Геостационарная спутниковая ракета-носитель
Класс индийских ракет-носителей средней грузоподъемности одноразового использования, разработанных ISRO

ГСЛВ
GSLV_логотип
GSLV-F14, INSAT-3DS — ракета-носитель на второй стартовой площадке (SLP).webp
GSLV-F14 с INSAT-3DS на второй стартовой площадке Космического центра имени Сатиша Дхавана
ФункцияСистема запуска средней грузоподъемности
ПроизводительИСРО
Страна происхожденияИндия
Стоимость запуска47 миллионов долларов США [1]
Размер
Высота49,13 м (161,2 фута) [2]
Диаметр2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса414 750 кг (914 370 фунтов)
Этапы3
Емкость
Полезная нагрузка на НОО
Масса6000 кг (13000 фунтов) [3]
Полезная нагрузка для SSO
Масса3000 кг (6600 фунтов) [3]
Полезная нагрузка на ГТО
Масса2500 кг (5500 фунтов) [2] [4]
История запусков
Статус
  • Mk I: снят с вооружения
  • Mk II: Активный
Стартовые площадкиКосмический центр имени Сатиша Дхавана
Всего запусков16 + 8 (планируется)
Успех(и)10
Неудача(и)4
Частичный отказ(и)2
Первый полет
  • Mk.I: 18 апреля 2001 г.
  • Mk.II: 15 апреля 2010 г.
Последний полет
  • Mk.I: 25 декабря 2010 г.
  • Mk.II: 17 февраля 2024 г.
Тип пассажиров/груза
Усилители
Количество усилителей4 L40 Hs
Высота19,7 м (65 футов) [5]
Диаметр2,1 м (6 футов 11 дюймов)
Масса топлива42 700 кг (94 100 фунтов) каждый
Питаться от1 L40H Викас 2
Максимальная тяга760 кН (170 000 фунт- сил ) [6]
Общая тяга3040 кН (680 000 фунт- сил )
Удельный импульс262 с (2,57 км/с)
Время горения154 секунды
ПропеллентN2O4 / НДМГ​​​
Первый [6] [5] этап
Высота20,2 м (66 футов)
Диаметр2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса топлива138 200 кг (304 700 фунтов)
Питаться от1 Усилитель S139
Максимальная тяга4,846.9 кН (1,089,600 фунт- сила )
Удельный импульс237 с (2,32 км/с)
Время горения100 секунд
ПропеллентHTPB ( твердый )
Второй [6] [5] этап
Высота11,6 м (38 футов)
Диаметр2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса топлива39 500 кг (87 100 фунтов)
Питаться от1 GS2 Викас 4
Максимальная тяга846,8 кН (190 400 фунт- сила )
Удельный импульс295 с (2,89 км/с)
Время горения139 секунд
ПропеллентN2O4 / НДМГ​​
Вторая ступень GS2 (GL40) [6] [7]
Высота11,9 м (39 футов)
Диаметр2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса топлива42 500 кг (93 700 фунтов)
Питаться от1 GS2 Викас 4
Максимальная тяга846,8 кН (190 400 фунт- сила )
Удельный импульс295 с (2,89 км/с)
Время горения149 секунд
ПропеллентN2O4 / НДМГ​​
Третья [5] ступень (GSLV Mk I) – CUS
ВысотаН/Д
Диаметр2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса топливаН/Д
Питаться от1 КВД-1
Максимальная тяга70 кН (16 000 фунт- сил )
Удельный импульс462 с (4,53 км/с)
Время горенияН/Д
ПропеллентЖидкий кислород / LH 2
Третья [5] ступень (GSLV Mk II) – CUS12
Высота8,7 м (29 футов)
Диаметр2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса топлива12 800 кг (28 200 фунтов)
Питаться от1 CE-7.5
Максимальная тяга75 кН (17 000 фунт- сил )
Удельный импульс454 с (4,45 км/с)
Время горения718 секунд
ПропеллентЖидкий кислород / LH 2
Третья [7] ступень (GSLV Mk II) – CUS15
Высота9,9 м (32 фута)
Диаметр2,8 м (9 футов 2 дюйма)
Масса топлива15 000 кг (33 000 фунтов)
Питаться от1 CE-7.5
Максимальная тяга75 кН (17 000 фунт- сил )
Удельный импульс454 с (4,45 км/с)
Время горения846 секунд
ПропеллентЖидкий кислород / LH 2
[править на Wikidata]

Геосинхронная ракета-носитель для запуска спутников ( GSLV ) — класс одноразовых пусковых систем, эксплуатируемых Индийской организацией космических исследований (ISRO). GSLV использовалась в пятнадцати запусках с 2001 года.

