HTV (kompendium)

[Scorus]

CHARAKTERYSTYKA STATKU TYPU HTV

Pojazd typu HTV ma kształt walca. Jego długość wynosi 9.8 metra, a średnica - 4.4 metra. Jego masa w konfiguracji startowej wynosi typowo około 15 000 kilogramów. Bez ładunku masa wynosi 10 500 kg. Na pokładzie statku można umieścić maksymalnie do 6 000 kg ładunku dla ISS.

Po starcie pojazd wyklinuje manewry orbitalne za pomocą swoich silników, a po zbliżeniu się do stacji jest przechwytywany przez ramię CanadArm2 i dołączany do skierowanego w stronę nadiru mechanizmu cumowniczego (Common Berthing Mechanism - CBM) modułu Harmony. Nie ma zdolności automatycznego cumowania od stacji. W trakcie cumowania do ISS używane są 2 zasadnicze systemu umieszczone w kompleksie japońskim - system komunikacyjny używany w pobliżu ISS (Proximity Communication System - PROX), oraz reflektor laserowy (Laser Rader Reflector - LRR).

System PROX pozwala na bezpośrednią łączność pomiędzy HTV a ISS. W skład systemu PROX wchodzą: anteny PROX (PROX Antennas), anteny PROX-GPS (PROX-GPS Antennas), system łącznościowy (PROX Communication Equipment), wyposażenie GPS (PROX GPS Equipment), system zarządzający danymi (Data Handling Equipment), oraz panel sterowania sprzętem (Hardware Command Panel - HCP). Większość wewnętrznych komponentów jest zainstalowana w regale komunikacji interorbitalnej (Inter-orbit Communication System Rack - ICS-R). HPC znajduje się na stacji sterowniczej CanadArm2 w module Destiny (ostatecznie znajdzie się w module Cupola). Służy do dodatkowej kontroli statku w czasie jego przechwytu, jako uzupełnienie zestawu laptopów używanych na ISS. Za jego pomocą do statku można wysyłać komendy zatrzymujące zbliżanie się do ISS, oddalające statek na 30 lub 100 m od ISS, przerywające zbliżanie się w nagłych wypadkach, oraz wyłączające silniki przez przechwyceniem za pomocą CanadArm2. Anteny PROX są umieszczone na zewnętrznych ścianach JEM Kibo. Służą one do bezpośredniej łączności między HTV a ISS. Antena GPS znajduje się na zewnątrz JEM ELM PS. Dostarcza ona informacji na temat odległości HTV od ISS, oraz o jego położeniu na orbicie.


Reflektor LRR jest umoszczony na zewnętrznej ścianie modułu JEM Kibo skierowanej w stronę nadiru. Odbija on wiązki laserowe wysyłane przez umieszczony na HTV sensor zbliżenia (Rendezvous Sensor - RVS). Dzięki temu mierzona jest odległość między statkiem a ISS.

Maksymalny czas lotu samodzielnego HTV wynosi 100 godzin. Czas zacumowania od ISS jest planowany typowo na ponad 30 dni. Pojazd HTV składa się z dwóch modułów: modułu serwisowego (Service Module); oraz nosiciela ładunku (Cargo Carier Module).

Moduł serwisowy zawiera wszystkie podstawowe podsystemy statku kosmicznego. Ma kształt walca, i składa się z dwóch sekcji: sekcji napędowej (Propulsion Section); oraz sekcji awioniki (Avionics Section).

Sekcja napędowa ma długość 1.27 m. Wewnątrz niej znajdują się 4 zbiorniki paliwa dla silników statku. Paliwo stanowi MON3 oraz MMH. Maksymalne ilości tych składników to odpowiednio 1 514 kg i 918 kg. Typowo całkowita masa paliwa wynosi 2 tony, a maksymalnie - 2.4 tony. Statek posiada 8 silników głównych o ciągu 490 N, oraz 28 silniczków korekcyjnych 110 N, których ciąg może być regulowany. Te ostatnie służących do kontroli orientacji pojazdu. Działanie silników podczas manewrów i w czasie zbliżania się do ISS jest kontrolowane za pomocą rozkazów rozsyłanych z sekcji awioniki. Odpowiednie ciśnienie w systemie napędowym jest utrzymywane za pomocą gazowego helu. W sekcji napędowej znajdują się 4 małe zbiorniki tego gazu.

