H-IIA ロケット（エイチツーエー ロケット又はエイチ二ーエーロケット）は、日本の宇宙開発事業団（NASDA）と後継法人の宇宙航空研究開発機構（JAXA）と三菱重工が開発し、三菱重工が製造及び打ち上げを行った人工衛星打ち上げ用液体燃料ロケットで使い捨て型のローンチ・ヴィークル。2001年（平成13年）に打ち上げられた1号機から、2025年（令和7年）に打ち上げられた50号機までが生産された。
H-IIロケットの後継機として開発され、日本の宇宙開発における人工衛星打ち上げの自律性を担うロケットとして基幹ロケットに位置づけられた。打ち上げに失敗したのは2003年（平成15年）のH-IIAロケット6号機の1回のみで、2025年（令和7年）6月29日に発射された50号機をもって最終的な成功率は合計で98%に達した。また強化型としてH-IIBロケット、後継機としてH3ロケットがある。
JAXA内での表記は「H-IIAロケット」で、発音は「エイチツーエーロケット」であるが、新聞やテレビなどの報道では、「H2Aロケット」または「H-2Aロケット」と表記され、「エイチニーエーロケット」と発音をされる場合が多いJAXA職員のブログ。
概要 H-IIAロケットは、先代のH-IIロケットを全体にわたって再設計して構造を大幅に簡素化し、一部に海外の安価な製品を利用をすることで、信頼性を高めながら急激な円高により失われたコスト競争力を回復させることを目的に開発された。また、開発中に起きたH-IIロケット5号機および8号機の相次ぐ失敗や、H-IIAロケット6号機の失敗による信頼性の低下を回復するため、運用開始後にも改良が行われた。
1996年（平成8年）に開発が開始され三菱重工の輸送系開発・運用の歴史 三菱重工公式サイト、開発費（H-IIからの改良開発費）は約1,532億円であった。H-IIAと同じくH-IIを技術基盤とするH-IIBの開発費約270億円との合計は1,802億円であり、同じく前機種から改良開発されたアメリカ合衆国のデルタ IVの開発費2,750億円、アトラス Vの開発費2,420億円との比較でも安価に開発されているといえる。
打ち上げ費用は構成によって異なるが約85億円 - 120億円であり、H-IIロケットの140億円 - 190億円に比べると大幅に低減されている。静止トランスファ軌道への打ち上げ能力は4.0 - 6.0 tであり、H-IIロケットと同等 - 約1.5倍の能力である。
2001年（平成13年）夏に試験機1号機が打ち上げられて以来、50回中49回の打ち上げに成功している。「H-IIAロケット試験機1号機」は打ち上げ翌年、第33回星雲賞自由部門を受賞した。
2005年の7号機から44機連続で打ち上げに成功しており、打ち上げ成功率は98％。H-IIAの強化型バリエーションであるH-IIBロケットも含めると59回中58回の打ち上げに成功しており、打ち上げ成功率は98.31%。原型のH-IIロケット（7回中5回成功）を含めた「H-IIシリーズ」全体としても、2021年の44号機の成功をもって国際水準と言われる95%を達成し、最終50号機をもって95.45％となった。
当初、H-IIAロケットは2023年度（令和5年度）に退役する予定であったが、後継機として開発されたH3ロケットの初打ち上げが延期された。この影響で、宇宙基本計画工程表（令和5年度改訂）では2024年（令和6年）度の50号機の打ち上げを最後に退役予定となっていた。その後宇宙基本計画工程表（令和6年度改訂）では2025年（令和7年）度前半の打ち上げとされ、2025年6月29日に打ち上げされた。2025年6月29日の午前1時33分に50号機が最終号機として打ち上げを成功させた。これまでの成功率は98％(50回中49回成功)となっている。