История

Проект ракеты-носителя для запуска геостационарных спутников (GSLV) был начат в 1990 году с целью получения Индией возможности запуска геостационарных спутников . [8] [9]

GSLV использует основные компоненты, которые уже проверены в ракетах-носителях Polar Satellite Launch Vehicle (PSLV) в виде твердотопливного ракетного ускорителя S125/S139 и жидкотопливного двигателя Vikas . Из-за тяги, необходимой для выведения спутника на геостационарную переходную орбиту (GTO), третья ступень должна была работать на криогенном двигателе LOX / LH 2 , которым в то время Индия не обладала или не имела технологического опыта для его создания.

Криогенная верхняя ступень CE-7.5 отечественного производства GSLV

Первый опытный полет GSLV (конфигурация Mk I) был запущен 18 апреля 2001 года и оказался неудачным, поскольку полезная нагрузка не смогла достичь предполагаемых параметров орбиты. Ракета-носитель была объявлена ​​работоспособной после того, как второй опытный полет успешно запустил спутник GSAT-2 . В течение первых лет с момента первого запуска до 2014 года у ракеты-носителя была неоднозначная история: из 7 успешных запусков было всего 2, в результате чего ракета получила прозвище «непослушный мальчик». [10] [11]

Споры о криогенных двигателях

Третья ступень должна была быть закуплена у российской компании «Главкосмос» , включая передачу технологии и деталей конструкции двигателя на основе соглашения, подписанного в 1991 году. [9] Россия отказалась от сделки после того, как Соединенные Штаты возразили против сделки как нарушающей Режим контроля за ракетными технологиями (РКРТ) в мае 1992 года. В результате ISRO инициировала проект криогенной верхней ступени в апреле 1994 года и начала разработку собственного криогенного двигателя. [12] Было подписано новое соглашение с Россией на 7 криогенных ступеней КВД-1 и 1 наземную модельную ступень без передачи технологий, вместо 5 криогенных ступеней вместе с технологией и конструкцией, как было в предыдущем соглашении. [13] Эти двигатели использовались для первых полетов и были названы GSLV Mk I. [14]

Описание транспортного средства

GSLV высотой 49 м (161 фут) с массой старта 415 т (408 длинных тонн; 457 коротких тонн) представляет собой трехступенчатый корабль 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 корабля и космический корабль во время его подъема через атмосферу. Он сбрасывается, когда корабль достигает высоты около 115 км (71 миля). [15] [ требуется обновление ]

GSLV использует телеметрию S-диапазона и транспондеры C-диапазона для обеспечения контроля производительности транспортного средства, отслеживания, безопасности дальности/безопасности полета и предварительного определения орбиты. Резервная система инерциальной навигации Strap Down/система инерциального наведения GSLV, размещенная в его отсеке оборудования, ведет транспортное средство от взлета до выведения космического корабля. Цифровой автопилот и схема наведения с замкнутым контуром обеспечивают требуемый маневр высоты и направляют выведение космического корабля на заданную орбиту.

GSLV может выводить около 5000 кг (11 000 фунтов) на восточную низкую околоземную орбиту (LEO) или 2500 кг (5500 фунтов) (для версии Mk II) на геостационарную переходную орбиту 18° .

Навесные двигатели GSLV-F05 интегрируются с основной ступенью

Жидкие ускорители

Первый полет GSLV, GSLV-D1, использовал ступень L40. Последующие полеты GSLV использовали двигатели высокого давления в навесных ускорителях, называемых L40H. [16] GSLV использует четыре жидкостных навесных ускорителя L40H, полученных из второй ступени L37.5, которые загружены 42,6 тоннами гиперголических топлив ( UDMH и N 2 O 4 ). Топливо хранится в тандеме в двух независимых баках диаметром 2,1 м (6 футов 11 дюймов). Двигатель питается насосом и генерирует 760 кН (170 000 фунт -сил ) тяги со временем сгорания 150 секунд.