Sekcja awioniki ma długość 1.25 m. Zawiera podsystemy elektroniczne statku, sprzęt nawigacyjny, sprzęt komunikacyjny, systemu zasilania, jednostki kontrolne itp. Pozwalają one na automatyczny lub sterowany lot statku. Sekcja ta pośredniczy w rozprowadzaniu energii elektrycznej do wszystkich komponentów statku. Pozwala też na odbieranie komend bezpośrednio z Ziemi lub z satelitów wymiany danych TDRS (Tracking and Data Relay Satellite). Wysyła też dane telemetryczne na Ziemię lub ISS. W skład systemów nawigacyjnych wchodzi antena GPS, osobne sensory używane podczas zbliżania się do ISS, sensor Ziemi, komputer nawigacyjny, oraz osobna jednostka obróbki danych. W skład systemu komunikacyjnego wchodzi system łączności orbitalnej (Inter-Orbit Link System - IOS) służący do wymiany danych z satelitami TDRS oraz system łącznościowy używany w pobliżu ISS (Proximity Link System - PLS). System PLS pozwala na łączność z ISS. W obu systemach stosowane jest pasmo S. System obróbki danych kontroluje temperaturę sekcji awioniki i sekcji napędowej, warunki środowiskowe w PLC, a także kontroluje inne systemy. Pozwala też na wykrywanie anomalii. Otrzymuje on rozkazy z Ziemi lub z ISS i wysyła nade telemetryczne poprzez system komunikacyjny.

Statek jest zasilany z użyciem małych paneli słonecznych na powierzchni pojazdu. Łącznie posiada on 57 niewielkie panele. Na PLC znajduje się 20 paneli, na ULC 23 panele, na sekcji awioniki 8 paneli, a na sekcji napędowej - 6 paneli. System zasilania składa się z dwóch jednostek głównych (Main Bus Units - MBUs), 11 nieładowalnych baterii głównych (Primary Battery - P-BAT), dwóch jednostek kontroli rozładowywania baterii (Battery Discharge Control Units - BDCUs), jednej dodatkowej baterii ładowalnej (Secondary Battery - S-BAT), oraz jednostki kontroli zasilania (Power Control Unit - PCU). Elementy te są umieszczone w sekcji awioniki. W czasie gdy pojazd jest zacieniony energia do wszystkich jego komponentów jest dostarczana z baterii S-BAT i P-BAT. Gdy po zacumowaniu do ISS zasilanie ze stacji nie jest dostępne, energię zapewnia bateria P-BAT. Energia dostarczana przez panele słoneczne jest regulowana przez PCU. PCU kieruje energię do MBU i ładuje baterię S-BAT. W czasie gdy statek jest zacumowany do ISS, typowo jest zasilany energią ze stacji. Jest ona regulowana przez konwertery DC/DC i doprowadzana do wszystkich komponentów statku.

Nosiciel ładunku jest największym, cylindrycznym składnikiem statku. W nim umieszczane są ładunki transportowane na stację. Moduł ten ma długość 9.2 metra. Składa się z dwóch sekcji: sekcji ciśnieniowej (Pressurized Logistocs Carrier - PLC); oraz sekcji nieciśnieniowej (Unpressurized Logistocs Carrier - ULC). Za jego pomocą na stację można dostarczyć do 6000 kilogramów zaopatrzenia.

Sekcja ciśnieniowa PLC ma długość 3.14 m. Pozwala na dostarczenie maksymalnie 4 500 kg ładunku. PLC otrzymuje z sekcji awioniki zasilanie na poziomie 50V DC. Energia jest rozprowadzana następnie do elementów wewnątrz modułu. Po zacumowaniu do ISS odbiera 120V DC z sytemu energetycznego stacji. Zasilanie kieruje wtedy do wyposażenia wewnątrz, jak i do sekcji awioniki. Sekcja PLC jest wypełniona sztuczną atmosferą pod zwyczajnym ciśnieniem 1 atmosfery. Ciśnienie jest kontrolowane za pomocą odpowiednich sensorów. Gdy ściśnienie wzrasta ponad ustalony poziom, jest regulowane poprzez otwarcie odpowiednich zaworów. Warunki środowiskowe w sekcji ciśnieniowej są takie same jak w ciśnieniowych modułach stacji. Temperatura jest kontrolowana zarówno w czasie lotu samodzielnego, jak i po zacumowaniu do ISS. Po zacumowaniu temperatura powietrza jest zrównywana z temperaturą wewnątrz stacji, co zapobiega kondensacji pary wodnej. Służą do tego grzejniki umieszczone w ścianach. Na statku umieszczono sensory monitorujące temperaturę. We wnętrzu PLC zainstalowane są też sensory dymu. Przed odcumowaniem są one demontowane i zabierane na pokład stacji. Wewnątrz PLC znajdują się też 4 zestawu oświetlenia. Światło może być włączane i wyłączane ręcznie przez astronautów. Również lampy są demontowane przed odcumowaniem. W ciemności drogę do wyjścia wskazują świecące znaki. Przepływ powietrza między PLC a modułem Harmony zapewnia system wentylacyjny (Inter-Module Ventilation System - IMV).

