 | Это изделие ракеты содержит полезную нагрузку , но не включает орбитальную высоту или наклонение , которые сильно влияют на ее емкость. ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
 GSLV-F05 с INSAT-3DR на второй стартовой площадке | |
| Функция | Система запуска со средним подъемником |
|---|---|
| Производитель | ISRO |
| Страна происхождения | Индия |
| Стоимость за запуск | 47 миллионов долларов США [1] |
| Размер | |
| Высота | 49,13 м (161,2 футов) [2] |
| Диаметр | 2,8 м (9 футов 2 дюйма) |
| Масса | 414750 кг (914370 фунтов) |
| Этапы | 3 |
| Емкость | |
| Полезная нагрузка на НОО | |
| Масса | 5 000 кг (11 000 фунтов) [2] |
| Полезная нагрузка в GTO | |
| Масса | 2700 кг (6000 фунтов) [2] [3] |
| История запуска | |
| Положение дел |
|
| Сайты запуска | Сатиш Дхаван |
| Всего запусков | 13 (6 Mk.I, 7 Mk.II) |
| Успех (а) | 8 (2 Mk.I, 6 Mk.II) |
| Отказ (ы) | 3 (2 Mk.I, 1 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) [4] |
| Диаметр | 2,1 м (6,9 футов) [4] |
| Масса пороха | 42 700 кг (94 100 фунтов) каждый [4] |
| Двигатели | 1 L40H Викас 2 |
| Толкать | 760 кН (170 000 фунтов силы ) [5] |
| Общая тяга | 3040 кН (680000 фунтов е ) |
| Удельный импульс | 262 с (2,57 км / с) |
| Время горения | 154 секунды [4] |
| Топливо | N 2 O 4 / НДМГ |
| Начальная ступень | |
| Длина | 20,2 м (66 футов) [4] |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) [4] |
| Масса пороха | 138 200 кг (304 700 фунтов) [4] |
| Двигатели | 1 S139 |
| Толкать | 4,846.9 кН (1089600 фунтов е ) [5] |
| Удельный импульс | 237 с (2,32 км / с) |
| Время горения | 100 секунд |
| Топливо | HTPB ( твердый ) |
| Вторая стадия | |
| Длина | 11,6 м (38 футов) [4] |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) [4] |
| Масса пороха | 39 500 кг (87 100 фунтов) [4] |
| Двигатели | 1 GS2 Викас 4 |
| Толкать | 846,8 кН (190400 фунтов е ) [5] |
| Удельный импульс | 295 с (2,89 км / с) |
| Время горения | 139 секунд [4] |
| Топливо | N 2 O 4 / НДМГ |
| Вторая ступень GS2 (GL40) | |
| Длина | 11,9 м (39 футов) [6] |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) [6] |
| Масса пороха | 42 500 кг (93 700 фунтов) [6] |
| Двигатели | 1 GS2 Викас 4 |
| Толкать | 846,8 кН (190400 фунтов е ) [5] |
| Удельный импульс | 295 с (2,89 км / с) |
| Время горения | 149 секунд [6] |
| Топливо | N 2 O 4 / НДМГ |
| Третья ступень (GSLV Mk II) - CUS12 | |
| Длина | 8,7 м (29 футов) [4] |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) [4] |
| Масса пороха | 12 800 кг (28 200 фунтов) [4] |
| Двигатели | 1 CE-7.5 |
| Толкать | 75 кН (17000 фунтов силы ) |
| Удельный импульс | 454 с (4,45 км / с) |
| Время горения | 718 секунд [4] |
| Топливо | LOX / LH2 |
| Третья ступень (GSLV Mk II) - CUS15 | |
| Длина | 9,9 м (32 фута) [6] |
| Диаметр | 2,8 м (9,2 фута) [6] |
| Масса пороха | 15 000 кг (33 000 фунтов) [6] |
| Двигатели | 1 CE-7.5 |
| Толкать | 75 кН (17000 фунтов силы ) |
| Удельный импульс | 454 с (4,45 км / с) |
| Время горения | 846 секунд [6] |
| Топливо | LOX / LH2 |
Ракета-носитель с геосинхронным спутником ( GSLV ) - это одноразовая система запуска, эксплуатируемая Индийской организацией космических исследований (ISRO). GSLV использовался в тринадцати запусках с 2001 по 2018 год, при этом запланировано еще несколько запусков. Несмотря на то, что GSLV Mark III носит такое же название, это совершенно другая ракета-носитель.
История [ править ]
Проект ракеты-носителя для геосинхронных спутников (GSLV) был начат в 1990 году с целью получения индийских возможностей запуска геостационарных спутников . [7] [8]
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 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.