特徴 コア機体は、液体水素と液体酸素を推進剤とする1段目・2段目を組み合わせた、2段式ロケットとなっている。打ち上げ時に十分な推力を得るために左右2基の固体ロケットブースタ（SRB-A）を有し、搭載する衛星・探査機等の質量に応じてさらにSRB-Aや固体補助ロケット（SSB）を追加して柔軟に対応する事ができた。複数の衛星を同時に打ち上げて、個別の軌道に投入する事もできた。
材質は、機体外壁と推進剤タンクとフェアリングがアルミニウム合金、SRB-AがCFRPであり、強度を確保したまま機体を軽量化するためにアルミ合金製の推進剤タンクの内面を格子状に彫り込んだアイソグリッド構造をしている「ロケットは何でできているのですか？|ファン!ファン!JAXA!」JAXA（2019年10月22日閲覧）。
基本的には H-II の設計コンセプトを踏襲するが、全体にわたり調達・組立・打上げ費用を下げるための見直しが行われている。また、部品技術の国産化にこだわらず、有利であれば輸入品も用いた。これは H-II で国産化にこだわったことから後退しているように見えるが、技術を習得したからこそ有利に購入できる（技術がなければ言い値で購入するしかないが、技術があればコストメリットがないなら購入しないという選択ができ、交渉の主導権を握ることができる）という面もあり、自主技術を持つことには一定の意義がある。また、部品点数・作業工程の低減は信頼性の向上にも貢献する。これらの費用改善を行った結果、H-IIロケットで最高約190億円であった打ち上げ費用を、世界市場の相場である100億円未満まで下げることができた。H-IIAロケット202型の部品総点数は約100万点『“我が国の宇宙輸送産業について』経済産業省（2013年4月24日）)2019年10月22日閲覧。
H-IIからの主な変更点を以下に記す。 第1段エンジンLE-7Aの液体燃料配管系の簡素化による部品点数・溶接箇所など作業工程削減。 第1段推進剤タンクドーム（両端の半球形状の部分）を、H-IIでの溶接組立から、輸入品の一体成型品に変更。 第2段エンジンLE-5Bも推進力の向上とともに部品点数・作業工程の低減。H-IIロケット5号機の事故で問題となったろう付けの施工箇所なども大幅削減されている。 第2段推進剤タンクを一体型から独立型に変更。一体型だと隔壁を通して保存温度の異なる液体水素と液体酸素が接するため温度管理が複雑になっていた。また第2段推進剤タンクはデルタIIIロケットの第2段や、デルタIVロケットの4 m型第2段と共通で、いずれも液体水素タンクを三菱重工業が、液体酸素タンクと液体水素タンク・ドームをボーイング（旧マクダネル・ダグラス）が製造しているドーピングには御用心 - 中型から背伸びした大型ロケット「デルタIII」マイナビニュース（2016年8月10日）2018年9月14日閲覧。。 固体ロケットブースタを4分割構造から一体型に変更したうえ、ストラットを追加して推力を第1段の最下部に伝達する構造に変更し、第1段の簡素化も図った。 1/2段の段間部をアルミ合金から炭素繊維複合材と発泡材のコアによるサンドイッチ構造に変更し軽量化（3） H-ⅡAロケット:文部科学省（2011年2月）2019年10月22日閲覧。 搭載電子機器の小型・軽量化と配線のデータバス化による配線数の削減。 アンビリカル（地上設備とロケットを接続する管や配線）を、H-IIでは射座点検塔（PST、射点脇の構造物）と接続していたが、H-IIAでは移動発射台（ML）と接続するように変更した。 人工衛星の取り付けを、H-IIでは射点で行っていたが、H-IIAでは大型ロケット組立棟（VAB）で行うこととした。 前述のアンビリカルおよび衛星搭載場所の変更により、H-IIAは大型ロケット組立棟（VAB）でアンビリカル接続と衛星搭載の双方を終えて、打ち上げ半日前に大型ロケット組立棟（VAB）から射点へ移動すれば良いことになった。また、H-IIは衛星を外さなければ大型ロケット組立棟（VAB）に戻ることができなかったが、H-IIAは打ち上げが中止されても短時間で大型ロケット組立棟（VAB）に戻ることが可能になった。 