Войти
 | |
| Функция | Система запуска со средней лифтой |
|---|---|
| Производитель | ISRO |
| Страна происхождения | Индия |
| Стоимость запуска | 47 миллионов долларов США |
| Размер | |
| Высота | 49,13 м (161,2 фута) |
| Диаметр | 2,8 м (9 футов 2 дюйма) |
| Масса | 414750 кг (914370 фунтов) |
| Ступени | 3 |
| Вместимость | |
| Полезная нагрузка до LEO | |
| Масса | 5000 кг (11000 фунтов) |
| Полезная нагрузка до GTO | |
| Масса | 2700 кг (6000 фунтов) |
| История запуска | |
| Статус |
|
| Стартовые площадки | Satish Dhawan |
| Всего запускает | 13 (6 Mk.I, 7 Mk.II) |
| Успех (и) | 8 (2 Mk.I, 6 Mk.II) |
| Ошибка (и) | 3 (2 Mk.I, 1 Mk.II) |
| Частичный отказ (ы) | 2 (Mk.I) |
| Первый полет |
|
| Последний полет |
|
| Известная полезная нагрузка | Спутник в Южной Азии |
| Бустеры | |
| No. ускорители | 4 L40 Hs |
| Длина | 19,7 м (65 футов) |
| Диаметр | 2,1 м (6,9 футов) |
| Масса пороха | 42,700 кг (94,100 фунтов) каждый |
| Двигатели | 1 L40H Vikas 2 |
| Тяга | 760 кН (170,000 фунтов f) |
| Общая тяга | 3,040 кН (680,000 фунтов) f) |
| Удельный импульс | 262 с (2,57 км / с) |
| Время горения | 154 секунды |
| Топливо | N2O4 /НДМГ |
| Первая ступень | |
| Длина | 20,2 м (66 футов) |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) |
| Масса пороха | 138 200 кг (304 700 фунтов) |
| Двигатели | 1 |
| Тяга | 4846,9 кН (1089,600 фунтов f) |
| Удельный импульс | 237 с (2,32 км / с) |
| Время горения | 100 секунд |
| Топливо | HTPB (твердое тело ) |
| Вторая ступень | |
| Длина | 11,6 м (38 футов) |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) |
| Масса пороха | 39 500 кг (87 100 фунтов) |
| Двигатели | 1 GS2 Vikas 4 |
| Тяга | 846,8 кН (190 400 фунтов f) |
| Удельный импульс | 295 с (2,89 км / с) |
| Время горения | 139 секунд |
| Топливо | N2O4/ UDMH |
| Секунда GS2 (GL40) ступень | |
| Длина | 11,9 м (39 футов) |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) |
| Масса пороха | 42,500 кг (93,700 фунтов) |
| Двигатели | 1 GS2 Vikas 4 |
| Тяга | 846,8 кН (190400 фунтов f) |
| Удельный импульс | 295 с (2,89 км / с) |
| Время горения | 149 секунд |
| Топливо | N2O4/ UDMH |
| Третья ступень (GSLV Mk II) - CUS12 | |
| Длина | 8,7 м (29 футов) |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) |
| Масса топлива | 12 800 кг (28 200 фунтов) |
| Двигатели | 1 CE-7,5 |
| Тяга | 75 кН (17000 фунтов f) |
| Удельный импульс | 454 с (4,45 км / с) |
| Время горения | 718 секунд |
| Топливо | LOX / LH2 |
| Третья ступень (GSLV Mk II) - CUS15 | |
| Длина | 9,9 м (32 фута) |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) |
| Масса пороха | 15000 кг (33000 фунтов) |
| Двигатели | 1 CE-7.5 |
| Тяга | 75 кН (17000 фунтов f) |
| Удельный импульс | 454 с (4,45 км / с) |
| Время горения | 846 секунд |
| Топливо | LOX / LH2 |
Ракета-носитель геосинхронных спутников (GSLV ) - это система запуска одноразового использования, эксплуатируемая Индийской организацией космических исследований (ISRO). GSLV использовался в тринадцати запусках с 2001 по 2018 год, при этом запланировано больше запусков. Хотя GSLV Mark III носит такое же название, это совершенно другая ракета-носитель.
Проект геосинхронной ракеты-носителя (GSLV) был начат в 1990 г. цель получения индийских возможностей запуска для геосинхронных спутников.