W sekcji ciśnieniowej umieszczane są takie zasoby jak żywność, woda i inne materiały wykorzystywane wewnątrz stacji. Wyposażenie wewnątrz jest umieszczane w standardowych regałach ładunku użytecznego (International Standard Payload Racks - ISPR) lub w regałach zaopatrzeniowych HTV (HTV Resupply Racks - HRR). Regały są umieszczone w 2 wnękach. Wnęka 1 (Bay 1) znajduje się od strony włazu, a wnęka 2 (Bay 2) po przeciwnej stronie. W każdej wnęce można umieścić 4 regały tak, że statek może zabrać 8 regałów. W zatoce 1 można umieść regały ISPR jak i HRR. W zatoce 2 można zainstalować tylko regały HRR. Regały ISPR są wyjmowane i mogą być przenoszone ze statku na pokład ISS. Regały HRR nie mogą być przenoszone. Pod koniec misji są w nich umieszczane śmieci. Podczas misji HTV-1 zastosowano zmodyfikowany typ regału - regał magazynowy sekcji ciśnieniowej (Pressurized Stowage Resupply Rack - PSRR). Regały te miały interfejsy podobne do ISPR i zostały przeniesione do modułów japońskich.

Na szczycie sekcji PLC znajduje się system cumowniczy (Common Berthing Mechanism - CBM) umożliwiający przyłączenie pojazdu do stacji. Procedura cumowania musi być wysoce godna zaufania. Dlatego została przetestowana na japońskich satelitach inżynieryjnych 7 (Engineering Test Satellite 7), czyli Orihime i Hikoboshi.

Cumowanie ułatwia zestaw świateł na zewnętrznej powierzchni PLC. Umieszczono na nim 4 światła wskazujące orientację statku (2 czerwone na lewym boku PLC i 2 zielone na boku prawym), oraz 2 światła cumowania (1 białe i 1 żółte) na stożku blisko CBM. Światła te informują astronautów o pozycji i orientacji przestrzennej statku w czasie gdy zbliża się on do ISS.

Sekcja nieciśnieniowa ULC ma długość 3.5 m. Pozwala na dostarczenie maksymalnie 1 500 kg ładunku. Jest próżniowa i zawiera sprzęt instalowany na zewnątrz stacji. Ładunki w tej sekcji są umieszczane na zewnętrznej palecie statku HTV (Exposed Pallet - EP). Podczas lotu do ISS paleta jest zamocowana w jego wnętrzu za pomocą 4 mechanizmów separacyjnych (Tie-down Separation Mechanism - TSM), które mogą być zdalnie odblokowywane podczas wyjmowania palety. Po ponownym umieszczeniu palety w ULC jest ona przyłączana za pomocą oddzielnego mechanizmu mocującego (Hold-down Mechanism - HDM). Odłączanie kabli zasilania i wymiany danych biegnących między ULC i EP umożliwia odpowiedni mechanizm odłączający (Harness Separation Mechanism - HSM). Jest on umieszczony blisko wylotu ULC. Ponownie wsuwanie EP do ULC ułatwiają szyny oraz wałki. W ULC umieszczono 3 szyny - po jednej przy prawym i lewym brzegu, oraz na dolnej powierzchni komory ULC skierowanej w stronę nadiru. Na palecie EP umieszczony jest zestaw wałów - po 9 przy brzegu lewym i prawym oraz 1 na jej dolnej stronie, po zacumowaniu skierowanej stronę nadiru.
 
Paleta EP może utrzymywać do 1 500 kg ładunku. Jest wyjmowana bezpośrednio w przestrzeni kosmicznej za pomocą manipulatora CanadArm2. Po wyciagnięciu z ULC paleta EP może też być przenoszona za pomocą ramienia JEM RMS. Podczas misji HTV można zastosować 2 typy EP - dla ładunków przeznaczonych dla JEM EF oraz dla innych zewnętrznych ładunków. W przypadku dostarczania sprzętu na JEM EF ładunki na palcie mają postać standardowych jednostek ładunku użytecznego palety JEM EF (Exposed Facility Payloads - EFPL). Na palecie można umieścić 2 (maksymalnie 3) takie jednostki. EP w tej wersji jest przyłączona do platformy JEM EF w japońskim kompleksie ISS. W przypadku dostarczania innego wyposażenia na palecie umieszczane są elementy wymienialne na orbicie (Orbital Replacement Units - ORU) takie jak np baterie. Paleta w tej wersji jest przyłączana do interfejsu ładunku użytecznego i ORU (Payload/ORU Accommodation Interface - POA) na MBS. Podczas 1 lotu na palecie tego typu można dostarczyć do 6 jednostek ORU. Pod koniec misji paleta w obu przypadkach jest ponownie umieszczana w ULC za pomocą manipulatora CanadArm2.