射点設備が大幅に簡素化され、H-II用に建設された第一射点には、アンビリカル接続や衛星取付を行い、観音開き式にロケット全体を格納することもできる射座点検塔（PST）と呼ばれる構造物が建設されたが、H-IIA用に増設された第二射点は、気象観測用の簡素な塔を設置するだけで済んだ。第一射点の射座点検塔（PST）はH-IIAでは使用しないため、観音開き式の部分を撤去した上で、打ち上げ時の機体監視用カメラの設置や、打ち上げ号機の掲示などに使用されていたが、老朽化が進んだため2010年11月から2011年3月にかけて解体された。
構成と諸元 主要諸元一覧 + H-IIAロケット主要諸元一覧段数(Stage)第1段固体ロケットブースタ（1本あたり）固体補助ロケット（1本あたり）第2段衛星フェアリング（4S型）全長37.2 m15.2 m14.9 m9.2 m12.0 m外径4.0 m2.5 m1.0 m4.0 m4.07 m質量114 t76.6 t（長秒時）75.5 t（高圧）15.5 t20.0 t1.4 t（衛星アダプタ、分離部含む）使用エンジンLE-7ASRB-A3キャスターIVA-XLLE-5B－推進薬重量101.1 t66.0 t（長秒時）64.9 t（高圧）13.1 t16.9 t－推進薬液体酸素液体水素(LOX/LH2)ポリブタジエン系コンポジット固体推進薬ポリブタジエン系コンポジット固体推進薬液体酸素液体水素(LOX/LH2)－推力1,098 kN（112 tf）（長ノズル）1,074 kN（109.5 tf）（短ノズル）（真空中）2,262.5 kN（231 tf）（最大推力）745 kN（76 tf）（最大推力）137 kN（14 tf）（真空中）－比推力440 sec（長ノズル）429 sec（短ノズル）（真空中）283.6 sec282 sec448 sec（真空中）－有効燃焼時間390 sec116 sec（長秒時）98 sec（高圧）60 sec530 sec－姿勢制御方式エンジンジンバル補助エンジンノズルジンバル無しエンジンジンバルガスジェット装置－主要搭載電子装置 誘導制御計算機 横加速度計測装置 レートジャイロ パッケージ 制御電子パッケージ データ収集装置 テレメータ送信機 電動アクチュエータコントローラ 駆動用電源分配器－ 誘導制御計算機 慣性センサユニット 電動アクチュエータコントローラ データ収集装置 テレメータ送信機 レーダトランスポンダ2台 指令破壊受信機2台－
thumb|524x524px|H-IIA
第1段機体 LE-7Aエンジン LE-7AエンジンはH-IIAロケットの第1段エンジンで、推進薬に液体水素と液体酸素を用いた、国産の大型液体燃料エンジンである。H-IIロケットの第1段エンジンとして開発されたLE-7エンジンを元に、性能を維持しつつ費用縮減が図られている。
リフトオフの約5秒前に点火され、第2段との切り離しまでの約390秒間燃焼する。
開発当初、下部ノズルスカートを装着した長ノズル構成では、エンジン起動時に過大な横方向推力が発生する問題があり、短ノズルのみを使用して回避していた。そのため、静止トランスファ軌道（GTO）投入能力に換算して約400 kgの性能低下が起きていた。8号機、9号機および11号機以降では、新たに開発された完全再生冷却型の長ノズルが使用され、本来の性能が発揮できるようになっている。また、液体水素ターボポンプ、液体酸素用ターボポンプには、使用開始後にも改良が加えられている。
9号機以降では、SRB-Aを4基使用した打ち上げ時の推力に耐えられるように、機体構造の強化が行われている「H-IIAロケット204型ロケットの開発状況と11号機の打上げに向けた準備状況」JAXA（2006年9月27日）2024年9月28日閲覧。また、15号機（202型）にも使用したSRB-A・4本装着用（202/204共用）の1段コア機体構造は、2本装着専用に比べ質量が約600 kg大きくなっている「H-ⅡAロケット15号機の打上げに係る飛行安全計画、地上安全計画の概要」文部科学省。23号機（202型）からはエンジン周りのSSB取り付け部を省略して構造を簡素化したことによって120kgの軽量化を果たしている。
