Yer Eşzamanlı Uydu Fırlatma Aracı - Geosynchronous Satellite Launch Vehicle
İşlev | Orta Kaldırma Fırlatma Sistemi |
---|---|
Üretici firma | ISRO |
Menşei ülke | Hindistan |
Lansman başına maliyet | 47 milyon ABD Doları |
Boy | |
Boy uzunluğu | 49,13 m (161,2 ft) |
Çap | 2,8 m (9 ft 2 inç) |
Yığın | 414.750 kg (914.370 lb) |
Aşamalar | 3 |
Kapasite | |
İçin Taşıma kapasitesi LEO | |
Yığın | 5.000 kg (11.000 lb) |
İçin Taşıma kapasitesi GTO | |
Yığın | 2.700 kg (6.000 lb) |
Başlatma geçmişi | |
Durum | |
Siteleri başlat | satish Dhawan |
Toplam lansman | 14 (6 Mk I, 8 Mk II) |
Başarı(lar) | 8 (2 Mk I, 6 Mk II) |
Arıza(lar) | 4 (2 Mk I, 2 Mk II) |
Kısmi arıza(lar) | 2 (Mk I) |
İlk uçuş | |
Son uçuş | |
Önemli yükler | Güney Asya Uydu |
Güçlendiriciler | |
Güçlendirici yok | 4 L40 Hs |
Uzunluk | 19,7 m (65 ft) |
Çap | 2,1 m (6 ft 11 inç) |
itici kütle | Her biri 42.700 kg (94.100 lb) |
motorlar | 1 L40H Vika 2 |
itme | 760 kN (170,000 lb f ) |
Toplam itme | 3.040 kN (680.000 lb f ) |
Spesifik dürtü | 262 sn (2,57 km/s) |
yanma süresi | 154 saniye |
itici | K 2 O 4 / UDMH |
İlk aşama | |
Uzunluk | 20,2 m (66 ft) |
Çap | 2,8 m (9 ft 2 inç) |
itici kütle | 138.200 kg (304.700 lb) |
motorlar | 1 S139 Güçlendirici |
itme | 4,846.9 kN (1.089.600 lb f ) |
Spesifik dürtü | 237 sn (2,32 km/s) |
yanma süresi | 100 saniye |
itici | HTPB ( katı ) |
İkinci sahne | |
Uzunluk | 11,6 m (38 ft) |
Çap | 2,8 m (9 ft 2 inç) |
itici kütle | 39.500 kg (87.100 lb) |
motorlar | 1 GS2 Vika 4 |
itme | 846.8 kN (190.400 lb f ) |
Spesifik dürtü | 295 sn (2,89 km/s) |
yanma süresi | 139 saniye |
itici | K 2 O 4 / UDMH |
İkinci GS2 (GL40) aşaması | |
Uzunluk | 11,9 m (39 ft) |
Çap | 2,8 m (9 ft 2 inç) |
itici kütle | 42.500 kg (93.700 lb) |
motorlar | 1 GS2 Vika 4 |
itme | 846.8 kN (190.400 lb f ) |
Spesifik dürtü | 295 sn (2,89 km/s) |
yanma süresi | 149 saniye |
itici | K 2 O 4 / UDMH |
Üçüncü aşama (GSLV Mk II) – CUS12 | |
Uzunluk | 8,7 m (29 ft) |
Çap | 2,8 m (9 ft 2 inç) |
itici kütle | 12.800 kg (28.200 lb) |
motorlar | 1 CE-7.5 |
itme | 75 kN (17.000 pound f ) |
Spesifik dürtü | 454 s (4,45 km/s) |
yanma süresi | 718 saniye |
itici | LOX / LH2 |
Üçüncü aşama (GSLV Mk II) – CUS15 | |
Uzunluk | 9,9 m (32 ft) |
Çap | 2,8 m (9 ft 2 inç) |
itici kütle | 15.000 kg (33.000 lb) |
motorlar | 1 CE-7.5 |
itme | 75 kN (17.000 pound f ) |
Spesifik dürtü | 454 s (4,45 km/s) |
yanma süresi | 846 saniye |
itici | LOX / LH2 |
Yer Eşzamanlı Uydu Fırlatma Aracı ( GSLV ), Hindistan Uzay Araştırmaları Örgütü (ISRO) tarafından işletilen harcanabilir bir fırlatma sistemidir . GSLV, 2001'den 2021'e kadar on dört lansmanda kullanıldı ve daha fazla lansman planlandı. Olsa GSLV Mark III adı paylaşan, bu tamamen farklıdır fırlatma aracı .