Ładunki dla JEM EF są przyłączane do EP poprzez mechanizm przyłączeniowy ładunku HTV (HTV Cargo Attachment Mechanism - HCAM). Jego elementy znajdują się w każdym z 4 kątów jednostki EFPL. Odłączanie przewodów zasilających grzejniki EFPL podczas ich przenoszenia za pomocą JEM RMS umożliwia mechanizm separacji połączeń (HTV Connector Separation Mechanism - HCSM). Może on również ponownie przyłączać kable pomiędzy EFPL a EP. Przyłączanie manipulatorów JEM RMS i CanadArm2 umożliwiają 2 rodzaje interfejsów - interfejs otwieranly w czasie lotu (Flight Releasable Grapple Fixture - FRGF), oraz interfejs zasilania oraz danych wideo (Power and Video Grapple Fixture - PVGF). PVGF umożliwia również przyłączanie EP do POA. Dzięki niemu zachodzi wymiana danych i dostarczanie energii z ISS poprzez CanadArm2 lub POA. W czasie lotu do ISS paleta EP otrzymuje zasilanie na poziomie 50V DC z modułu awioniki. Po zacumowaniu odbiera zasilanie na poziomie 120V DC z systemu elektrycznego ISS poprzez ULC. Po odłączeniu palety od ISS w trakcie jej ponownego załadunku do ULC nie jest ona zasilana.

[Scorus]

CHARAKTERYSTYKA RAKIETY H-2B

Pierwszy start rakiety typu H-2 miał miejsce 3 lutego 1994 roku. Wersja H-2B została opracowana przez JAXA i Mitsubishi Heavy Industries specjalnie do wynoszenia statków typu HTV. JAXA była odpowiedzialna za wstępny projekt, przygotowanie stanowiska startowego i rozwój potrzebnych technologii. Mitsubishi Heavy Industries wytwarza tą rakietę. Podczas projektowania H-2B szeroko zastosowano elementy rakiety H-2A. Nowy projekt zwiększył wydajność, zmniejszył ryzyko, oraz przyspieszył czas przygotowań do startu. Podczas rozwoju rakiety wykonano serię odpaleń testowych symulowanego systemu napędowego stopnia 1 (Battleship Firing Tests). Testy te rozpoczęły się w marcu 2008r i były prowadzone na poligonie Tashiro (Tashiro Test Facility) w Odate, Prefektura Akita. Przed starem pierwszej rakiety wykonano też serię próbnych odpaleń silnika stopnia 1 (Captive Firing Tests). Pierwszy test miał odbyć się 27 marca 2009r o godzinie 02:30 UTC, ale został anulowany z powodu niemożności aktywowania systemu chodzenia platformy startowej. Przyczyną było nie otworzenie ręcznego zaworu. Kolejnym terminem testu stał się 1 kwietnia. Wtedy jednak została anulowana z powodu wycieku w róże systemu odprowadzania spalin z platformy. Test został z sukcesem przeptowadzony 2 kwietnia 2009r, o godzinie 05:00 UTC. Kolejny test był przewidziany na 20 kwietnia, ale został odłożony o 2 dni z powodu niekorzystnej pogody. Przeprowadzono go 22 kwietnia. Silnik stopnia 1 został wtedy odpalony o 04:00 UTC i pracował 150 sekund. Dodatkowe testy na symulowanym systemie napędowym były prowadzone do 11 lipca 2009r. Koszt programu rozwojowego wyniósł 27 miliardów jenów.

Masa rakiety H-2B wynosi 551 000 kg. Średnica całkowita wynosi 5.2 metry. Ładunek użyteczny wynoszony na niską orbitę okołoziemską (Low Earth Orbit - LEO) to 19 000 kilogramów, zaś na transferową orbitę geostacjonarną (Geostationary Transfer Orbit - GTO) - 8 000 kilogramów.

Rakietę tworzą dwa stopnie. Pierwszy stopień ma średnicę 5.2 metra. Jego długość wynosi 24.4 metra. Paliwem jest ciekły tlen i ciekły wodór. Silnik to LE-7A. Do rdzenia używającego paliwa ciekłego dołączone są 4 silniki pomocnicze na paliwo stałe (Solid Rocket Boosters - SRB). Jest to modyfikacja w stosunku do rakiet H-2A, w które posiadają 2 silniki SRB. Rdzeń ma też większą średnicę, rakiety H-2A mają rdzeń o średnicy 4 metrów. Stopień 1 jest o 1 metr dłuższy od pierwszego stopnia H-2A. Dzięki tym modyfikacją zwiera on o 1.7 raza więcej paliwa niż w przypadku H-2A. Paliwem w SBR polibutadien.

