Войти
 GSLV Mk III D2 на второй стартовой площадке, SDSC- SHAR | |
| Функция | Ракета-носитель средней грузоподъемности |
|---|---|
| Изготовитель | Индийская организация космических исследований |
| Страна происхождения | Индия |
| Стоимость запуска | ₹ 367 крор (51 миллион долларов США) |
| Размер | |
| Высота | 43,4 м (142 фута) |
| Диаметр | 4 м (13 футов) |
| Масса | 640,000 кг (1,410,000 фунтов) |
| Этапы | 3 |
| Грузоподъемность | |
| Полезная нагрузка до LEO (600 км) | |
| Масса | 10,000 кг (22,000 фунтов) |
| Полезная нагрузка на GTO | |
| Масса | 4000 кг (8 800 фунтов) |
| Сопутствующие ракеты | |
| Семейство | Ракета-носитель с геосинхронными спутниками |
| Сопоставимая | |
| История запусков | |
| Статус | Активный |
| Стартовые площадки | Космический центр Сатиш Дхаван SLP, Андхра-Прадеш, Индия |
| Всего запусков | 4 |
| Успех (я) | 4 |
| Неудача | 0 |
| Первый полет |
|
| Последний полет | 22 июля 2019 г. |
| Значительная полезная нагрузка | CARE, Чандраяан-2 |
| Первая ступень - Бустеры S200 | |
| Длина | 25 м (82 фута) |
| Диаметр | 3,2 м (10 футов) |
| Масса пустого | 31 000 кг (68 000 фунтов) каждый |
| Масса брутто | 236 000 кг (520 000 фунтов)) каждый |
| Масса пороха | 205000 кг (452000 фунтов) каждый |
| Двигатель | Твердый S200 |
| Тяга | 5150 кН (525 тс) |
| Удельный импульс | 274,5 секунды (2,692 км / с) (вакуум) |
| Время горения | 128 с |
| Топливо | HTPB |
| Вторая ступень - L110 | |
| Длина | 21,39 м (70,2 фута) |
| Диаметр | 4,0 м (13,1 фута) |
| Масса пустого | 9000 кг (20,000 фунтов) |
| Масса брутто | 125 000 кг (276 000 фунтов) |
| Масса ракетного топлива | 116 000 кг (256 000 фунтов) |
| Двигатели | 2 Двигатели Vikas |
| Тяга | 1598 кН ( 163,0 тс) |
| Удельный импульс | 293 секунды (2,87 км / с) |
| Время горения | 203 с |
| Топливо | UDMH / N. 2O. 4 |
| Третья ступень - C25 | |
| Длина | 13,545 м (44,44 фута) |
| Диаметр | 4,0 м (13,1 фута) |
| Масса пустого | 5000 кг (11000 фунтов) |
| Полная масса | 33000 кг (73000 фунтов) |
| Масса пороха | 28000 кг (62000 фунтов) |
| Двигатели | 1 CE-20 |
| Тяга | 200 кН (20 тс) |
| Удельный импульс | 443 секунды (4,34 км / с) |
| Время горения | 643 с |
| Топливо | LOX / LH2 |
Ракета-носитель с геосинхронным спутником Mark III (GSLV Mk III ), также упоминается Ракета-носитель Mark 3 (LVM3 ), является трехступенчатой ракетой-носителем средней грузоподъемности, разработанной Индийская организация космических исследований (ISRO). Первоначально разработанный для запуска спутников связи на геостационарную орбиту, он также определен как ракета-носитель для пилотируемых миссий в рамках Индийской программы полетов человека в космос и специальных научных миссий, таких как Чандраяан-2. GSLV Mk III имеет более высокую грузоподъемность, чем GSLV Mk II.
. После нескольких задержек и суборбитального испытательного полета 18 декабря 2014 года ISRO успешно провела первый испытательный орбитальный запуск GSLV Mk III на 5 июня 2017 г. из Космического центра Сатиш Дхаван, Андхра-Прадеш.
В июне 2018 года Союзный кабинет утвердил 43,38 млрд фунтов стерлингов (610 млн долларов США) на строительство 10 ракет GSLV Mk III более пяти - год.