Первый этап

GSLV-D1 использовала ступень S125, которая содержала 125 т (123 длинных тонны; 138 коротких тонн) твердого топлива и имела время сгорания 100 секунд. Все последующие запуски использовали ступень S139, загруженную улучшенным топливом. [16] Диаметр ступени S139 составляет 2,8 м, а номинальное время сгорания составляет 100 секунд. [17] [18]

Подъем второй ступени GSLV-F14 во время интеграции корабля.

Второй этап

Ступень GS2 оснащена двигателем Vikas . Ее диаметр составляет 2,8 м (9 футов 2 дюйма). [17]

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 двигателем KVD-1 . Он использует жидкий водород (LH2 ) и жидкий кислород (LOX) [19] Индийский криогенный двигатель был создан в Центре жидкостных двигательных систем [20] [21] Двигатель имеет тягу по умолчанию 75 кН (17 000 фунт- сил ), но способен развивать максимальную тягу 93,1 кН (20 900 фунт- сил ). В миссии GSLV-F14 была представлена ​​новая ступень C15 белого цвета, которая имеет более экологичные производственные процессы, лучшие изоляционные свойства и использование легких материалов. [22]

Обтекатель полезной нагрузки с интегрированным спутником GSAT-6A .

Варианты

Ракеты GSLV, использующие российскую криогенную ступень (CS), обозначаются как GSLV Mark I, а версии, использующие отечественную криогенную верхнюю ступень (CUS), обозначаются как GSLV Mark II. [23] [24] Все запуски GSLV проводились из Космического центра имени Сатиша Дхавана в Шрихарикоте .

GSLV Марк I

Первый опытный полет GSLV Mark I имел первую ступень массой 129 тонн (S125) и был способен выводить около 1500 кг на геостационарную переходную орбиту . Второй опытный полет заменил ступень S125 на S139. Он использовал тот же твердотопливный двигатель с загрузкой 138 тонн топлива. Давление в камере во всех жидкостных двигателях было увеличено, что позволило увеличить массу топлива и время сгорания. Эти улучшения позволили GSLV нести дополнительно 300 кг полезной нагрузки. [25] [26] Четвертый эксплуатационный полет GSLV Mark I, GSLV-F06, имел более длинную третью ступень под названием C15 с загрузкой 15 тонн топлива, а также использовал обтекатель полезной нагрузки диаметром 4 метра . [27] [28]

Запуск GSLV F11 GSAT-7A со второй стартовой площадки Космического центра имени Сатиша Дхавана

GSLV Марк II

Этот вариант использует индийский криогенный двигатель CE-7.5 и способен выводить 2500 кг на геостационарную переходную орбиту. Предыдущие транспортные средства GSLV (GSLV Mark I) использовали российские криогенные двигатели. [29]

Для запусков с 2018 года была разработана версия двигателя Vikas с увеличенной на 6% тягой. Она была продемонстрирована 29 марта 2018 года на второй ступени запуска GSAT-6A . Она использовалась для четырех двигателей Vikas первой ступени ускорителей в будущих миссиях. [30]

Обтекатель полезной нагрузки Ogive диаметром 4 м был разработан и впервые развернут при запуске EOS-03 12 августа 2021 года, хотя этот запуск оказался неудачным из-за технических неполадок с криогенной верхней ступенью. Это позволит аппаратам GSLV размещать более крупные полезные нагрузки. [31]

По состоянию на октябрь 2024 года ISRO прекратила продажу ракет GSLV Mk II. Восемь известных запусков запланированы с миссиями NVS , миссиями IDRSS , миссиями NISAR и т. д. [32]

RLV-OREX

Программа демонстрации технологии многоразовых ракет-носителей — это концепция прототипа космического самолета , созданная ISRO. Для эксперимента по орбитальному возвратному полету в настоящее время разрабатывается модифицированная версия ракеты-носителя GSLV mk.II с заменой верхней криогенной ступени на ступень PS-4 от PSLV, поскольку RLV не будет нуждаться во всей избыточной энергии, вырабатываемой CUS. [33] [34]

Статистика запусков

По состоянию на 17 февраля 2024 года [обновлять]ракеты семейства GSLV совершили 16 запусков, из которых 10 были успешными, четыре — неудачными, а два — частичными. [35] Все запуски производились с космодрома имени Сатиша Дхавана, до 2002 года известного как полигон Шрихарикота (SHAR).