Drugi stopień ma średnicę 4 metrów, a długość - 28 metrów. Silnik LE-5B tego stopnia, wykorzystuje paliwo płynne (LOX/LH2).

[Scorus]

MISJA HTV-1

Misja HTV-1 była pierwszym lotem japońskiego statku transportowego typu HTV, oznaczonego jako HTV 1. Jej celem było dostarczenie zaopatrzenia do wnętrza ISS, dostarczenie wyposażenia dla palety JEM EF, oraz przetestowanie nowego statku transportowego. Do celów inżynieryjnych należało zademonstrowanie operacji podczas cumowania statku typu HTV do ISS; weryfikacja ogólnego bezpieczeństwa i technologii kontroli lotu statku tego typu; demonstracja wiarygodności konstrukcji podczas lotu orbitalnego; weryfikacja działania awioniki i systemu napędowego; oraz demonstracja funkcjonalności ciśnieniowej części statku podczas pracy astronautów.

W sekcji ciśnieniowej statku, czyli ciśnieniowym nosicielu ładunku PLC wyposażenie dla ISS umieszczono w 7 regałach zaopatrzeniowych HRR, oraz w 1 regale zaopatrzeniowym sekcji ciśnieniowej PSRR. Zapasy umieszczone w tych regałach znajdowały się w torbach transferu wyposażenia (Cargo Transfer Bags - CTBs). Ponieważ był to pierwszy lot statku typu HTV masa ładunku była mniejsza niż standardowa ładowność PLC. Wymusiło to dodatkowe paliwo i baterie potrzebne do wykonania serii testów przed cumowaniem do ISS. W PLC umieszczono 3 600 kg zaopatrzenia. Z tego jedzenie stanowiło 1 890 funtów, różnego rodzaju sprzęty - 1 249 funtów, materiały JAXA - 1 149 funtów, rzeczy dla załogi - 384 funtów, a wyparzenie komputerowe - 215 funtów. W skład sprzętu JAXA wchodziło między innymi małe ramię precyzyjne (Small Fine Arm - SFA), czyli mały zdalny manipulator stanowiący zakończenie JEM RMS i przeznaczony do wykonywania precyzyjniejszych prac na palecie JEM EF. Element ten miał długość 1.7 metra. Umożliwiał podnoszenie ładunków o masie do 300 kg.

W nieciśnieniowym nosicielu ładunku ULC umieszczono paletę zewnętrzną EP z dwoma eksperymentami przeznaczonymi do instalacji na platformie JEM EF. Łącznie ładunek miał masę 900 kg. W jego skład wchodził japoński nadprzewodnikowy system sondujący emisję sumilimetrową z krawędzi traczy Ziemi (Superconducting Submillimeter-Wave Limb-Emission Sounder - SMILES) o masie 475 kg i należący do NASA multispektralny system obrazujący brzegowych części oceanów i system do badań atmosfery i jonosfery (Hyperspectral Imager for the Coastal Ocean and Atmospheric and Ionospheric Detection System Experiment Payload - HREP) o masie 381 kg. Były to pierwsze duże instrumenty do badań Ziemi jakie umieszczono na ISS.

Eksperyment SMILES miał na celu zademonstrowanie wrażliwego systemu rejestracji emisji mikrofalowej zdolnego do badań globalnego rozkładu gazów śladowych występujących w stratosferze. Było to pierwsze urządzenie stosowane na orbicie w którym zastosowano niskoszumowy odbiornik nadprzewodnikowy schłodzony do temperatury 4K za pomocą odpowiedniego systemu chłodzącego. Rejestrowane fale sublimiterowe były szczególnie przydatne do badań rozkładu ozonu. Czas pracy tego systemu był gwarantowany na 1 rok, jednakże planowano jego użytkowanie tak długo jak będzie on sprawny.

System HREP składał się z 2 sensorów - multispektralnego systemu obrazującego strefy przybrzeżnej oceanów (Hyperspectral Imager for the Coastal Ocean - HICO) oraz system do badań atmosfery i jonosfery (Atmospheric and Ionospheric Detection System - RAIDS). HICO był demonstracją zastosowania w warunkach lotu kosmicznego systemu obrazującego typu Maritime (Maritime Hyper-Spectral Imagery - MHSI). Pozwalał on na badania stref litoralnych mórz i oceanów. RAIDS był systemem teledetekcyjnym pracującym w zakresie ultrafioletu i światła widzialnego. Pozwalał on na uzyskiwanie profili gęstości elektronów i gazów neutralnych w górnej części atmosfery Ziemi. Dane te pozwalały na poprawienie modeli jonosfery oraz wpływu szczątkowej atmosfery na sztuczne satelity. System ten był zdalnie obsługiwany przez Centrum Integracji Operacji Ładunku Użytecznego (Payload Operations Integration Center - POIC) w Huntsville, w stanie Alabama. Załoga stacji nie brała udziału w jego obsłudze.