GSLV Mk III запустил CARE, индийский экспериментальный модуль по извлечению космической капсулы, Chandrayaan-2, второй лунный полет Индии, и будет использоваться для перевозки Гаганян, первый пилотируемый полет в рамках Индийской программы полетов человека в космос.
Первый орбитальный полет GSLV Mk III 
Первый эксплуатационный полет GSLV Mk III с Chandrayaan-2 ISRO изначально планировал два семейства пусковых установок, Ракета-носитель для полярных спутников для низкой околоземной орбиты. и полярные запуски и более крупная геостационарная ракета-носитель для полезной нагрузки на геостационарную переходную орбиту (GTO). В связи с изменением мандата ISRO машина была переосмыслена как более мощная пусковая установка. Это увеличение размера позволило запустить более тяжелые спутники связи и многоцелевые спутники, провести межпланетные исследования в будущем и будет иметь человеко-рейтинг для запуска миссий с экипажем. Разработка GSLV Mk III началась в начале 2000-х годов, первый запуск запланирован на 2009–2010 годы. Неудачный запуск GSLV D3 из-за отказа криогенного разгонного блока задержал выполнение программы разработки GSLV Mk III. GSLV Mk III, хотя и носит название GSLV, имеет различные системы и компоненты.
Первые статические огневые испытания твердотопливной ракеты-носителя S-200 , ST-01, были проведены 24 Январь 2010 г. Ракета-носитель работала 130 секунд и имела номинальную мощность. Он создавал пиковую тягу около 4900 кН (1100000 фунтов силы). Второе статическое огневое испытание, ST-02, было проведено 4 сентября 2011 года. Ракета-носитель работала 140 секунд и имела номинальные характеристики. Третий тест, ST-03, был проведен 14 июня 2015 года для подтверждения изменений данных суборбитального тестового полета.
ISRO провела первое статическое испытание стадия активной зоны L110 на испытательном стенде Центра жидкостных двигательных систем (LPSC) в Махендрагири, Тамил Наду 5 марта 2010 г. Испытание было запланировано на 200 секунд, но было прекращено в Через 150 секунд после обнаружения утечки в системе управления. Второе статическое испытание на огнестойкость в течение всей продолжительности было проведено 8 сентября 2010 г.
Стенд C25 D на испытательном стенде Первое статическое испытание на огнестойкость C25 криогенная стадия была проведена 25 января 2017 года на объекте ISRO Propulsion Complex (IPRC) в Махендрагири, Тамилнад. Этап тестировался в течение 50 секунд и имел номинальные характеристики.
Второе статическое огневое испытание в течение всей продолжительности полета 640 секунд было завершено 17 февраля 2017 года. Это испытание продемонстрировало повторяемость характеристик двигателя вместе с его подсистемами, включая камеру тяги, газогенератор, турбонасосы и компоненты управления в течение всего срока службы. Все параметры двигателя имели номинальные характеристики.
GSLV Mk III в конфигурации Flight X После суборбитального испытательного полета GSLV Mk III в машину были внесены изменения для улучшения характеристик. Геометрия зерен головного концевого сегмента была изменена на 13-лепестковую звездообразную конфигурацию с 10-лепестковой конфигурации с прорезями, а пороховая нагрузка была снижена до 205 тонн (452 000 фунтов) для улучшения характеристик во время транссонических полетов. Обтекатель полезной нагрузки был изменен на форму ogive, а носовые обтекатели ускорителя S200 были наклонены для улучшения аэродинамических характеристик. Конструкция между баками криогенной ступени C25 была изменена для обеспечения плотности.
Первая ступень состоит из двух твердотельных двигателей S200, также известных как большие твердотельные ускорители (LSB), прикрепленных к основной этап. Каждый ускоритель имеет ширину 3,2 метра (10 футов), длину 25 метров (82 фута) и несет 207 тонн (456 000 фунтов) топлива. В ускорителе S200 используется топливо на основе HTPB. Это самая большая твердотопливная ракета-носитель после SRB Space Shuttle и SRB Ariane 5. Гибкие сопла можно перемещать с помощью электрогидравлических приводов и использовать для управления транспортным средством во время начальной фазы подъема. Эти ускорители работают 130 секунд и производят среднюю тягу 3578,2 килоньютон (804 400 фунтов f) и максимальную тягу 5150 килоньютон (1 160 000 фунтов f) каждый.