GSLV использует основные компоненты, которые уже проверены в ракетах-носителях Polar Satellite Launch Vehicle (PSLV) в форме S125 / S139 твердотопливный ракетный ускоритель и на жидком топливе двигатель Викас. Из-за тяги, необходимой для вывода спутника на орбиту GTO, третья ступень должна была приводиться в действие криогенным двигателем LOX / LH2, который в то время в Индии не имел или не имел ноу-хау технологии для его создания.
Первый опытный полет GSLV (конфигурация Mk I), запущенный 18 апреля 2001 г., 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 история пусковой установки была неоднозначной: только 2 успешных запуска из 7.
Третий этап должен был быть закуплен у российской компании. Главкосмос, включая передачу технологий и деталей конструкции двигателя на основании соглашения, подписанного в 1991 году. Россия отказалась от сделки после того, как США возразили против сделки как нарушающей Режим контроля за ракетными технологиями (MTCR), май 1992 г. В результате ISRO инициировала проект верхней криогенной ступени в апреле 1994 г. и начала разработку собственного криогенного двигателя. Было подписано новое соглашение с Россией по 7 криогенным ступеням КВД-1 и 1 этапу наземного макета без передачи технологии вместо 5 криогенных ступеней вместе с технологией и конструкцией в соответствии с предыдущим соглашением. Эти двигатели использовались для первоначальных полетов и получили название GSLV Mk.1.
GSLV-F01, запущенный из космического центра Сатиш Дхаван, Шрихарикота, для размещения первого спутника связи EDUSAT -India, предназначенного для образовательные цели - на орбите 20 сентября 2004 г. GSLV высотой 49 метров (161 фут) с взлетной массой 415 метрических тонн (915 000 фунтов) представляет собой трехступенчатый аппарат с твердым, жидким и криогенным этапы соответственно. Обтекатель полезной нагрузки, который имеет длину 7,8 метра (26 футов) и диаметр 3,4 метра (11 футов), защищает электронику транспортного средства и космический корабль во время его подъема в атмосфере. От него отказываются, когда транспортное средство достигает высоты около 115 км.
GSLV использует телеметрию S-диапазона и транспондеры C-диапазона для обеспечения мониторинга характеристик транспортного средства, отслеживания, безопасность полета / безопасность полета и предварительное определение орбиты. Избыточная ремешковая инерциальная навигационная система / инерциальная система наведения GSLV, размещенная в отсеке для оборудования, направляет аппарат от старта до закачки космического корабля. 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 или 2500 кг (5500 фунтов) (для версии Mk. II) на 18 ° геостационарная переходная орбита.
В первом полете GSLV, GSLV-D1, использовалась ступень L40. В последующих полетах GSLV использовались двигатели высокого давления в навесных ускорителях под названием L40H. GSLV использует четыре жидкостных навесных ускорителя L40H , производных от второй ступени L37.5, которые загружены 42,6 тоннами гиперголовых пропеллентов (UDMH N2O4). хранятся в двух независимых резервуарах диаметром 2,1 м (6 футов 11 дюймов). Двигатель питается насосом и генерирует тягу в 760 килоньютон (170 000 фунтов f) с время горения 150 секунд.
GSLV-D1 использовала ступень S125, которая содержала 125 метрических тонн (276 000 фунтов) твердого топлива и имела время горения 100 секунд. Все последующие При пусках использовалась ступень S139 с усиленным порохом. Ступень S139 имеет диаметр 2,8 м и номинальное время горения 109 секунд. Ступень генерирует максимальную тягу 4700 кН.
Ступень GS2 приводится в движение двигателем Vikas. Его диаметр составляет 2,8 метра (9 футов 2 дюйма).
Третья ступень GSLV Mk.II приводится в движение индийским криогенным станком CE-7.5 . enic ракетный двигатель, в то время как более старый несуществующий Mk.I приводится в движение с помощью российского производства КВД-1. В нем используется жидкий водород (LH2) и жидкий кислород (LOX). Индийский криогенный двигатель был построен в Центре жидкостных двигательных систем. Двигатель по умолчанию имеет тягу 75 килоньютон (17000 фунтов силы), но способен развивать максимальную мощность. тяга 93,1 килоньютона (20 900 фунтов силы).
Ракеты GSLV, использующие российскую криогенную ступень (CS), обозначаются как GSLV Mk I, а версии, в которых используется собственная криогенная верхняя ступень (CUS), обозначаются как GSLV Mk II. Все запуски GSLV проводились из Космического центра Сатиш Дхаван в Шрихарикота.