第2段機体 LE-5Bエンジン・LE-5B-2エンジン LE-5BエンジンはH-IIAロケットの第2段エンジンで、第1段と同様に液体水素と液体酸素を推進薬とした国産の液体燃料エンジンである。H-Iロケットの第2段エンジンとして開発されたLE-5エンジンを元に、H-IIロケット第2段用のLE-5Aエンジン、そしてこのLE-5Bエンジンと、徐々に性能向上が図られてきている。先代のLE-5Aエンジンと比べると、大幅な費用縮減も図られている。
燃焼圧の変動を抑えた改良型LE-5BエンジンであるLE-5B-2の開発が進められ、14号機から使用されている（「LE-5Bエンジン」も参照）。
LE-5B・LE-5B-2エンジンは再々着火（第3回燃焼）が可能である。衛星をより遠い軌道まで運搬する再々着火の実用化は「基幹ロケット高度化」の一要素である「静止衛星打ち上げ対応能力の向上（長秒時慣性航行機能の獲得）」のための第2段機体とエンジンの改良開発が適用された29号機の打ち上げが初となった。実用化のための先行的実験として、2号機打ち上げ1時間40分後の主衛星分離後に再々着火試験が行われたほか、21号機では燃料の蒸発を防ぐための第2段液体水素タンク表面の機体塗装の白色化のみが、24号機では第2段エンジンの新開発予冷のみが適用され、26号機で白色塗装と新開発予冷が合わせて適用された。第2段エンジンの再々着火が実用化されたことにより、静止トランスファ軌道（GTO）の遠地点近傍のロングコースト静止トランファ軌道への静止衛星の投入が可能となり、衛星側の軌道変更用燃料の使用を少なくでき、従来より静止衛星を3年から5年延命させることができるようになった。これによりH-IIAロケットの商業受注における競争力が向上している。下記の「基幹ロケット高度化」も参照。
H-IIAロケットはHOPE-Xの打上げ形態案（H2A1024）のように、第2段を使用せずに第1段ロケットだけを使用することも可能であるが、実際に第1段のみで打ち上げられたことはない。
固体ロケットブースタ SRB-A・SRB-A改良型・SRB-A3 SRB-AはIHIエアロスペースが製造する固体ロケットブースタ。H-IIロケット用のSRBでは高張力鋼4分割構造をボルト接合していたが、これを炭素繊維強化プラスチック (CFRP) 製の一体成型に変更し、大幅な費用縮減が図られている。
H-IIAロケットにおいては、第1段の両脇にSRB-Aを2基装着する構成を基本とし、衛星質量に応じて4基構成をとることも出来る。カウントダウンX-0と同時に点火され、H-IIAロケットを離床させるためのもっとも大きな推力を発生する。約100 - 120秒間燃焼した後に2基ずつ分離される。11号機では、初めてSRB-A改良型の4基構成での打ち上げが行われた。
6号機ではSRB-Aのノズル部分の破損が打ち上げ失敗の原因となったため、7号機からは信頼性向上のために最大推力を落として燃焼時間を延長した長秒時型のSRB-A改良型を使用していた。そのため静止トランスファ軌道（GTO）投入能力に換算して約300 kgの性能低下が起きていた。15号機からは本来の能力を回復したSRB-A3が使用されている（下記の「#SRB-Aのノズル形状変更と能力回復」も参照）。
SRB-A3は高圧燃焼型と長秒時燃焼型のモータ2種類を運用しており、2本1組で使用する場合には必要な打上げ能力に応じて2種のモータのどちらかを選択し、4本1組で使用する場合にはロケット機体の加速度制限等により長秒時燃焼モータを適用する。
