Geosynchrone Satelliten-Trägerrakete - Geosynchronous Satellite Launch Vehicle

GSLV
Das vollintegrierte GSLV-F05 mit INSAT-3DR auf der zweiten Startrampe.jpg
GSLV-F05 mit INSAT-3DR auf der zweiten Startrampe
Funktion Startsystem mit mittlerem Hub
Hersteller ISRO
Ursprungsland Indien
Kosten pro Start 47 Millionen US-Dollar
Größe
Höhe 49,13 m (161,2 Fuß)
Durchmesser 2,8 m (9 Fuß 2 Zoll)
Masse 414.750 kg (914.370 lb)
Etappen 3
Kapazität
Nutzlast zu LEO
Masse 5.000 kg (11.000 Pfund)
Nutzlast zu GTO
Masse 2.700 kg (6.000 lb)
Startverlauf
Status
Startseiten Satish Dhawan
Gesamteinführungen 14 (6 Mk I, 8 Mk II)
Erfolg(e) 8 (2 Mk I, 6 Mk II)
Fehler 4 (2 Mk I, 2 Mk II)
Teilfehler 2 (Mk I)
Erster Flug
Letzter Flug
Bemerkenswerte Nutzlasten Südasien-Satellit
Booster
Nr. Booster 4 L40 Stunden
Länge 19,7 m (65 Fuß)
Durchmesser 2,1 m (6 Fuß 11 Zoll)
Treibmittelmasse 42.700 kg (94.100 lb) pro Stück
Motoren 1 L40H Vikas 2
Schub 760 kN (170.000 lb f )
Gesamtschub 3.040 kN (680.000 lb f )
Spezifischer Impuls 262 s (2,57 km/s)
Brenndauer 154 Sekunden
Treibmittel N 2 O 4 / UDMH
Erste Stufe
Länge 20,2 m (66 Fuß)
Durchmesser 2,8 m (9 Fuß 2 Zoll)
Treibmittelmasse 138.200 kg (304.700 lb)
Motoren 1 S139-Booster
Schub 4,846.9 kN (1.089.600 lb f )
Spezifischer Impuls 237 s (2,32 km/s)
Brenndauer 100 Sekunden
Treibmittel HTPB ( fest )
Zweite Etage
Länge 11,6 m (38 Fuß)
Durchmesser 2,8 m (9 Fuß 2 Zoll)
Treibmittelmasse 39.500 kg (87.100 lb)
Motoren 1 GS2 Vikas 4
Schub 846,8 kN (190.400 lb f )
Spezifischer Impuls 295 s (2,89 km/s)
Brenndauer 139 Sekunden
Treibmittel N 2 O 4 / UDMH
Zweite GS2 (GL40) Stufe
Länge 11,9 m (39 Fuß)
Durchmesser 2,8 m (9 Fuß 2 Zoll)
Treibmittelmasse 42.500 kg (93.700 lb)
Motoren 1 GS2 Vikas 4
Schub 846,8 kN (190.400 lb f )
Spezifischer Impuls 295 s (2,89 km/s)
Brenndauer 149 Sekunden
Treibmittel N 2 O 4 / UDMH
Dritte Stufe (GSLV Mk II) – CUS12
Länge 8,7 m (29 Fuß)
Durchmesser 2,8 m (9 Fuß 2 Zoll)
Treibmittelmasse 12.800 kg (28.200 lb)
Motoren 1 CE-7,5
Schub 75 kN (17.000 lb f )
Spezifischer Impuls 454 s (4,45 km/s)
Brenndauer 718 Sekunden
Treibmittel LOX / LH2
Dritte Stufe (GSLV Mk II) – CUS15
Länge 9,9 m (32 Fuß)
Durchmesser 2,8 m (9 Fuß 2 Zoll)
Treibmittelmasse 15.000 kg (33.000 lb)
Motoren 1 CE-7,5
Schub 75 kN (17.000 lb f )
Spezifischer Impuls 454 s (4,45 km/s)
Brenndauer 846 Sekunden
Treibmittel LOX / LH2

Geosynchronous Satellite Launch Vehicle ( GSLV ) ist ein verbrauchbares Trägerraketensystem, das von der indischen Weltraumforschungsorganisation ISRO betrieben wird. GSLV wurde von 2001 bis 2021 bei 14 Starts eingesetzt , weitere Starts sind geplant. Auch wenn GSLV Mark III den Namen teilt, handelt es sich um eine ganz andere Trägerrakete .

Geschichte

Das Projekt Geosynchronous Satellite Launch Vehicle (GSLV) wurde 1990 mit dem Ziel initiiert, eine indische Startfähigkeit für geosynchrone Satelliten zu erwerben .