Состояние системы запуска
  Активный
  Ушедший на пенсию
ВариантЗапускиУспехиНеудачиЧастичные отказы
GSLV Mk.I6222
GSLV Mk.II10820
Всего по состоянию на февраль 2024 г. [36][обновлять]161042
Обзор запусков GSLV за последнее десятилетие
ДесятилетиеУспешныйЧастичный успехОтказОбщий
2000-е2215
2010-е6028
2020-е годы2013
Общий102416
  • Взлет GSLV F05
    Взлет GSLV F05
  • Ракета GSLV F11 на второй стартовой площадке.
    Ракета GSLV F11 на второй стартовой площадке.
  • Криогенная верхняя ступень CE-7.5 отечественного производства GSLV
    Криогенная верхняя ступень CE-7.5 отечественного производства GSLV
  • Полностью интегрированный GSLV-F05 выходит из здания сборки транспортных средств.
    Полностью интегрированный GSLV-F05 выходит из здания сборки транспортных средств.
  • Запуск GSLV F11 со второго стартового стола.
    Запуск GSLV F11 со второго стартового стола.
  • Вид сверху на полностью интегрированный GSLV-F08 внутри здания сборки транспортных средств.
    Вид сверху на полностью интегрированный GSLV-F08 внутри здания сборки транспортных средств.

