Ракета-носитель геостационарных спутников - Geosynchronous Satellite Launch Vehicle

GSLV
Полностью интегрированный GSLV-F05 с INSAT-3DR на второй стартовой площадке. Jpg
Функция Система запуска со средним подъемником
Производитель ISRO
Страна происхождения Индия
Стоимость за запуск 47 миллионов долларов США
Размер
Рост 49,13 м (161,2 футов)
Диаметр 2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса 414750 кг (914370 фунтов)
Этапы 3
Емкость
Полезная нагрузка на НОО
Масса 5000 кг (11000 фунтов)
Полезная нагрузка в GTO
Масса 2700 кг (6000 фунтов)
История запуска
Положение дел
Запустить сайты Сатиш Дхаван
Всего запусков 14 (6 Mk I, 8 Mk II)
Успех (а) 8 (2 Mk I, 6 Mk II)
Отказ (ы) 4 (2 Mk I, 2 Mk II)
Частичный отказ (ы) 2 (Mk I)
Первый полет
Последний полет
Заметная полезная нагрузка Спутник в Южной Азии
Бустеры
Нет бустеров 4 L40 Hs
Длина 19,7 м (65 футов)
Диаметр 2,1 м (6 футов 11 дюймов)
Масса пороха 42,700 кг (94,100 фунтов) каждый
Двигатели 1 L40H Викас 2
Толкать 760 кН (170 000 фунтов силы )
Общая тяга 3040 кН (680000 фунтов е )
Удельный импульс 262 с (2,57 км / с)
Время горения 154 секунды
Пропеллент N 2 O 4 / НДМГ
Первая ступень
Длина 20,2 м (66 футов)
Диаметр 2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса пороха 138 200 кг (304 700 фунтов)
Двигатели 1 бустер S139
Толкать 4,846.9 кН (1089600 фунтов е )
Удельный импульс 237 с (2,32 км / с)
Время горения 100 секунд
Пропеллент HTPB ( твердый )
Вторая стадия
Длина 11,6 м (38 футов)
Диаметр 2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса пороха 39500 кг (87100 фунтов)
Двигатели 1 GS2 Викас 4
Толкать 846,8 кН (190400 фунтов е )
Удельный импульс 295 с (2,89 км / с)
Время горения 139 секунд
Пропеллент N 2 O 4 / НДМГ
Вторая ступень GS2 (GL40)
Длина 11,9 м (39 футов)
Диаметр 2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса пороха 42500 кг (93700 фунтов)
Двигатели 1 GS2 Викас 4
Толкать 846,8 кН (190400 фунтов е )
Удельный импульс 295 с (2,89 км / с)
Время горения 149 секунд
Пропеллент N 2 O 4 / НДМГ
Третья ступень (GSLV Mk II) - CUS12
Длина 8,7 м (29 футов)
Диаметр 2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса пороха 12,800 кг (28,200 фунтов)
Двигатели 1 CE-7.5
Толкать 75 кН (17000 фунтов силы )
Удельный импульс 454 с (4,45 км / с)
Время горения 718 секунд
Пропеллент LOX / LH2
Третья ступень (GSLV Mk II) - CUS15
Длина 9,9 м (32 футов)
Диаметр 2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса пороха 15000 кг (33000 фунтов)
Двигатели 1 CE-7.5
Толкать 75 кН (17000 фунтов силы )
Удельный импульс 454 с (4,45 км / с)
Время горения 846 секунд
Пропеллент LOX / LH2

Ракета-носитель с геосинхронным спутником ( GSLV ) - это одноразовая система запуска, эксплуатируемая Индийской организацией космических исследований (ISRO). GSLV использовался в четырнадцати запусках с 2001 по 2021 год, запланировано еще несколько запусков. Несмотря на то, что GSLV Mark III носит такое же название, это совершенно другая ракета-носитель .

История

Проект ракеты-носителя с геосинхронными спутниками (GSLV) был начат в 1990 году с целью получения индийских возможностей для запуска геостационарных спутников .

GSLV использует основные компоненты, которые уже проверены в ракетах-носителях для полярных спутников (PSLV), в виде твердотопливной ракеты-носителя S125 / S139 и двигателя Vikas, работающего на жидком топливе . Из-за тяги, необходимой для вывода спутника на геостационарную переходную орбиту (GTO), третья ступень должна была приводиться в действие криогенным двигателем LOX / LH2, которым в то время Индия не обладала или не располагала технологическими ноу-хау для его создания.

Аборигенная криогенная верхняя ступень CE-7.5 GSLV

Первый опытный полет GSLV (конфигурация Mk I), запущенный 18 апреля 2001 года, закончился неудачей, поскольку полезная нагрузка не достигла заданных параметров орбиты. Ракета-носитель была объявлена ​​работоспособной после того, как второй опытный полет успешно запустил спутник GSAT-2 . В первые годы с момента запуска до 2014 года у пусковой установки была неоднозначная история - только 2 успешных запуска из 7.

Споры о криогенных двигателях

Третий этап должен был быть закуплен у российской компании « Главкосмос» , включая передачу технологий и деталей конструкции двигателя на основе соглашения, подписанного в 1991 году. Россия отказалась от сделки после того, как США возразили против сделки как нарушающей ракетные технологии. Контрольный режим (MTCR) в мае 1992 года. В результате ISRO инициировала проект криогенной верхней ступени в апреле 1994 года и начала разработку собственного криогенного двигателя. Было подписано новое соглашение с Россией на 7 криогенных ступеней КВД-1 и 1 наземный макет без передачи технологии вместо 5 криогенных ступеней вместе с технологией и конструкцией в соответствии с ранее заключенным соглашением. Эти двигатели использовались для начальных полетов и получили название GSLV Mk I.