固体補助ロケット（SSB） キャスターIVA-XL アメリカ合衆国にある世界最大の固体燃料ロケットメーカーであるATKランチ・システムズ・グループのキャスターIVA-XLを元に、H-IIAロケットに取り付けるためのモータケースの改造や、信頼性向上のためにノズルスロート部の材料変更などを行ったものである。H-IIAロケットでは、搭載する衛星の質量にあわせて、SSB無し、2基、あるいは4基構成を取ることができる。特にLE-7Aの長ノズルの開発が遅れていた初期の打ち上げやSRB-A改良型を使用していた時には、その推力不足を補う目的でも活用されていた。その後、2007年度にH-IIAロケットの打ち上げ業務の移管を受けた三菱重工は、H-IIAのラインアップ整理のため、移管後に新規に受注した機体からはSSBを廃止した。23号機からは1段目エンジン周りのSSB取り付け部を省略している。
SSBは、リフトオフと同時ではなく、約10秒後に空中で点火される。これは、射点を燃焼ガスから守るための措置である。SSB4基構成の場合は、リフトオフ後の約10秒で最初の2基が点火され、最初の2基の燃焼終了後に、残りの2基が点火される。最初の2基は、燃焼終了後すぐには分離せずに、空気が十分に薄くなる高度に達した後に、SRB-Aとともに分離される。損失が大きいこの手順を取る理由は、機体に掛かる動圧の低減と、空気抵抗による分離シーケンスでのリスクを最小限に抑えるためである。なお、それまでに打ち上げた衛星の中で最も重い質量約4.65 tのひまわり7号を打ち上げた9号機、では、長秒型SRB-Aとの組み合わせでの打ち上げ能力を最大限確保するために、4基のSSBを同時に燃焼させる手順に変更され、リフトオフ約10秒後に最初の2基が、20秒後に次の2基が点火された。
液体ロケットブースタ（LRB） 初期の構想では、さらに打ち上げ能力を増強するため、上記のSRB-Aを2基を使用した標準型に、LRBを1基、あるいは2基を装着する増強型の構想があった。この構想はH-IIBロケットの開発に置き換えられた（詳細は下記のラインナップの変遷を参照のこと）。
LRBは第1段機体をベースに、LE-7Aエンジンを2基クラスタ化して搭載したブースタとして使用するもので、燃料タンクや搭載機器、エンジンなど多くを第1段と共通化する予定であったLRBには補助エンジン系は装着されない。主要諸元:全長36.7 m、外形4.0 m、質量117 t、推進薬質量99.2 t、推力2200 kN、燃焼時間200 sec、推進薬種類 液体水素/液体水素、比推力440.0 sec、姿勢制御方式 ノズルジンバル、主要搭載電子装置 誘導制御系機器、H-IIAシステム解説書 NASDA 2000年3月。技術試験衛星VIII型（きく8号）や宇宙ステーション補給機（HTV、こうのとり）、HOPE（ホープ）はLRBを使用して打ち上げる予定であった。
衛星フェアリング
川崎重工が開発・製造するフェアリングで、打ち上げ時の振動や大気圏を抜けるまでの空気抵抗、空力加熱から衛星を保護するためのカバーである。ロケットの先端部分に取り付けられている。大気圏を通過した後の高度約150 km付近で、ロケットの重量を出来るだけ軽くするために（2段式は上部のみ）分離される。海面に落下し浮かんでいるフェアリングは回収船で海上回収される。回収されたものの一部は、フェアリングを活用した商品開発をする企業等に無償で提供された事もある。
ロケット本体と同じ直径4mの4S型のほか、大型衛星用で直径5mの5S型や、2個の衛星を同時に軌道投入できる4/4D-LS型、4/4D-LC型、5/4D型の計5種類のフェアリングが用意されているH-IIA/H-IIBロケット 衛星フェアリング（川崎重工）。増強型の構想ではHTV用に5S-H型フェアリングの使用も考慮されていたが、H-IIBロケットの開発が決定したためH-IIAロケットでは用いられない。
フェアリングの種類によって打上能力も違い、H2A204型では4S型と4/4D-LC型でGTOへの投入能力に850 kgの差がある。