GSLV verwendet wichtige Komponenten, die sich bereits in den Trägerraketen Polar Satellite Launch Vehicle (PSLV) in Form des Feststoffraketenboosters S125/S139 und des flüssigkeitsbetriebenen Vikas-Triebwerks bewährt haben . Aufgrund des erforderlichen Schubs, um den Satelliten in eine geostationäre Transferbahn (GTO) zu injizieren, sollte die dritte Stufe von einem LOX / LH2- Cryogenic-Triebwerk angetrieben werden, das Indien zu diesem Zeitpunkt noch nicht über das Technologie-Know-how verfügte, um eines zu bauen.

Indigene kryogene Oberstufe CE-7.5 des GSLV

Der erste Entwicklungsflug des GSLV (Mk I-Konfiguration) am 18. April 2001 war ein Fehlschlag, da die Nutzlast die vorgesehenen Bahnparameter nicht erreichte. Die Trägerrakete wurde nach dem erfolgreichen zweiten Entwicklungsflug des Satelliten GSAT-2 für betriebsbereit erklärt . In den ersten Jahren vom ersten Start bis 2014 hatte der Launcher eine wechselvolle Geschichte mit nur 2 erfolgreichen Starts von 7.

Kontroverse über kryogene Motoren

Die dritte Stufe sollte von der russischen Firma Glavkosmos beschafft werden , einschließlich des Transfers von Technologie und Konstruktionsdetails des Triebwerks auf der Grundlage eines 1991 unterzeichneten Abkommens. Russland zog sich aus dem Geschäft zurück, nachdem die Vereinigten Staaten Einwände gegen das Abkommen als Verstoß gegen die Raketentechnologie erhoben hatten Control Regime (MTCR) im Mai 1992. Daraufhin initiierte ISRO im April 1994 das Cryogenic Upper Stage Project und begann mit der Entwicklung eines eigenen kryogenen Motors. Mit Russland wurde eine neue Vereinbarung über 7 KVD-1- Kryogenstufen und 1 Bodenmodellstufe ohne Technologietransfer anstelle von 5 Kryostufen zusammen mit der Technologie und dem Design gemäß der früheren Vereinbarung unterzeichnet. Diese Triebwerke wurden für die ersten Flüge verwendet und erhielten den Namen GSLV Mk I.

Fahrzeugbeschreibung

Das 49 m (161 ft) hohe GSLV mit einer Abhebemasse von 415 t (408 Longtons; 457 Shorttons) ist ein dreistufiges Fahrzeug mit Fest-, Flüssig- bzw. Tieftemperaturstufe. Die Nutzlastverkleidung mit einer Länge von 7,8 m (26 ft) und einem Durchmesser von 3,4 m (11 ft) schützt die Fahrzeugelektronik und das Raumfahrzeug beim Aufstieg durch die Atmosphäre. Er wird verworfen, wenn das Fahrzeug eine Höhe von etwa 115 km (71 mi) erreicht.

GSLV verwendet S-Band- Telemetrie und C-Band- Transponder, um die Überwachung der Fahrzeugleistung, Verfolgung, Reichweiten- / Flugsicherheit und vorläufige Umlaufbahnbestimmung zu ermöglichen. Das redundante Strap-Down-Trägheitsnavigationssystem/Trägheitsleitsystem von GSLV, das in seinem Geräteschacht untergebracht ist, führt das Fahrzeug vom Abheben bis zur Injektion des Raumfahrzeugs. Der digitale Autopilot und das Closed-Loop-Führungsschema stellen das erforderliche Höhenmanöver sicher und führen die Injektion des Raumfahrzeugs in die angegebene Umlaufbahn.

Das GSLV kann etwa 5.000 kg (11.000 lb) in eine östliche erdnahe Umlaufbahn (LEO) oder 2.500 kg (5.500 lb) (für die Mk II-Version) in eine 18° geostationäre Transferbahn bringen .

Strap-on-Motoren von GSLV-F05 werden in die Kernstufe integriert

Flüssige Booster

Der erste GSLV-Flug, GSLV-D1, nutzte die L40-Stufe. Nachfolgende Flüge der GSLV verwendeten Hochdruckmotoren in den Strap-on-Boostern, die als L40H bezeichnet wurden. Das GSLV verwendet vier L40H Liquid Strap-On Booster aus der zweiten Stufe L37.5, die mit 42,6 Tonnen hypergolischen Treibmitteln ( UDMH und N 2 O 4 ) beladen sind . Die Treibstoffe werden im Tandem in zwei unabhängigen Tanks mit 2,1 m (6 ft 11 in) Durchmesser gelagert. Das Triebwerk wird gepumpt und erzeugt einen Schub von 760 kN (170.000 lb f ) mit einer Brenndauer von 150 Sekunden.