Описание автомобиля

GSLV высотой 49 м (161 фут) и взлетной массой 415 т (408 длинных тонн; 457 коротких тонн) представляет собой трехступенчатое транспортное средство с твердой, жидкой и криогенной ступенями соответственно. Обтекатель полезной нагрузки длиной 7,8 м (26 футов) и диаметром 3,4 м (11 футов) защищает электронику транспортного средства и космический корабль во время его подъема в атмосфере. От него отказываются, когда автомобиль достигает высоты около 115 км (71 миль).

GSLV использует телеметрию S-диапазона и транспондеры C- диапазона для обеспечения мониторинга характеристик транспортного средства, отслеживания, безопасности дальности полета / безопасности полета и предварительного определения орбиты. Избыточная ремешковая инерциальная навигационная система / инерциальная система наведения GSLV, размещенная в отсеке для оборудования, направляет аппарат от взлета до ввода в космический корабль. Цифровой автопилот и замкнутая схема наведения обеспечивают маневр на требуемой высоте и направляют вывод космического корабля на заданную орбиту.

GSLV может вывести примерно 5000 кг (11000 фунтов) на восточную низкую околоземную орбиту (LEO) или 2500 кг (5500 фунтов) (для версии Mk II) на геостационарную переходную орбиту 18 ° .

Накладные двигатели GSLV-F05 интегрируются с сердечником.

Жидкие бустеры

В первом полете GSLV, GSLV-D1, использовалась ступень L40. Последующие полеты GSLV использовали двигатели высокого давления в навесных ускорителях под названием L40H. GSLV использует четыре жидкостных навесных ускорителя L40H, полученных из второй ступени L37.5, которые загружены 42,6 тоннами гиперголового топлива ( НДМГ и N 2 O 4 ). Топливо хранится тандемно в двух независимых резервуарах диаметром 2,1 м (6 футов 11 дюймов). Двигатель насоса подается и генерирует 760 кН (170000 фунтов ф ) тяги, с временем горения 150 секунд.

Первая ступень

GSLV-D1 использовала ступень S125, которая содержала 125 т (123 длинных тонны; 138 коротких тонн) твердого топлива и имела время горения 100 секунд. Во всех последующих запусках использовалась ступень С139 с усиленным ракетным топливом. Ступень S139 имеет диаметр 2,8 м и номинальное время горения 100 секунд.

Подъем второй ступени GSLV-F09 во время сборки автомобиля.

Вторая стадия

Ступень GS2 приводится в движение двигателем Vikas . Его диаметр составляет 2,8 м (9 футов 2 дюйма).

Третий этап

Третья ступень GSLV Mark II приводится в движение индийским криогенным ракетным двигателем CE-7.5 , в то время как более старый несуществующий Mark I приводится в движение российским КВД-1 . Он использует жидкий водород (LH2) и жидкий кислород (LOX) Индийский криогенный двигатель был построен в Liquid Propulsion Systems Center Двигатель имеет тяги по умолчанию 75 кН (17000 фунтов е ) , но способна максимальной тягой 93,1 кН ( 20900 фунтов f ).

Обтекатель полезной нагрузки с интегрируемым GSAT-6A .

Варианты

Ракеты GSLV, использующие российскую криогенную ступень (CS), обозначаются как GSLV Mark I, а версии, в которых используется собственная криогенная верхняя ступень (CUS), обозначаются как GSLV Mark II. Все запуски GSLV проводились из Космического центра Сатиш Дхаван в Шрихарикоте .

GSLV Mark I

Первый опытный полет GSLV Mark I имел первую ступень грузоподъемностью 129 тонн (S125) и был способен выводить около 1500 кг на геостационарную переходную орбиту . Второй опытный полет заменил ступень S125 на S139. В нем использовался тот же твердотопливный двигатель с зарядом топлива 138 т. Давление в камере всех жидкостных двигателей было увеличено, что позволило увеличить массу топлива и время горения. Эти улучшения позволили GSLV нести дополнительно 300 кг полезной нагрузки. Четвертый боевой полет GSLV Mark I, GSLV-F06, имел более длинную третью ступень, названную C15, с 15-тонной загрузкой топлива, а также использовал обтекатель полезной нагрузки диаметром 4 метра .

Запуск GSLV F11 GSAT-7A со второй стартовой площадки космического центра Сатиш Дхаван

GSLV Mark II

Этот вариант использует индийский криогенный двигатель CE-7.5 и способен выводить 2500 кг на геостационарную переходную орбиту. Предыдущие автомобили GSLV (GSLV Mark I) использовали российские криогенные двигатели.

Для запусков с 2018 года разработана версия двигателя Викас с увеличенной на 6% тягой. Он был продемонстрирован 29 марта 2018 года на второй ступени запуска GSAT-6A . Он использовался для четырех ускорителей первой ступени двигателей Vikas в будущих миссиях.

Обтекатель полезной нагрузки Ogive диаметром 4 м был разработан и впервые развернут при запуске EOS-03 12 августа 2021 года, хотя этот запуск был неудачным из-за технических аномалий с криогенной верхней ступенью. Это позволит транспортным средствам GSLV перевозить более крупные полезные нагрузки.

История запуска

По состоянию на 12 августа 2021 года ракеты семейства GSLV совершили 14 пусков, в результате которых было 8 успешных, четыре неудачных и два частичных отказа. Все запуски производились из Космического центра Сатиш Дхаван, известного до 2002 года как хребет Шрихарикота (SHAR).

Вариант Запускает Успехов Неудачи Частичные сбои
GSLV Mk. я 6 2 2 2
GSLV Mk. II 8 6 2 0
Всего по состоянию на август 2021 г. 14 8 4 2

Галерея

Смотрите также

использованная литература

внешние ссылки