Start statku HTV 1 miał miejsce 10 września 2009r o godzinie 17:01:46 UTC za pomocą rakiety H-2B. Było to pierwsze zastosowanie tej wersji rakiety H-2. Użyto konfiguracji 304, z owiewką typu 5S-H. Miejscem startu był kosmodrom Tanegashima Space Center (TNSC), kompleks startowy Yoshinobu (Yoshinobu Launch Complex), platforma startowa 2 (Launch Pad 2 - LP2). Było to pierwsze użycie tego stanowiska startowego. Po starcie od rakiety oddzieliły się 4 silniki pomocnicze na paliwo stałe (Solid Rocket Booster - SRB). Oddzielały się one po 2 w jednym czasie. Miało to miejsce 2 minuty i 4 sekundy oraz 2 minuty i 7 sekund po starcie. Owieska została odrzucona po 3 minuty i 40 sekund po starcie. Stopień 1 oddzielił się 5 minut i 40 sekund po stracie. Następnie działanie silnika stopnia 2, trwające 8 minut i 19 sekund pozwoliło na umieszczenie statku HTV 1 na eliptycznej orbicie. Silnik ten został wyłączony 14 minut i 20 sekund po stracie. Miało to miejsce w czasie gdy statek przelatywał nad oceanem na północny wschód od Nowej Gwinei. Uzyskana orbita charakteryzowała się perygeum na wysokości 199.8 km (planowano 200 +/-10 km) i apogeum na wysokości 299.9 km (plan - 300 +/-2 km). Nachylenie płaszczyzny orbity do równika wynosiło 51.69 stopnia (planowano 51.67 +/- 0.15 stopnia). 15 minut i 11 sekund po starcie, o godzinie 17:17:11 UTC stopień 2 oddzielił się od HTV 1. Następnie nastąpiła aktywacja systemów HTV 1. Po automatycznym sprawdzeniu stanów systemu statku, HTV 1 nawiązał łączność z satelitą TDRS i kontrolą misji HTV (Mission Control Room - MCR) w Tsukuba Space Center (TKSC).

Po starcie statek rozpoczął fazę lotu na ISS. Normalnie dla statków typu HTV fazę tą zaplanowano na 3 dni. W tym wypadku jednak trwała ona 7 dni. Czas ten przeznaczono na wszechstronne przetestowanie systemów statku. W czasie 2 dnia misji, 11 września pojazd kontynuował lot w dużej odległości od ISS. Podczas 3 dnia lotu, 13 września wykonano serię testów w dużej odległości od stacji. Obejmowały one test manewru unikania kolizji (Collision Avoidance Maneuver - CAM). Przeprowadzono też testy kontroli orientacji statku za pomocą jego systemu nawigacyjnego, testy jednostki kontrolnej procedury przerwania cumowania (Abort Control Unit - ACU), testy korekt dużych odchyleń od właściwej orientacji przestrzennej, oraz testy lotu z dezaktywowanymi silnikami. Od 4 do 7 dnia misji statek znajdował się w dużej odległości od stacji. W tym czasie zespół zarządzający ISS analizował dane zebrane podczas testów. 6 dnia misji, 15 września wydano zgodę na zbliżenie statku do stacji i cumowanie.