Tarih
Yer Eşzamanlı Uydu Fırlatma Aracı (GSLV) projesi, 1990 yılında, yer eşzamanlı uydular için bir Hindistan fırlatma yeteneği elde etmek amacıyla başlatıldı .
GSLV , S125/S139 katı roket güçlendirici ve sıvı yakıtlı Vikas motoru biçiminde Polar Uydu Fırlatma Aracı (PSLV) fırlatma araçlarında zaten kanıtlanmış olan ana bileşenleri kullanır . Uyduyu bir jeostatik transfer yörüngesine (GTO) enjekte etmek için gereken itme kuvveti nedeniyle , üçüncü aşama, o sırada Hindistan'ın sahip olmadığı veya bir tane inşa edecek teknoloji bilgisine sahip olmayan bir LOX / LH2 Kriyojenik motor tarafından çalıştırılacaktı.
GSLV'nin (Mk I konfigürasyonu) ilk geliştirme uçuşu, 18 Nisan 2001'de başlatılan, faydalı yükün amaçlanan yörünge parametrelerine ulaşamaması nedeniyle başarısız oldu. Başlatıcı, ikinci geliştirme uçuşunun GSAT-2 uydusunu başarıyla başlatmasının ardından operasyonel olarak ilan edildi . İlk lansmanından 2014'e kadar olan ilk yıllarda, fırlatıcı 7'den sadece 2 başarılı lansmanla damalı bir geçmişe sahipti.
Kriyojenik motor tartışması
Üçüncü aşamada Rus şirket tedarik edilecek olan Glavkosmos 1991 yılında imzalanan bir anlaşma temelinde motor teknoloji ve tasarım detaylarının transferi dahil, Rusya sonrasında anlaşma dışında destekli ABD aykırı olarak anlaşma itiraz Füze Teknolojisi Mayıs 1992'de Kontrol Rejimi (MTCR). Sonuç olarak, ISRO , Nisan 1994'te Kriyojenik Üst Aşama Projesini başlattı ve kendi kriyojenik motorunu geliştirmeye başladı. Rusya ile bir önceki anlaşmaya göre teknoloji ve tasarım ile birlikte 5 kriyojenik aşama yerine 7 KVD-1 kriyojenik aşama ve 1 teknoloji transferi olmayan yer mock-up aşaması için yeni bir anlaşma imzalandı . Bu motorlar ilk uçuşlar için kullanıldı ve GSLV Mk I olarak adlandırıldı.
Araç tanımı
415 t (408 uzun ton; 457 kısa ton) kaldırma kütlesine sahip 49 m (161 ft) yüksekliğindeki GSLV, sırasıyla katı, sıvı ve kriyojenik aşamalara sahip üç aşamalı bir araçtır. 7,8 m (26 ft) uzunluğunda ve 3,4 m (11 ft) çapındaki faydalı yük kaplaması, atmosferden çıkışı sırasında araç elektroniği ve uzay aracını korur. Araç yaklaşık 115 km (71 mil) yüksekliğe ulaştığında atılır.
GSLV , araç performansı izleme, izleme, menzil güvenliği / uçuş güvenliği ve ön yörünge belirlemeyi sağlamak için S-bant telemetri ve C-bant transponderleri kullanır. Ekipman bölmesinde bulunan GSLV'nin Yedekli Kayışlı Ataletsel Navigasyon Sistemi/Ataletsel Kılavuzluk Sistemi, aracı kalkıştan uzay aracı enjeksiyonuna kadar yönlendirir. Dijital otomatik pilot ve kapalı döngü kılavuz şeması, gerekli irtifa manevrasını sağlar ve uzay aracının belirtilen yörüngeye enjeksiyonunu yönlendirir.
GSLV, doğudaki alçak bir Dünya yörüngesine (LEO) yaklaşık 5.000 kg (11.000 lb) veya 18° jeostatik transfer yörüngesine 2.500 kg (5.500 lb) (Mk II versiyonu için) yerleştirebilir .
Sıvı güçlendiriciler
İlk GSLV uçuşu olan GSLV-D1, L40 aşamasını kullandı. GSLV'nin sonraki uçuşları, L40H adı verilen kayışlı güçlendiricilerde yüksek basınçlı motorlar kullandı. GSLV kullanan dört L40H sıvı kayış-güçlendiriciler 42.6 ton ile yüklenir L37.5, ikinci aşamada elde edilen, hiperbolik itici gazlar ( UDMH ve N 2 O 4 ). İtici gazlar, 2,1 m (6 ft 11 inç) çapında iki bağımsız tankta tandem halinde depolanır. Motor pompayla beslenir ve 150 saniyelik yanma süresiyle 760 kN (170.000 lb f ) itme gücü üretir .
