。また推力パターンを変更して振動を低減させ、SRB-Aの推進薬のバインダー（ゴム）が生産終了することに伴う代替品の開発が行われる。これらの変更や設計、製造工程の見直しによる製造、検査の自動化などにより、ブースターの費用低減と軽量化が図られる。
またSRB-3には強化型イプシロンロケットの第2段モータのM-35に適用された新規技術のモーターケース内面断熱材の積層構造の簡素化技術やノズルスロート材料の製造方法の効率化技術を適用させる。さらにM-35の技術を適用されたSRB-3の仕様をイプシロンロケットの第1段モータにフィードバックすることで、SRB-3と将来のイプシロンロケットの第1段モータの大部分を共有化させる。2019年8月28日と2020年2月29日に認定型モータ地上燃焼試験が実施された。2回目の地上燃焼試験ではイプシロンロケット用の可動ノズルの試験も併せて実施されている。
フェアリング フェアリングはロケットが上昇中に人工衛星などのペイロードを空気力や空力加熱から保護するために使用されるロケット先端につけられた覆いである。クラムシェル平行開頭方式であるショートフェアリング（S型）とロングフェアリング（L型）については川崎重工が製造し、東レの炭素繊維と樹脂の「トレカプリプレグ」により成型されている。H3ではペイロードの大きさに合わせてS型とL型の2種類からの選択となり、L型の容積はH-IIAの4S型の2.3倍、5S型の1.5倍、H-IIBの5S-H型の1.1倍となり大型化されているが、厚さは約40mmで従来品と同等である。H-IIA/Bではいずれのフェアリングも先端が直線的なコーン形状だったのに対して、H3ではより優れた空力形状とするため滑らかな曲線のオジャイブ（ダブルコンター）形状にする。またH-IIA/Bではアルミスキン/アルミハニカムサンドイッチパネル構造であったがH3ではCFRPプリプレグ自動積層スキン/アルミハニカムサンドイッチパネル構造とし、H-IIBの5S-H型では20枚の分割構造だったのに対し、H3のL型では8枚の分割構造に簡略化した上でボルトではなく接着接合にすることで、コスト削減と軽量化を同時に達成する。さらに溝と穴を施してハニカム構造に海水を流入させるようにする事で投棄フェアリングを海没させるようにして、従来行っていた船舶との衝突事故を避けるためのフェアリング回収作業をなくすNo.2314 :Ｈ３ロケット用新型フェアリングの分離放てき試験の報道公開 宇宙作家クラブ 2020年1月1日ロケット用フェアリングの開発 川崎重工技報・179号 2018年5月。
HTV-X用のワイドフェアリングはスイスの社が製造する。直径5.4メートル、全長16.5メートル（ただし直径補正用のアダプタ〔２段前方アダプタ〕を含めると17.0メートル）で、与圧カーゴ用の縦1.6メートル、横1.5メートルの長方形レイトアクセスドアと暴露カーゴ用の直径0.6メートルの円形アクセス窓を有する。ショート・ロングフェアリングとは仕様が異なり、収缶方式は左右からフェアリングを結合する半殻結合、分離機構はフェアリングをロケットから分離してから分割する平行開頭方式、また水没性がないためH-IIA/Bと同じくフェアリング回収作業を要する。ロングフェアリングでもHTV-Xの搭載自体は可能でありながら海外メーカーが開発製造したワイドフェアリングを使用するのは、H3ロケットでのHTV-X打ち上げが決まった時点では打ち上げ予定までにロングフェアリングにレイトアクセスドアを追加するのが難しく、Beyond Gravity社から開発済み品の提案があったためである。そのため開発費と時間は大幅に節約できたものの、継続使用のコスト面では国産のロングフェアリングの方が安価である。
射場 H3ロケットの射場はH-IIBロケットの打上げに使用されていた種子島宇宙センターの吉信第2射点（LP-2）を改修して使用している。ロケットの整備組立棟を改修して使用している。横置きのまま部品を組み付けた後に、起立させて組み立てられるようにすることで、起立後の整備・点検作業を大幅に削減させる。ロケットの推進剤を貯蔵供給する設備は現在のものを流用する。ロケットを整備組立棟から射点まで輸送するとともにそのまま発射台となる運搬車輌は新造される。打上げ管制を行う「発射管制棟」は、約3km離れた竹崎地区に移設される。点検の自動化により、打上げ当日の運用者は、H-IIAの100名から150名に対して1/3ないしは1/4以下に削減される予定。
アビオニクス H3ロケットではアビオニクスが全面的に見直され、従来各種センサー類とメインコンピュータとの間を個別にケーブル接続していたものを、原則としてネットワーク接続する形に変更した。これによりワイヤハーネスがネットワークケーブル1本に統合され大幅な軽量化に貢献したほか、組立時の作業工数が削減された。また射場における点検時も、ネットワークケーブル1本を接続するだけでアビオニクス全体のチェックが可能になるなど簡素化されたネットワーク化で打ち上げ準備を効率化 H3ロケットのアビオニクス - 日経XTECH・2021年2月9日。他に、部品の約9割を自動車用の電子部品から流用することでコストダウンを図っているクルマ技術で低コスト化 H3ロケットの電子部品9割は車載流用 - 日経XTECH・2021年2月10日。