Statek dotarł w pobliże ISS 8 dnia misji, 17 września 2009r, co rozpoczęło fazę bliskich operacji i cumowania. W tej fazie pojazd najpierw dotarł do strefy komunikacyjnej (Communication Zone), 23 kilometry do ISS. W tej odległości bezpośrednio komunikował się ze stacją. Służył do tego jego system łącznościowy używany w bliskości stacji PROX. Następnie pojazd został skierowany w bezpośrednią bliskość ISS przy zastosowaniu relatywnej nawigacji GPS (Relative GPS Navigation - RGPS). W ten sposób o godzinie 13:59 UTC znalazł się w punkcie inicjacji zbliżenia (Approach Initiation Point - AI), w odległości 5 kilometrów od ISS. Po wydaniu zgody przez zespół zarządzający ISS (ISS Mission Management Team - IMMT) statek rozpoczął przemieszczenie z punktu AI do punktu finalnego zbliżenia (Final Approach Point), w odległości 500 metrów od ISS. Miało to miejsce o godzinie 15:31 UTC. Stosowno wtedy nawigację RGPS. HTV 1 podszedł do ISS od strony nadiru. Wtedy rozpoczęto ostatnią fazę cumowania, polegającą na wychwycie statku za pomocą ramienia CanadArm2. Ta faza misji nosiła nazwę PROX Operations. Z punktu w odległości 500 metrów od stacji statek rozpoczął zbliżanie się do stacji. W tym czasie stosowany był laserowy sensor zbliżenia (Rendezvous Sensor - RVS). Wiązka lasera wysyłana przez urządzenie na statku odbijała się od reflektora ustawionego na ścianie modułu JEM Kibo zwróconej w stronę nadiru. Statek zatrzymał się w odległości 300 metrów od ISS, w punkcie zatrzymania (Hold Point). Następnie zbliżył się na 30 metrów i został zatrzymany w punkcie parkingowym (Parking Point). W tym miejscu statek został obrócony o 180 stopni. Miało to na celu przygotowanie ewentualnego manewru szybkiego oddalenia się od stacji w przypadku nagłych problemów. Następnie HTV 1 zbliżył się na odległość 10 metrów, gdzie został zatrzymany w punkcie przechwytu (Berthing Point). Zbliżanie się następowało z szybkością 1 - 10 metrów na minutę. Ta faza cumowania nosiła nazwę RVS Navigation Phase. Załoga ISS wysyłała do statku komendy za pośrednictwem panelu sterowania sprzętem HCP. W przypadku nagłej, nieprzewidzianej sytuacji załoga stacji mogła wydać polecenie oddalenia się od ISS. Po dotarciu do punktu przechwytu załoga wyłączyła silniki HTV 1. Statek został następnie pochwycony przez ramię CanadArm2. Miało to miejsce o godzinie 19:47 UTC, a przechwyt został zakończony o 19:51 UTC. Nastąpiło gdy oba statki przelatywały na wysokości 225 mil ponad wschodnią Rumunią. Ramieniem CanadArm2 sterowała wtedy Nicole Stott (Ekspedycja 20). W procedurze uczestniczyli też Frank De Winne i Bob Thirsk. Po przechwyceniu pojazd został powoli przysunięty do miejsca cumowania, przy skierowanym w stronę nadiru mechanizmie cumowniczym (Common Berthing Mechanism - CBM) modułu Harmony. Cała operacja trwała ponad 2 godziny. Ramieniem sterował w tym czasie Robert Thirsk. Statek został ustawiony w pozycji cumowania o godzinie 22:08 UTC. Po zetknięciu CMB HTV 1 i Harmony zadziałało 16 automatycznych rygli i 4 zatrzaski, które połączyły statek z ISS. Cumowanie zostało odnotowane o godzinie 22:12 UTC. W czasie nocy inżynierowie zdalnie konfigurowali systemy statku transportowego.

Następnego dnia, 18 września, już po odpowiednim skonfigurowaniu systemów statku załoga rozpoczęła przygotowania do wejścia na jego pokład. Astronauci wykonali testy szczelności połączenia i podłączyli odpowiednie kable. Pozwoliło to na ustabilizowanie ciśnienia i aktywację oświetlenia w ciśnieniowym nosicielu ładunku. Czynności te zostały wykonane zdalnie przez kontrolę misji HTV. Następnie około godziny 18:20 UTC astronauci otworzyli włazy prowadzące do PLC. Po otwarciu włazów uruchomiony został system wentylacji wewnętrznej IMV, pozwalający na przepływ powierza między PLC a Harmony. Po wejściu do PLC astronauci najpierw umieścili w nim takie narzędzia jak przenośny aparat tlenowy (Portable Breathing Apparatus - PBA) i przenośną gaśnicę (Portable Fire Extinguisher - PFE). Następnie załoga rozpoczęła rozładunek materiałów zgromadzonych w PLC. Od 10 do 13 dnia misji załoga prowadziła transfery zaopatrzenia.

Gdy statek był zacumowany do stacji, 23 września przeniesiono też jego paletę zewnętrzną EP. Posłużyło do tego ramię CanadArm2. Sterowała nim Nicole Stott. W celu przeniesienia palety CanadArm2 pochwycił ją i powoli wyciągnął z wnętrza nieciśnieionwego nosiciela ładunku ULC. Miało to miejsce o godzinie 09:00 UTC. CanadArm2 przeniósł ją następnie do punktu, w którym została pochwycona za pomocą ramienia JEM RMS w japońskiej części stacji. Przekazanie palety ramieniu JEM RMS nastąpiło o godzinie 10:30 UTC. Ramieniem tym sterował Frank De Winne za pomocą stacji sterowniczej w module JEM Kibo. Ramię JEM RMS przeniosło EP w pobliże palety JEM EF. EP został przyłączy do niej za pośrednictwem interfejsu nazywanego jednostką wymiany wyposażenia (Equipment Exchange Unit - EEU). Część mechanizmu na JEM EF była nazywana jednostką platformy zewnętrznej (Exposed Facility Unit - EFU). Paleta została przyłączona do EFU-10. Nastąpiło to o godzinie 13:32 UTC.

