日本的H-2A火箭成功发射两个航天器
HOPE方案的基本设计要求是：
―用H-Ⅱ火箭在鹿儿岛空间中心发射，在普通跑道上水平着陆(跑道长度3000米)；
―不载人运货，全自主式飞行；
―90年代后期投入使用；
―尽可能多为空天飞机取得关键技术。
―完成从国际空间站日本试验舱及各种空间平台回收货物的任务。
HOPE的研究发展计划于1987年开始执行，该计划涉及空气动力学、机体结构与热防护系统以及制导、导航与控制系统等领域，参加单位包括NASDA、国家航空航天实验室以及几家工业集团，由国家航空航天实验室负责计划协调工作。日本政府计划从1986年到2000年在空间发展方面投资16万亿日元，约合1000亿美元，因此HOPE计划将得到足够的资金。
设计特点
H-Ⅱ运载火箭两级液体运载火箭，以液氢和液氧作推进剂，第一级与两个固体火箭助推器并联。起飞重量258吨，全长48米。
轨道飞机轨道飞机外形与法国“海尔梅斯”航天飞机相似，采用鸭式布局，无垂直尾翼，翼尖有尺寸较大的垂直小翼，作为方向安定面和操纵面。所有系统均按照故障安全原则进行设计，可承受一次严重故障。
机体结构机体结构将大量使用新型�南宋忧克芰�FRP)及纤维加强金属(FRM)材料。使用的FRP族材料包括碳纤维/聚亚胺和碳纤维/铋基亚胺复合材料，FRM族材料包括碳化硅/铝，应用这些材料将大大减轻结构重量。方向舵、翼尖小翼等不能安装隔热层的部件将用Rene?@-41超合金及先进的碳-碳复合材料制造。
热防护系统轨道飞机再入大气层时局部温度将高达1700℃左右，因此必需安装热防护系统。HOPE将选择以下几种先进的热防护系统：
―加强的碳-碳复合材料热防护系统(应用范围<1700℃)
―镍超合金蜂窝结构热防护系统(<1100℃)
―锑合金多层热防护系统(<540℃)
―陶瓷瓦热防护系统(<1250℃)
―柔性表面耐热防护系统(<650℃～1000℃)
动力装置动力系统由轨道机动系统和姿态控制系统组成。轨道机动系统包括两台双推进剂推进器，推进剂为NTO/N-2H4或NTO/MMH。姿态控制系统包括单推进剂分系统和冷气喷气分系统。单推进剂分系统由28台推力为50牛顿(5.1公斤)的推进器组成，推进剂为N2H4；冷气喷气分系统由28台推力为10牛顿(1.02公斤)的冷气喷气推进器组成，推进剂为GN2。轨道飞机动力系统所用的推进剂装在飞机内部推进剂箱内。另一个推进剂装载方案是将轨道机动系统所用的推进剂装在一次性使用的外储箱内。
电力系统电力系统负责对电子设备、热环境控制系统及操纵面驱动系统供电。电源持续功率5千瓦，峰值功率17千瓦。电源总容量为1100千瓦小时。电力系统将采用燃料电池作电源，系统总质量为1400千克。
制导、导航与操纵系统制导、导航与操纵综合系统包括机载计算机、星体跟踪仪、全球定位系统接收机、冗余式惯性测量装置和微波着陆系统，以及应用软件。这套系统将自主地完成入轨、轨道机动飞行、定点停靠、出轨、再入大气层及着陆等全部操作。
通信及数据管理系统通信及数据管理系统具有下列功能：
―在发射及着陆期间进行S波段通信；
―在轨道运行期间通过数据中继卫星进行S波段及K波段通信；
―在轨道上与空间站进行通信；
―通过数据中继卫星进行遥测监控；
―通过接收指令信号进行机载设备的控制与管理；
―在再入大气层阶段进行数据存储。
发射与回收HOPE从鹿儿岛空间发射中心垂直发射。发射时轨道飞机安装在H-Ⅱ运载火箭的顶部。发射后10～15分钟，到达250公里高的中间轨道，然后轨道飞机与H-Ⅱ运载火箭分离。H-Ⅱ运载火箭在坠落时烧毁，轨道飞机则先进入380公里高的共同轨道，再从共同轨道进入空间站所在的目标轨道与空间站对接，在空间站停留1至2天，装卸货物。返回时先进入360公里高的中间轨道，然后从中间轨道脱轨，再入大气层，定点着陆。完成一次飞行任务时间约为100小时。