打ち上げ +H3の構成と打ち上げ成績構成打ち上げ数成功率計成功失敗H3-30S1 1 0 100%H3-22S75271.4%H3-22L0 - - -H3-24L1 1 0 100%H3-24W110100%合計108280%
失敗した打ち上げ 試験機1号機
2020年度の試験機1号機打ち上げを目指して開発が進められていたが、2020年5月に行われた燃焼試験で新開発のLE-9エンジンに技術的課題が見付かり、2020年9月に2021年度中の打ち上げ予定へと延期され、2022年1月に打ち上げ予定の時期は明言できないと再延期された。2022年9月1日、JAXAは記者説明会を開催し、ターボポンプの振動問題についてはほぼ解決し、同年11月に行う燃焼試験の結果から打ち上げの可否の判断が行われると発表した。
11月の試験結果は良好で、JAXAは打ち上げを2023年2月12日に行うと発表。その後の日程調整や気象条件などから2月17日に変更されたが、同日の打ち上げは直前に中止となった。発射直前に機体と地上設備の通信・電源ラインを切り離した際、電気信号の乱れから1段機体制御コントローラが誤動作したとみられる。誤動作の対策を経て打ち上げ日が再設定され、さらに天候による1日延期を経て3月7日に打ち上げが行われた。開発の課題だったLE-9エンジンは正常に動作し、当初は順調に飛行を続け、第1段/第2段分離までは正常に行われた。しかし第2段エンジンへの点火の段階で点火できず、その後ミッションを達成する見込みがないとの判断から、指令破壊信号が送出され打ち上げは失敗となった。その後の調査で電気系統のプログラムの誤動作は否定され、実際に短絡が生じて過電流が流れたとする見解が示された。短絡の原因はその後の調査で9つに絞り込まれた。さらに3つのシナリオにまで絞り込まれ、その3つのシナリオの全てに再発防止策を施して試験機2号機を打ち上げることになった。
8号機
当初は2025年12月7日に打ち上げられる予定だったが、慣性ユニットの問題により、打ち上げは12月17日に再設定された。しかし、16.8秒前に冷却装置の異常が発生したために、緊急停止が発令された。原因はバルブの開閉が不十分だったこととされている。そのため、打ち上げは12月22日に再設定され10:51:30に打ち上げられた。しかし、第二段エンジンの早期停止によりみちびき5号機を軌道投入できず、打ち上げは失敗した。
失敗の原因は、衛星カバー（衛星フェアリング）分離後に何らかの要因で衛星搭載機構の一部が破損・損傷したことである。衛星カバー分離時は第一段エンジンが燃焼中であったことから衛星を押し続け、一体となって飛行したが、第一段の燃焼が終了すると衛星を押す力が無くなったため衛星が離脱してしまった。また、離脱した衛星がロケット本体のLH2タンクの加圧部分を傷つけ、第二段エンジンの水素燃料の圧力が低下した。同じ部分にある衛星検知のラインも破損したため、分離検知が出来なくなった。
損傷した第二段エンジンは第一回燃焼終了時点で予報値から約27秒遅れて燃焼が終了、第二回燃焼開始時点で約15秒遅れて点火、その後すぐに停止した。当初から第二段エンジンの推力が80%ほどしかなく、約24秒長く燃焼されていた。第二段自体は地球周囲軌道に達しており、これは第一段・第二段分離後のカメラに衛星らしきものが写っていたことから、燃焼時には衛星が無かっためのことであるとされた。みちびき5号機は離脱し、予定軌道への投入ができず打ち上げに失敗したと発表された。分離したパターンと分離していないどちらのパターンでも2周回(X＋04:00:00)以内に地球に第二段及び衛星は再突入したと考えられている。今回の打ち上げの失敗では衛星カバーの予想外な外れ方が引き金となった可能性が高いとされている。
2026年4月、打ち上げ失敗原因は、衛星台座の大破と特定された。アルミ材の両面に炭素繊維シートを貼ったパネル4枚を、接着用テープに高熱を加えて接合し台座を作った際、熱で複数の隙間が生じ台座の強度が下がった。打ち上げ後、衛星カバー分離時の衝撃で衛星の重さを支えきれなくなり台座が大破。直下の第2段エンジンの燃料パイプを傷つけ、飛行を続けられなくなった。
打ち上げ履歴・予定の一覧
特に断りのないものは、過去の打ち上げ履歴と2023年12月22日に決定された宇宙基本計画工程表の打ち上げ予定による。