24 września elementy zgromadzone na palecie EP były przenoszone za pośrednictwem JEM RMS i przyłączane do odpowiednich mechanizmów EFU platformy JEM EF. Ramieniem sterował Frank De Winne. Najpierw ramię JEM RMS pochwyciło system HREP. Został on zdalnie odłączony od palety i przeniesiony w pobliże miejsca instalacji na JEM EF. Następnie został przyłączy do EFU-6. Kilka godzin później rozpoczęło się przenoszenie systemu SMILES. Po odłączeniu końcówki ramienia od HREP manipulator pochwycił eksperyment SMILES. Po odłączeniu od EP został on podłączony do JEM EF poprzez EFU-3.

Po zakończeniu przenoszenia materiałów z EP, 15 września element ten został ponownie umieszczony w ULC. W tym celu paleta EP została pochwycona przez JEM RMS i odłączona od JEM EF około godziny 09:00 UTC. Potem paleta została przekazana ramieniu CanadArm2. Nastąpiło to o 13:20 UTC. Manipulator ten przemieścił EP w pobliże HTV 1 i wsunął do ULC. Tam paleta EP została automatycznie zamocowana, a końcówka CanadArm2 odłączona. W następnych dniach załoga zajmowała się kończeniem rozładowywania zapasów umieszczonych w PLC. Prowadzony był też załadunek śmieci i zbędnego wyposażenia. Łącznie na HTV-1 umieszczono 1 600 funtów niepotrzebnych rzeczy.

Po zakończeniu rozładunku wyposażenia i pakowania śmieci HTV 1 został odłączony od stacji. Przygotowania do odłączenia rozpoczęły się na dzień przed odcumowaniem. W ich ramach dezaktywowany został system IMV, zdemontowane reflektory, detektory dymu, gaśnice i przenośny aparat tlenowy. Załoga odłączyła kable, zamknęła włazy i wykonała testy szczelności. Odłączenie nastąpiło 30 października. HTV 1 został pochwycony za pomocą CanadArm2 i odłączony od CMB Harmony o godzinie 15:02 UTC. Ramieniem sterował Bob Thirk. Dezaktywowano następnie część systemów statku. Następnie ramię CanadArm2 przeniosło statek w punkt uwolnienia (Release Point). W nim końcówka CanadArm2 została odłączona od statku. Ramieniem sterowała wtedy Nicole Stott. Odłączenie nastąpiło o godzinie 17:32 UTC. W tym czasie oba statki przelatywały na wysokości 214 mil ponad Oceanem Spokojnym. Statek był połączony z ISS przez 43 dni. Po uwolnieniu statku aktywowane zostały jego silniki. Dzięki nim pojazd został oddalony od stacji. W tym celu wykonano 2 małe manewry, 5 minut i 10 minut po odłączeniu. W kolejnych godzinach wykonane zostały też 2 większe manewry.

Statek znajdował się na obrocie jeszcze 2 dni. Finalnie HTV 1 został zdeorbitowany 1 listopada. Tego dnia wykonane zostały 3 manewry silnikowe. Pierwsze odpalenie silników miało miejsce o godzinie 14:55 UTC, a drugie jedną orbitę później, o godzinie 16:25 UTC. Ostatni manewr powodujący deorbitację został wykonany o godzinie 21:01 UTC, w czasie gdy statek przelatywał nad południową częścią Japonii. Statek wszedł w atmosferę o godzinie 21:26 UTC. Większość jego elementów spłonęła w atmosferze. Fragmenty które przetrwały (głównie elementy zbiorników paliwa) spadły do południowego Oceanu Spokojnego, w połowie drogi między Nową Zelandią a Ameryką Południową.

Misja HTV-1 trwała 52 dni. Zakończyła się pełnym sukcesem. W jej ramach wszechstronnie przetestowano statek typu HTV i rakietę H-2B. Bez większych problemów dostarczono zaopatrzenie dla ISS. Obecnie planowanych jest jeszcze 5 misji statków tego typu do roku 2016. Statki HTV będą odgrywały bardzo istotna rolę w nadchodzących latach. Po wycofaniu wahadłowców będą jedynym sposobem dostarczania na stację dużych ładunków zewnętrznych.