Ремешок S200. -ons 
Жидкостная ступень L110 на установке подготовки ступеней Вторая ступень, обозначенная L110, представляет собой ступень на жидком топливе, высота 21 метр (69 футов) и 4 метра (13 футов).) шириной и содержит 110 метрических тонн (240 000 фунтов) несимметричного диметилгидразина (НДМГ) и тетроксида азота (N. 2O. 4). Он оснащен двумя двигателями Vikas 2, каждый из которых генерирует тягу 766 килоньютон (172000 фунтов f), что дает общую тягу 1532 килоньютона (344000 фунтов f).. L110 - первый в Индии кластерный двигатель на жидком топливе. В двигателях Vikas используется регенеративное охлаждение, что обеспечивает улучшенный вес и удельный импульс по сравнению с более ранними индийскими ракетами. Каждый двигатель Vikas может иметь индивидуальный подвес для управления тангажом, рысканием и креном. Ступень активной зоны L110 воспламеняется через 114 секунд после старта и горит в течение 203 секунд.
Криогенная ступень C25 Криогенная верхняя ступень, обозначенная C25, составляет 4 метра (13 футов).) в диаметре и 13,5 метра (44 фута) в длину и содержит 28 метрических тонн (62000 фунтов) топлива LOX и LH2. Он приводится в движение двигателем CE-20, развивающим тягу 200 кН (45000 фунтов f). CE-20 - первый криогенный двигатель, разработанный в Индии, в котором используется газогенератор, по сравнению с двигателями ступенчатого сгорания, используемыми в GSLV.
Обтекатель полезной нагрузки имеет диаметром 5 метров (16 футов) и объемом полезной нагрузки 110 кубических метров (3900 куб футов).
Основная ступень L110 в GSLV Mk III планируется заменить на ступень kerolox с приводом от SCE-200 для увеличения грузоподъемности с 6 метрических тонн (13000 фунтов) до GTO. SCE-200 использует в качестве топлива керосин вместо UDMH и может развивать тягу около 200 тонн. Четыре таких двигателя могут быть объединены в ракету без ремня на ускорителях для доставки до 10 тонн (22 000 фунтов) на ГТО.
Запланировано увеличение пороховой нагрузки на разгонную ступень Hydrolox до 30 т (66000 фунтов) от 25 т (55000 фунтов). Первый полет модернизированного GSLV Mk III ожидается в декабре 2020 года, но версия с двигателем SCE-200 не будет использоваться для пилотируемого полета космического корабля Гаганьян.
в сентябре 2019 года., цитируется сообщение С. Соманат, директор VSSC, который сказал, что полукриогенный двигатель был готов к началу испытаний. Сообщается, что SCE-200 будет основан на украинском RD-810.
. Согласно рамочному соглашению о сотрудничестве в мирном использовании космического пространства между Индией и Украиной, подписанному в 2005 году, Украина должна была испытать компоненты индийского версия движка и будет летать только после успешного завершения программы Гаганяна. Таким образом, модернизированная версия GSLV Mk III не появится раньше 2022 года.
GSLV Mk III D2 поднимается с
D1 на своем мобильном постаменте запуска на пути к стартовой площадке
Отрыв GSLV Mk III D1
Отрыв GSLV Mk III M1
M1 в Сборочном корпусе
Первый полет GSLV Mk III произошел 18 декабря 2014 г. Полет стартовал со Второй стартовой площадки в 04:00 UTC. У теста были функциональные ускорители, основная ступень и нефункциональная макетная верхняя ступень. На нем был эксперимент по возвращению в атмосферу модуля экипажа (CARE), который был испытан при входе в атмосферу.
Через пять минут после начала полета ракета выбросила модуль CARE на высоте 126 километров (78 миль), которые затем спустились, контролируемые его бортовыми двигателями. Во время испытания тепловой экран CARE выдерживал максимальную температуру около 1000 ° C (1830 ° F). ISRO загрузила телеметрию запуска во время фазы баллистического выбега перед отключением радиосвязи, чтобы избежать потери данных в случае сбоя при приводнении. На высоте около 15 километров (9,3 мили) верхняя крышка модуля отделилась, и парашюты были раскрыты. Компания CARE приводилась в Бенгальском заливе недалеко от Андаманских и Никобарских островов и была успешно восстановлена.