Первый опытный полет GSLV Mark I имел вес 129 тонн (S125). первая ступень и была способна выводить около 1500 кг на геостационарную переходную орбиту. Второй опытный полет заменил ступень S125 на S139. Он использовал 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 усовершенствования позволили GSLV нести дополнительно 300 кг полезной нагрузки. Четвертый боевой полет GSLV Mk I, GSLV-F06, имеет 15-тонную загрузку топлива на третьей ступени, называемой C-15.
В этом варианте используется индийский криогенный двигатель CE-7.5, способный выводить 2500 кг на геостационарную переходную орбиту. Предыдущие машины GSLV (GSLV Mark I) использовали российские криогенные двигатели.
Для запусков с 2018 года была разработана версия двигателя Vikas с увеличенной на 6% тягой. Он был продемонстрирован 29 марта 2018 года на второй ступени запуска GSAT 6A. Он будет использоваться для четырех ускорителей первой ступени двигателей Vikas в будущих миссиях.
Конфигурация ракеты0,5 11,5 22001 2005 2010 2015 2018
| Результат миссии123452001 2005 2010 2015 2020 '22
|
GSLV Mk I | ||||||||
| Номер рейса | Дата / время (UTC ) | Ракета,. Конфигурация | Место запуска | Полезная нагрузка | Масса полезной нагрузки | Орбита | Пользователь | Запуск. результат |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| D1 | 18 апреля 2001 г.. 10:13 | Mk I | Первая стартовая площадка |  GSAT-1 | 1540 кг | GTO | INSAT | Частичный отказ |
| Опытный полет, полезная нагрузка выведена на орбиту ниже запланированной, и не было достаточного количества топлива выйти на пригодную для использования орбиту. ISRO утверждает, что запуск прошел успешно. В интервью 2014 года председатель ISRO К. Радхакришнан приписал Неисправность из-за неправильного соотношения компонентов смеси, используемого в криогенной верхней ступени. | ||||||||
| D2 | 8 мая 2003 г.. 11:28 | Mk I | Первая стартовая площадка | GSAT -2 | 1825 кг | GTO | INSAT | Успех |
| Опытный полет | ||||||||
| F01 | 20 сентября 2004 г.. 10:31 | Mk I | Первая стартовая площадка | GSAT-3 | 1950 кг | GTO | INSAT | Успех |
| Первый эксплуатационный полет | ||||||||
| F02 | 10 июля 2006 г.. 12:08 | Mk I | Вторая стартовая площадка | INSAT-4C | 2168 кг | GTO | INSAT | Неудача |
| И ракета, и спутник должны были быть уничтожены над Бенгальским заливом после того, как траектория ракеты вывернула за допустимые пределы. | ||||||||
| F04 | 2 сентября 2007 г.. 12:51 | Mk I | Вторая стартовая площадка | INSAT-4CR | 2160 кг | GTO | INSAT | Частичный отказ |
| Апогей ниже, а наклон выше ожидаемого из-за ошибки в подсистеме наведения. В конце концов полезная нагрузка весом 2160 кг достигла обозначенной геостационарной переходной орбиты. Незначительная ошибка в наклонении орбиты, исправленная операторами спутниковой миссии. Спутник полностью готов к эксплуатации, и полный расчетный срок службы составит десять лет. Он успешно провел 6 лет на орбите. ISRO утверждает, что этот полет GSLV был успешным. | ||||||||
| F06 | 25 декабря 2010 г.. 10:34 | Mk I | Вторая стартовая площадка | GSAT-5P | 2310 кг | GTO | INSAT | Отказ |
| Первый полет GSLV Mk.I (c). Уничтожен офицером безопасности дальнего боя после потери контроля над жидкостными ускорителями. | ||||||||
GSLV Mk II | ||||||||
| Номер полета | Дата / время (UTC ) | Ракета,. Конфигурация | Пункт запуска | Полезная нагрузка | Масса полезной нагрузки | Орбита | Пользователь | Запуск. результат |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| D3 | 15 апреля 2010 г.. 10:57 | Mk II | Вторая стартовая площадка | GSAT-4 | 2220 кг | GTO | INSAT | Отказ |
| Первые летные испытания спроектированной и построенной ISRO криогенной верхней ступени (CUS). Не удалось выйти на орбиту из-за неисправности топливного бустерного турбонасоса (FBTP) криогенной верхней ступени. | ||||||||