İlk aşama
GSLV-D1, 125 t (123 uzun ton; 138 kısa ton) katı yakıt içeren ve 100 saniyelik bir yanma süresine sahip olan S125 aşamasını kullandı. Sonraki tüm fırlatmalarda, geliştirilmiş itici gaz yüklü S139 aşaması kullanıldı. S139 aşaması 2,8 m çapındadır ve nominal yanma süresi 100 saniyedir.
İkinci sahne
GS2 aşaması, Vikas motoru tarafından desteklenmektedir . 2,8 m (9 ft 2 inç) bir çapa sahiptir.
Üçüncü sahne
GSLV Mark II'nin üçüncü aşaması, Hint CE-7.5 kriyojenik roket motoru tarafından tahrik edilirken, eski feshedilmiş Mark I, Rus yapımı bir KVD-1 kullanılarak sevk edilir . Aynı zamanda, sıvı hidrojen (LH2) ve Hint kriyojenik motor inşa edilmiş sıvı oksijen (LOX) kullanan sıvı Sevk Sistemleri Merkezinden motoru 75 kN (17.000 pound varsayılan itme kuvveti f ) ancak (93.1 kN maksimum itme edebilen 20.900 lb f ).
Varyantlar
Rus Kriyojenik Aşamasını (CS) kullanan GSLV roketleri, GSLV Mark I olarak belirlenirken, yerli Kriyojenik Üst Aşamayı (CUS) kullanan versiyonlar GSLV Mark II olarak belirlenir. Tüm GSLV başlattı dan yapılmıştır Satish Dhawan Uzay Merkezi'nden de Sriharikota .
GSLV İşareti I
GSLV Mark I'in ilk gelişim uçuşu, 129 tonluk (S125) bir ilk aşamaya sahipti ve sabit bir transfer yörüngesine 1500 kg civarında fırlatma kapasitesine sahipti . İkinci gelişim uçuşu, S125 aşamasını S139 ile değiştirdi. Aynı katı motoru 138 ton itici yükleme ile kullandı. Tüm sıvı motorlardaki hazne basıncı artırılarak daha yüksek bir itici kütle ve yanma süresi sağlandı. Bu iyileştirmeler, GSLV'nin ek 300 kg yük taşımasına izin verdi. GSLV Mark I'in dördüncü operasyonel uçuşu olan GSLV-F06, C15 olarak adlandırılan 15 ton itici yakıt yüklemeli daha uzun bir üçüncü aşamaya sahipti ve ayrıca 4 metre çapında bir faydalı yük kaplaması kullandı.
GSLV İşareti II
Bu varyant, bir Hint kriyojenik motoru olan CE-7.5'i kullanır ve 2500 kg'ı sabit bir transfer yörüngesine fırlatabilir. Önceki GSLV araçları (GSLV Mark I), Rus kriyojenik motorlarını kullanmıştı.
2018'den itibaren lansmanlar için Vikas motorunun %6 artırılmış itiş gücü versiyonu geliştirildi. 29 Mart 2018'de GSAT-6A fırlatma ikinci aşamasında gösterildi. Gelecekteki görevlerde dört Vikas motorunun ilk aşama güçlendiricileri için kullanıldı.
4m çapında bir Ogive faydalı yük kaportası, ilk kez 12 Ağustos 2021'deki EOS-03 lansmanında geliştirildi ve konuşlandırıldı , ancak bu lansman Kriyojenik Üst Aşamadaki teknik anormallikler nedeniyle başarısız oldu. Bu, GSLV araçlarının daha büyük yükleri barındırmasına izin verecektir.
Başlatma geçmişi
12 Ağustos 2021 itibariyle, GSLV ailesinden roketler 14 fırlatma yaptı ve 8 başarı, dört başarısızlık ve iki kısmi başarısızlıkla sonuçlandı. Tüm fırlatmalar, 2002'den önce Sriharikota Range (SHAR) olarak bilinen Satish Dhawan Uzay Merkezi'nden gerçekleşti.
varyant | Lansmanlar | başarılar | başarısızlıklar | Kısmi arızalar |
---|---|---|---|---|
GSLV Mk. ben | 6 | 2 | 2 | 2 |
GSLV Mk. II | 8 | 6 | 2 | 0 |
Ağustos 2021 itibariyle toplam | 14 | 8 | 4 | 2 |
Galeri
Ayrıca bakınız
- yörünge fırlatıcı ailelerinin karşılaştırılması
- yörünge fırlatma sistemlerinin karşılaştırılması
- GSLV İşareti III
- PSLV
- ISRO
- ASLV
- SLV