Первый орбитальный полет GSLV Mk III состоялся 5 июня 2017 года, он стартовал со Второй стартовой площадки в 11:58 UTC. На аппарате был установлен спутник связи GSAT-19, что делало его самой тяжелой индийской ракетой и грузом из когда-либо запущенных. Спутник был успешно выведен на геостационарную переходную орбиту (GTO) на высоте 170 километров (110 миль). В ходе полета также были проверены обновления конструкции на основе данных, полученных во время суборбитального испытательного полета (см. Раздел перепроектирование).
Первый рабочий полет состоялся 22 июля 2019 г. вылетела со Второй стартовой площадки в 9:13 UTC. Ракета осуществила вторую миссию Индии на Луну Chandrayaan-2, состоящую из орбитального аппарата, посадочного модуля и марсохода. Стэк -2 - самый тяжелый космический корабль, запущенный ISRO.
| Рейс № | Дата / время (UTC ) | Ракета,. конфигурация | Сайт запуска | Полезная нагрузка | Масса полезной нагрузки | Орбита | Пользователь | Запуск. результат |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| X | 18 декабря 2014. 04:00 | LVM3-X | Вторая стартовая площадка |  Эксперимент по возвращению в атмосферу модуля экипажа (CARE) | 3775 кг (8322 фунта) | Суборбитальный | ISRO | Успех |
| Суборбитальный испытательный полет с нефункциональной криогенной ступенью | ||||||||
| D1 | 5 июня 2017 г.. 11: 58 | Mk III | Вторая стартовая площадка | GSAT-19 | 3136 кг (6914 фунтов) | GTO | INSAT | Успех |
| Первый орбитальный испытательный запуск с функциональная криогенная ступень | ||||||||
| D2 | 14 ноября 2018. 11:38 | Mk III | Вторая стартовая площадка | GSAT-29 | 3423 кг (7 546 фунтов) | GTO | INSAT | Успех |
| Второй испытательный орбитальный полет. В ядре L110 использовались модернизированные двигатели Vikas с большей тягой. | ||||||||
| M1 | 22 июля 2019 09:13 | Mk III | Вторая стартовая площадка | Chandrayaan-2 | 3850 кг (8 490 фунтов) | EPO | ISRO | Успех |
| Первый эксплуатационный полет GSLV MK-III. | ||||||||
| Дата / время (UTC ) | Ракета,. Конфигурация | Место запуска | Полезная нагрузка | Орбита |
|---|---|---|---|---|
| Март 2021 г. | Mk III | Вторая стартовая площадка | Chandrayaan-3 | EPO |
| Повторение миссии Chandrayaan-2 с лунным посадочным модулем и марсоходом. | ||||
| 2021 | Mk III | Вторая стартовая площадка | GSAT-20 | GTO |
| 2021 | Mk III | Вторая стартовая площадка | без винта Гаганьян | НОО |
| Первый демонстрационный беспилотный орбитальный полет индийского модуля экипажа. | ||||
| июль 2021 г. | Mk III | Вторая стартовая площадка | Беспилотный Гаганьян | LEO |
| Второй демонстрационный орбитальный полет модуля экипажа. | ||||
| TBA | Mk III | Вторая стартовая площадка | GSAT-22 | GTO |
| декабрь 2021 г. | Mk III | Вторая стартовая площадка | С экипажем Гаганьян | LEO |
| Первый пилотируемый полет в Индии. Стартовая масса 7 800 кг (17 200 фунтов) с служебным модулем, масса капсулы 3735 кг. | ||||
| 2025 | Mk III | Вторая стартовая площадка | Шукраяан | TBD |
| Стартовая масса - 2500 кг; Орбитальный аппарат Венеры и атмосферный шар. | ||||
| TBA | Mk III | Вторая стартовая площадка | Mangalyaan 2 | TBD |
Портал космических полетов 
Индийский портал  | На Викискладе есть материалы, связанные с геосинхронной Спутниковая ракета-носитель Mark III. |