| D5 | 5 января 2014 г.. 10:48 | Mk II | Вторая стартовая площадка | GSAT-14 | 1980 кг | GTO | INSAT | Успех |
| Полет был запланирован на 19 августа 2013 года, но за час и 14 минут до взлета была обнаружена утечка, и запуск был остановлен. Второй полет GSLV с местной криогенной системой верхняя ступень (CUS) devel Запущенный Центром жидкостных двигательных систем (LPSC) ISRO был успешно запущен 5 января 2014 года. Это был пуск с точностью 40 метров (130 футов). Все три этапа прошли успешно. Это был первый успешный полет криогенной ступени, которая была разработана в Индии. | ||||||||
| D6 | 27 августа 2015. 11:22 | Mk II | Вторая стартовая площадка | GSAT-6 | 2117 кг | GTO | INSAT | Успех |
| GSLV Mk II D6 с местным криогенным двигателем (ICE) успешно перегрузил полезную нагрузку GSAT-6 в Геостационарная переходная орбита (GTO) с параметрами закачки 170 км x 35945 км, наклонением 19,96 градуса. Спутник GSAT-6 в форме куба включает демонстратор технологий развернутую антенну S-диапазона диаметром шесть метров, которая будет обеспечивать услуги связи в S-диапазоне в течение предполагаемого срока службы в девять лет. | ||||||||
| F05 | 8 сентября 2016. 11:20 | MK II | Вторая стартовая площадка | INSAT-3DR | 2211 кг | GTO | INSAT | Успех |
| Первый боевой полет GSLV Mk II. Параметры впрыска были соблюдены с предельной точностью. Перигей находился в пределах 300 м (в пределах 0,18%) от ожидаемого значения, тогда как апогей был в пределах 0,2% (80 км). Разница между ожидаемым и фактическим углом наклона составила 0. INSAT-3DR - усовершенствованный атмосферный метеорологический спутник. а также второй по весу спутник, выведенный на орбиту с помощью собственного криогенного двигателя GSLV | ||||||||
| F09 | 5 мая 2017 г.. 11:27 | Mk II | Вторая стартовая площадка | GSAT-9 / Спутник в Южной Азии | 2230 кг | GTO | INSAT | Успех |
| Спутник в Южной Азии ранее назывался SAARC Satellite | ||||||||
| F08 | 29 марта 2018 г.. 11:26 | Mk II | Вторая стартовая площадка | GSAT-6A | 2140 кг | GTO | INSAT | Success |
| Использовал усовершенствованную версию двигателя Vikas под названием High Thrust Vikas Engine (HTVE), который имел тягу 848 кН на ступени GS2. Электрогидравлический привод, используемый для подвешивания на этапе GS2, был заменен более надежным электромеханическим приводом. Несмотря на то, что запуск прошел успешно, связь со спутником была потеряна через 48 часов после запуска. | ||||||||
| F11 | 19 декабря 2018 года. 10:40 | Mk II | Второй Стартовая площадка | GSAT-7A | 2250 кг | GTO | INSAT | Success |
| Используется улучшенная версия двигателя Vikas под названием High Thrust Vikas Engine (HTVE) вместе с завышенными характеристиками. криогенный двигатель C15. | ||||||||
.
| Дата / время (UTC ) | Ракета,. Конфигурация | Место запуска | Полезная нагрузка | Орбита | Пользователь |
|---|---|---|---|---|---|
| март 2021 г. | Mk II | Вторая стартовая площадка | GISAT 1 | ||
| 2268 кг | |||||
| 2021 | Mk II | Вторая стартовая площадка | GISAT 2 | ||
| 2300 кг | |||||
| 2021 | Mk II | Вторая стартовая площадка | | ||
| 2021 | Mk II | Вторая стартовая площадка | IDRSS -1 | GTO | ISRO |
| 2021 | Mk II | Вторая пусковая площадка | | ||
| 2021 | Mk II | Вторая стартовая площадка | GSAT-7R | ||
| Запасной спутник для ВМС Индии GSAT-7. | |||||
| 2021 | Mk II | Вторая стартовая площадка | IDRSS -2 | GTO | ISRO |
| сентябрь 2022 года | Mk II | Вторая стартовая площадка |  NISAR | НАСА / ISRO | |
| НАСА / ISRO сотрудничество | |||||
| 2022 | Mk II | Вторая стартовая площадка | Insat 3DS | ||
Портал космических полетов 
Индийский портал  | На Викискладе есть материалы, связанные с геосинхронной ракетой-носителем. |