Erste Stufe

GSLV-D1 verwendete die Stufe S125, die 125 t (123 Tonnen lang; 138 Tonnen lang) Festtreibstoff enthielt und eine Brenndauer von 100 Sekunden hatte. Bei allen nachfolgenden Starts wurde eine verbesserte treibmittelbeladene S139-Stufe verwendet. Die Stufe S139 hat einen Durchmesser von 2,8 m und eine nominelle Brenndauer von 100 Sekunden.

Heben der zweiten Stufe GSLV-F09 bei der Fahrzeugintegration.

Zweite Etage

Die GS2-Stufe wird vom Vikas-Motor angetrieben . Es hat einen Durchmesser von 2,8 m (9 ft 2 in).

Dritter Abschnitt

Die dritte Stufe des GSLV Mark II wird von dem indischen kryogenen Raketentriebwerk CE-7.5 angetrieben, während die ältere, nicht mehr existierende Mark I mit einem in Russland hergestellten KVD-1 angetrieben wird . Es verwendet flüssigen Wasserstoff (LH2) und flüssigen Sauerstoff (LOX) Der indische kryogenen Motor beim gebaut wurde Flüssiges Propulsion Systems Center Der Motor einen Standard Schub von 75 kN (17.000 lb hat f ) , sondern ist in der Lage eines maximalen Schubs von 93,1 kN ( 20.900 Pfund f ).

Nutzlastverkleidung mit integrierter GSAT-6A .

Varianten

GSLV-Raketen, die die russische kryogene Stufe (CS) verwenden, werden als GSLV Mark I bezeichnet, während Versionen, die die einheimische kryogene Oberstufe (CUS) verwenden, als GSLV Mark II bezeichnet werden. Alle GSLV-Starts wurden vom Satish Dhawan Space Center in Sriharikota durchgeführt .

GSLV-Kennzeichen I

Der erste Entwicklungsflug von GSLV Mark I hatte eine 129 Tonnen schwere (S125) erste Stufe und war in der Lage, rund 1500 kg in eine geostationäre Transferbahn zu bringen . Der zweite Entwicklungsflug ersetzte die S125-Stufe durch S139. Es verwendet den gleichen Feststoffmotor mit 138 Tonnen Treibladung. Der Kammerdruck in allen Flüssigmotoren wurde erhöht, was eine höhere Treibstoffmasse und Brenndauer ermöglicht. Diese Verbesserungen ermöglichten es GSLV, zusätzliche 300 kg Nutzlast zu transportieren. Der vierte Betriebsflug von GSLV Mark I, GSLV-F06, hatte eine längere dritte Stufe namens C15 mit 15 Tonnen Treibladung und verwendete auch eine Nutzlastverkleidung mit 4 Metern Durchmesser.

Start von GSLV F11 GSAT-7A von der zweiten Startrampe des Satish Dhawan Space Center

GSLV Mark II

Diese Variante verwendet ein indisches kryogenes Triebwerk, den CE-7.5, und kann 2500 kg in eine geostationäre Transferbahn bringen. Frühere GSLV-Fahrzeuge (GSLV Mark I) haben russische kryogene Motoren verwendet.

Für Starts ab 2018 wurde eine um 6% erhöhte Schubversion des Vikas-Triebwerks entwickelt. Es wurde am 29. März 2018 in der zweiten Stufe des GSAT-6A- Starts demonstriert . Es wurde für die Booster der ersten Stufe der vier Vikas-Motoren bei zukünftigen Missionen verwendet.

Eine Ogive-Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 4 m wurde entwickelt und zum ersten Mal beim Start der EOS-03 am 12. Dadurch können GSLV-Fahrzeuge größere Nutzlasten aufnehmen.

Startverlauf

Bis zum 12. August 2021 haben Raketen der GSLV-Familie 14 Starts durchgeführt, was zu 8 Erfolgen, vier Fehlschlägen und zwei Teilfehlschlägen führte. Alle Starts erfolgten vom Satish Dhawan Space Center, das vor 2002 als Sriharikota Range (SHAR) bekannt war.

Variante Markteinführungen Erfolge Fehler Teilausfälle
GSLV Mk. ich 6 2 2 2
GSLV Mk. II 8 6 2 0
Gesamt ab August 2021 14 8 4 2

Galerie

Siehe auch

Verweise

Externe Links