機体名称 画像 打ち上げ日時(JST) 結果 構成 投入軌道 ペイロード 備考 試験機1号機 (TF1) 2023年3月7日10時37分55秒 22S 太陽同期準回帰軌道 ALOS-3（先進光学衛星「だいち3号」） 試験機2号機 (TF2) 2024年2月17日09時22分55秒 rowspan="3" 22S 大気圏再突入 VEP-4（ロケット性能確認用ペイロード） 太陽同期準回帰軌道 CE-SAT-1E（キヤノン電子の50kg級光学衛星） TIRSAT（一般財団法人宇宙システム開発利用推進機構の3U衛星） 3号機 (F3) 2024年7月1日12時06分42秒 22S 太陽同期準回帰軌道 ALOS-4（先進レーダ衛星「だいち4号」） 4号機 (F4) 2024年11月4日15時48分00秒 22S GTO DSN-3（Xバンド防衛通信衛星3号機「きらめき3号」） 5号機 (F5) 2025年2月2日17時30分00秒 22S GTO QZS-6（準天頂衛星システム6号機「みちびき6号機」） 7号機 (F7) 2025年10月26日09時00分15秒 24W ISS軌道（200×300km） HTV-X1（新型宇宙ステーション補給機HTV-X1号機） 8号機 (F8) 2025年12月22日10時51分30秒 22S GTO QZS-5（準天頂衛星システム5号機「みちびき5号機」） 6号機（30形態試験機） (F6) 2026年6月12日09時53分59秒 30S SSO VEP-5（性能評価用ペイロード）超小型衛星 6基 9号機 (F9) 2026年8月11日04時22分31秒 22S GTO QZS-7（準天頂衛星システム7号機「みちびき7号機」） 10号機 (F10) 2026年10月20日04時41分03秒 24L火星遷移軌道 MMX（火星衛星探査計画〈戦略的中型計画1〉）2026年度 22L ETS-9（技術試験衛星9号機「きく9号」） 2026年度初頭 24W HTV-X2（新型宇宙ステーション補給機2号機） 2026年度 24W HTV-X3（新型宇宙ステーション補給機3号機） 2026年度 IGS（情報収集衛星光学多様化1号機） 2026年度 GTO SDA（宇宙領域把握衛星） 2027年 ELS-R 2号機（ElevationSpaceの微小重力環境実験プラットフォーム）相乗り 2027年度 IGS-Optical 9（情報収集衛星光学9号機） 2027年度 IGS（情報収集衛星光学多様化2号機） 2027年以降 (TBD)（ユーテルサット社の衛星） 2028年度第一四半期 MBR（） 2028年度 Himawari-10（気象衛星「ひまわり10号」） 2028年度 22S ULTRA（ispaceの月面着陸船） 2028年度 rowspan="2" 24SRAMSESとDESTINY⁺のApophis探査について2026年4月23日、宇宙航空研究開発機構 プラネタリーディフェンスチーム 宇宙科学研究所。2026年7月5日閲覧。 DESTINY+RAMSES（欧州宇宙機関の小惑星探査機） 2028年度 LUPEX（月極域探査機〈月面極地探査ミッション〉） 2028年度末か2029年度初頭 IGS（情報収集衛星レーダ多様化1号機） 2029年度 IGS-Optical 10（情報収集衛星光学10号機） 2029年度末か2030年度 IGS（情報収集衛星レーダ多様化2号機） 2031年度 IGS-Radar 9（情報収集衛星レーダ9号機） 2032年度 （情報収集衛星光学多様化後継機） 2032年度 LiteBIRD（宇宙マイクロ波背景放射偏光観測衛星〈戦略的中型計画2〉） 2033年度以降 IGS-Optical 11（情報収集衛星光学11号機） 2033年度以降 IGS-Radar 10（情報収集衛星レーダ10号機） 2033年度以降 （情報収集衛星光学多様化後継機） (TBD) （TBD）（インマルサット社の衛星） (TBD) QPS-SAR×3機（QPS研究所の合成開口レーダー衛星）相乗り
開発略年表 特記しない限り日本時間で記述する。
2011年度より第4期中期計画（2018 - 22年度）中の試験機打ち上げを目標として研究が進められ、2014年のミッション定義審査（MDR）により準備段階（プリプロジェクト）である概念設計が開始され、2015年のシステム定義審査（SDR）により実行段階（プロジェクト）である基本設計（開発フェーズ）が開始された。
2012年（平成24年） 5月10日 JAXAの理事長立川敬二は、新型基幹ロケットを2018年から2022年までに打ち上げたいと語り、実用化に向け開発への強い意欲を示した。 12月13日、文部科学省科学技術・学術審議会の研究計画・評価分科会宇宙開発利用部会が本機を開発する方針を決定した。開発に当たっては、管制施設の簡略化などにより新型基幹ロケットの打ち上げコストをH-IIAロケットと比べて半減させることを目指すとした。この方策の取りまとめでは、ロケット開発の技術基盤・産業基盤の継承が困難となりつつある状況と、その結果として将来的にロケットの新規開発や既存ロケットの円滑な運用が困難になる恐れについても触れられている。
2013年（平成25年） 5月28日、内閣府宇宙政策委員会の宇宙輸送システム部会の第6回会合で、2014年度に新型基幹ロケットの開発を始めることを決定した。 5月30日、宇宙政策委員会第15回会合で、この宇宙輸送システム部会の決定が了承され、新型基幹ロケットの開発の方針が決定した。