Смотрите также

Ссылки

  1. ^ "ГАО".
  2. ^ ab "Geosynchronous Satellite Launch Vehicle". Архивировано из оригинала 21 октября 2015 года . Получено 21 декабря 2014 года .
  3. ^ ab "HSFC Presentation from International Space Conference and Exhibition 2021" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 13 сентября 2021 г. . Получено 7 октября 2022 г. .
  4. ^ "ISRO разрабатывает аппарат для запуска малых спутников" . Получено 29 августа 2018 г. .
  5. ^ abcde «Брошюра GSLV F09». ИСРО.
  6. ^ abcd "GSLV F08 Brochure". ISRO. Архивировано из оригинала 10 июля 2021 г. Получено 26 марта 2018 г.
  7. ^ ab "Брошюра GSLV F11". ИСРО.
  8. ^ "GSLV успешно запущен" (PDF) . Current Science . 80 (10): 1256. Май 2001 . Получено 12 декабря 2013 .
  9. ^ ab Subramanian, TS (17–31 марта 2001 г.). «The GSLV Quest». Frontline . Получено 12 декабря 2013 г. .
  10. ^ "GSLV Rocket, Billed 'Naughty Boy'". NDTV . Архивировано из оригинала 11 февраля 2018 года . Получено 11 февраля 2018 года .
  11. ^ Джейкоб Арон. «Индийская здоровенная ракета «непослушный мальчик» возвращается из холода». New Scientist . Архивировано из оригинала 11 февраля 2018 года . Получено 11 февраля 2018 года .
  12. ^ Радж, Н. Гопал (21 апреля 2011 г.). «Долгая дорога к криогенной технологии». The Hindu . Ченнаи, Индия . Получено 12 декабря 2013 г.
  13. ^ Subramanian, TS (28 апреля – 11 мая 2001 г.). «Криогенный квест». Frontline . Получено 13 декабря 2013 г. .
  14. ^ «Почему новый двигатель ISRO и ракета Mk III — причины забыть криогенный скандал 1990 года». The Wire . Получено 10 февраля 2018 г.
  15. ^ "GSLV-F04". ISRO. Архивировано из оригинала 4 января 2014 года . Получено 15 декабря 2013 года .
  16. ^ ab "GSLV-D2". ISRO. Архивировано из оригинала 9 августа 2013 года . Получено 15 декабря 2013 года .
  17. ^ ab "GSLV Launcher". ISRO. Архивировано из оригинала 23 марта 2019 года . Получено 17 марта 2021 года .
  18. ^ "Эволюция индийских технологий ракет-носителей" (PDF) . Current Science . Получено 27 января 2014 г. .
  19. ^ "GSLV-D5". Архивировано из оригинала 6 октября 2014 года . Получено 4 января 2014 года .
  20. ^ "ISRO's Cryogenic Stage Fails in Maiden Flight". SpaceNews. Архивировано из оригинала 26 мая 2012 года . Получено 27 ноября 2013 года .
  21. ^ "GSLV, PSLV flights отложены". The Hindu . Ченнаи, Индия. 1 января 2010 г. Архивировано из оригинала 5 января 2010 г.
  22. ^ "Галерея GSLV-F14/INSAT-3DS". www.isro.gov.in . Получено 8 февраля 2024 г. .
  23. ^ "Space India, April-June 2003" (PDF) . Июль 2003. стр. 11. Архивировано (PDF) из оригинала 16 августа 2021 г. . Получено 16 августа 2021 г. .
  24. ^ "GSLV-D3/GSAT-4 Brochure" (PDF) . ISRO. Архивировано из оригинала (PDF) 7 февраля 2014 г. . Получено 15 января 2014 г. .
  25. ^ RV Perumal; BN Suresh; D. Narayana Moorthi; G. Madhavan Nair (25 июля 2001 г.). "First developmental flight of geosynchronous satellite launcher (GSLV-D1)" (PDF) . Current Science . 81 (2): 167–174. Архивировано из оригинала (PDF) 5 марта 2016 г.
  26. ^ RV Perumal; D. Narayana Moorthi; N. Vedachalam; G. Madhavan Nair (10 сентября 2003 г.). "Второй полет разработки геосинхронной спутниковой ракеты-носителя" (PDF) . Current Science . 85 (5): 597–601. Архивировано из оригинала (PDF) 16 февраля 2018 г.
  27. ^ "GSLV-F06". ISRO. Архивировано из оригинала 10 августа 2013 года . Получено 9 января 2014 года .
  28. ^ "Брошюра миссии GSLV-F06 / GSAT-5P" (PDF) . Архивировано (PDF) из оригинала 9 сентября 2013 г.
  29. ^ Кларк, Стивен (12 октября 2010 г.). «Индия может обратиться за международной помощью по криогенному двигателю». Spaceflight Now . Получено 15 июля 2011 г. Помимо новой верхней ступени, GSLV Mk.2, запущенная в апреле, была почти идентична предыдущим версиям ускорителя.
  30. ^ Кларк, Стивен (29 марта 2018 г.). «Индия испытывает усовершенствованную технологию двигателя при успешном запуске спутника связи». Spaceflight Now . Получено 30 марта 2018 г.
  31. ^ "Брошюра GSLV-F10/EOS-03". ISRO . Получено 14 августа 2021 г.
  32. ^ "ISRO прекратила продажу ракет GSLV Mk II". X (ранее Twitter) . Получено 11 октября 2024 г.
  33. ^ "MSN". www.msn.com . Получено 26 июня 2024 г. .
  34. ^ "Миссия по возвращению RLV с использованием GSLV с последней ступенью PSLV; замена шасси и многое другое". The Times of India . ISSN  0971-8257 . Получено 26 июня 2024 г.
  35. ^ "Список запусков GSLV". isro.org . ISRO. Архивировано из оригинала 13 августа 2021 г. Получено 14 декабря 2020 г. .
  36. ^ "ISRO GSLV NVS-1 Navic launch highlights | Индия запускает навигационный спутник следующего поколения". India Today . 29 мая 2023 г. Получено 29 мая 2023 г.
На Викискладе есть медиафайлы по теме «Ракета-носитель для запуска геостационарных спутников» .
  • Страница ISRO GSLV
  • ИНДИЯ в космосе – Страница GSLV
  • Разгонный блок 12КРБ (КВД-1) в ГКНПЦ им. Хруничева
Взято с "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Геосинхронный_спутниковый_аппарат_для_вывода&oldid=1250631361"