衛星分離部（PAF） 衛星とロケットの間に配置されて両者を結合するために使用される部品で、衛星とは締結ボルトで固定される。937M-スピン型、937M-スピンA型、937M型、937MH型、1194M型、1666M型、1666MA型、1666S型、2360SA型、3470S型などがあり、衛星の大きさや放出機構に合わせて十数種類の中から選択される。衛星分離時には衛星と分離部を接合している締結ボルトを爆薬（火工品）で爆破して一気に切断して衛星を分離する方法を採用しているが、この方法は確実に分離を行える利点があるものの衛星に伝わる衝撃が大きいという欠点があった。そこで基幹ロケット高度化に合わせて、クランプバンドで締結しておいた接合部を電気的にラッチ機構で解放することで衛星を分離する方法に改めて、衛星に伝わる衝撃を低減することになった。30号機で低衝撃衛星分離機構の先行的実験として、従来の衛星分離部をかさ上げして余剰スペースにダミー機構を搭載して宇宙空間で実際に作動させる実験を行った。
サブペイロード 打ち上げ能力に余裕がある場合は、サブペイロードとして1辺50 - 70 cmの小型衛星を最大4個まで搭載可能である。さらに、1辺10 - 30 cmの超小型衛星に関しては50 - 70 cmの衛星1機分の空間に3 - 4機搭載可能である。これを利用して、15号機では主衛星「いぶき」の他に、1辺50 - 70 cmの人工衛星3機と15 - 30 cmの人工衛星4機の合計8基を同時に打ち上げている。
JPOD 20 cm以下の公募衛星に対して標準化した分離機構を提供するため、17号機では初めてJ-POD (JAXA Picosatellite Orbital Deployer)と呼ばれる箱型の装置が小型衛星の空間に搭載された。10 cm級の衛星であれば田の字型に並んだ4つの発射孔を持つJ-PODが使われ、20 cm級の衛星であれば1機のみ搭載できるJ-PODが使われる。17号機では前者のタイプが使われ、公募衛星のうち3機が1つのJ-PODから放出された。なおJ-POD自体は20 kg程度の重量を占め、役目を終えると切り離される。
アビオニクス 21号機までは、RX616リアルタイムOSと32ビットMPUのV70を採用した、NECが開発した誘導制御計算機を搭載していたが、部品の枯渇に対応するため新たにほぼ全てのアビオニクスが新規に開発された。新たなアビオニクスのうち、JAXA情報・計算工学センターが開発した新型のTOPPERS/HRPリアルタイムOSと、NECが開発したV70より10倍高性能の64ビットMPUのHR5000を採用した新型誘導制御計算機、新型慣性センサユニットなどは、H-IIBの3号機で初めて適用されH-IIAでは他のアビオニクスも加えて22号機から適用される。新型誘導制御計算機は高速・小型・軽量・モジュール化が図られており、新型MPUボードはイプシロンロケットも含んだ今後のJAXAロケットの共通基盤となるロケット用誘導制御計算機の変遷と展望 NEC技報。
打上げ能力
打上げ能力はSRB-Aや固体補助ロケット（SSB）・液体ロケットブースタ（LRB）の数により変化する。ただし第1段エンジン(LE-7A)のノズルの長短や、SRB-Aの高圧型、長秒時型の違いによっても能力が変化するため、同じ形式でも時期によって打上げ能力が違う。
計画時のLRBを使用したH2A212型・H2A222型は開発が中止されている。また、打ち上げ関連業務が三菱重工に移管されてからは、SSBを用いるH2A2022型とH2A2024型は受注していない。H2A204型はH-IIAロケット45号機を最後に、H-IIAロケットの退役である50号機までに新たな受注が行われなかったため、事実上の廃止状態となっている。 + 形式名と打ち上げ能力 型式名※4 H2A202型（終了） H2A2022型（廃止） H2A2024型（廃止） H2A204型（終了） H2A212型（開発中止） H2A222型（開発せず） H-IIBロケット（参考） ロケット質量 289 t 321 t 351 t 445 t 410 t 520 t 551 t 第1段 LE-7A LE-7A LE-7A 2基 第2段 LE-5B LE-5B LE-5B LRB N/A 1基LE-7A 2基 2基LE-7A 4基 N/A SRB-A2基 4基2基 4基 SSB 0 2 4 N/A N/A N/A 地球重力脱出月･惑星探査等 2,500 kg － － － － － － スーパーシンクロナストランスファ軌道遠地点高度80,000km近地点高度500 km軌道傾斜角約20度 2,500 kg － － 4,400 kg － － － 標準静止トランスファ軌道(GTO)※1遠地点高度36,226 km近地点高度250 km軌道傾斜角28.5度 4,000 kg(3,800 kg)※3 4,500 kg(4,200 kg)※3 5,000 kg(4,700 kg)※3 6,000 kg(5,800 kg)※3 7,500 kg 9,500 kg 8,000 kg ロングコースト静止トランスファ軌道※1近地点高度2,700 km軌道傾斜角20度⊿Ｖ=1500m/s 2,970 kg（高度化適用機）1,700 kg（高度化非適用機） － － 4,820 kg（高度化適用機）2,300 kg（高度化非適用機） － － 5,500 kg（高度化適用機） 太陽同期軌道(SSO)高度800 km軌道傾斜角98.6度 3,600 kg（夏季）4,400 kg（冬季） － － － － － － 低軌道(LEO)高度300 km軌道傾斜角30.4度 10,000 kg － － 15,000 kg 17,000 kg 20,000 kg 19,000 kg HTV軌道※2遠地点高度300 km近地点高度200 km軌道傾斜角51.7度 － － － 12,000 kg 15,000 kg － 16,500 kg ※1：静止衛星打ち上げの際は、GTOからGSO（静止軌道）へ軌道遷移は衛星側に搭載するアポジエンジンの動力で行う。標準静止トランスファ軌道:静止化増速量1,830 m/s、ロングコースト静止トランスファ軌道:静止化増速量1,500 m/s ※2：HTV軌道とは、宇宙ステーション補給機（HTV）が自力で国際宇宙ステーション軌道へ移行する前に投入される、低高度の楕円軌道。 ※3：7号機から13号機までは、燃焼パターンを調整し安定性を高めたSRB-A改良型を装着したため、GTOへの投入能力がおよそ200 - 300 kg少なくなっている。15号機からはSRB-A3が適用され打ち上げ能力を選択できる。 ※4：H2Aabcd形式 a=段数（ほぼ2固定） b=LRB数（現在は0固定） c=SRB数 d=SSB数（0は省略）
ラインナップの変遷 180px|left|thumb|H-IIAロケット ラインナップ H-IIAロケットには、当初の計画では現在とは若干異なる4つのラインナップ（H2A202型/H2A2022型/H2A2024型/H2A212型）と、将来発展型としてH2A222型が存在した。標準型のH2A202/2022/2024は人工衛星打ち上げ用として、増強型のH2A212型はHTV打ち上げ用に使用される予定であった。しかし、このうちH2A212型は開発途中で中止され、将来発展型とされていたH2A222型においては机上計画のみに終わった。
H2A212型の開発中止の理由は、世界でも稀な回転対称にならない非対称型ロケットであり、その制御に困難が予想されるためであった。
H2A222型においては、メインエンジンのLE-7Aを5基も使用する大規模なクラスタロケットであり、各エンジンの出力などの精密な制御に困難が予測される事に加え、高価で（計画時点で）実績のないLE-7Aエンジンを多数使用する機体となり、製造費用の高騰が予測される事と、信頼性確保の難しさから、実際の開発が行われる事はなかった。