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 опытно-конструкторский 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. [9] [10]
Противоречие криогенного двигателя [ править ]
Третий этап должен был быть закуплен у российской компании « Главкосмос» , включая передачу технологий и деталей конструкции двигателя в соответствии с соглашением, подписанным в 1991 году. [8] Россия отказалась от сделки после того, как США возразили против сделки как нарушающей Режим контроля за ракетными технологиями (MTCR) май 1992 года. В результате ISRO инициировала проект криогенной верхней ступени в апреле 1994 года и начала разработку своего собственного криогенного двигателя. [11] Новое соглашение было подписано 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. [12]Эти двигатели использовались для начальных полетов и получили название GSLV Mk.1. [13]
Описание автомобиля [ править ]
GSLV высотой 49 метров (161 фут) и взлетной массой 415 метрических тонн (915 000 фунтов) представляет собой трехступенчатое транспортное средство с твердой, жидкой и криогенной ступенями соответственно. Обтекатель полезной нагрузки длиной 7,8 метра (26 футов) и диаметром 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 . [14]
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 или 2500 кг (5500 фунтов) (для версии Mk. II) на геостационарную переходную орбиту 18 ° .
Жидкие ускорители [ править ]
В первом полете GSLV, GSLV-D1, использовалась ступень L40. Последующие полеты GSLV использовали двигатели высокого давления в навесных ускорителях под названием L40H. [15] 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 метра (6 футов 11 дюймов). Двигатель насоса подается и генерирует 760 кН (170000 фунтов F ) тяги, с временем горения 150 секунд.
Первый этап [ править ]
GSLV-D1 использовала ступень S125, которая содержала 125 метрических тонн (276 000 фунтов) твердого топлива и имела время горения 100 секунд. Во всех последующих запусках использовалась ступень С139 с усиленным ракетным топливом. [15] Ступень S139 имеет диаметр 2,8 м и номинальное время горения 109 секунд. [16] Ступень создает максимальную тягу 4700 кН. [17]
Второй этап [ править ]
Ступень GS2 приводится в движение двигателем Vikas . Его диаметр составляет 2,8 метра (9 футов 2 дюйма). [16]
Третий этап [ править ]
Третья ступень GSLV Mk.II приводится в движение индийским криогенным ракетным двигателем CE-7.5 , в то время как более старый несуществующий Mk.I приводится в движение российским КВД-1 . В нем используется жидкий водород (LH2) и жидкий кислород (LOX) [18] . Индийский криогенный двигатель был построен в Центре жидкостных пропульсивных систем [19] [20] . Двигатель по умолчанию имеет тягу 75 килоньютон (17 000 фунтов силы), но способен максимальной тяги 93,1 килоньютон (20 900 фунтов силы).
Варианты [ править ]
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. [21] Все запуски GSLV проводились из Космического центра Сатиш Дхаван в Шрихарикоте .
GSLV Mark I [ править ]
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. [22] [23] Четвертый боевой полет GSLV Mk I, GSLV-F06, имеет 15-тонную загрузку топлива на третьей ступени, называемой C-15. [24]
GSLV Mark II [ править ]
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. [25]
Для запусков с 2018 года разработан вариант двигателя Викас 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. [26]
История запуска [ править ]
По состоянию на 14 декабря 2020 [Обновить]года GSLV выполнил 13 запусков, из которых 8 успешно вышли на запланированные орбиты, три полных отказа и два частичных отказа, что составляет показатель успешности для GSLV MK. I на 29% (или 57% с учетом частичного отказа) и 86% для Mk. II вариант. [27] 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 | 7 | 6 | 1 | 0 |
| Всего по состоянию на декабрь 2020 г. [28][Обновить] | 13 | 8 | 3 | 2 |
Галерея [ править ]
Взлет GSLV F05
Автомобиль GSLV F11 на второй стартовой площадке.
Полностью интегрированный GSLV-F05 выходит из здания сборки автомобилей.
Запуск GSLV F11 со второй стартовой площадки.
Вид сверху полностью интегрированного GSLV-F08 внутри здания сборки автомобилей.
См. Также [ править ]
- Сравнение семейств орбитальных ракет-носителей
- Сравнение орбитальных систем запуска
- GSLV Mark III
- PSLV
- ISRO
- ASLV
- SLV
Ссылки [ править ]
- ^ "GAO" .
- ^ a b c "Ракета-носитель геостационарных спутников" . Архивировано из оригинального 21 октября 2015 года . Проверено 21 декабря 2014 .
- ^ "ISRO разрабатывает аппарат для запуска малых спутников" . Проверено 29 августа 2018 .
- ^ a b c d e f g h i j k l m n o "Брошюра GSLV F09" . ISRO.
- ^ a b c d "Брошюра GSLV F08" . ISRO.
- ^ a b c d e f g h "Брошюра GSLV F11" . ISRO.
- ^ «GSLV успешно запущен» (PDF) . Современная наука . 80 (10): 1256 мая 2001 . Проверено 12 декабря 2013 года .
- ^ a b Субраманиан, TS (17–31 марта 2001 г.). "Квест GSLV" . Линия фронта . Проверено 12 декабря 2013 года .
- ^ «Ракета GSLV, объявленный« Непослушный мальчик » » . НДТВ . Wayback Machine. Архивировано из оригинального 11 февраля 2018 года . Проверено 11 февраля 2018 .
- ^ Джейкоб Арон. «Огромная индийская ракета« непослушный мальчик »прилетает с холода» . Новый ученый . Wayback Machine. Архивировано из оригинального 11 февраля 2018 года . Проверено 11 февраля 2018 .
- ↑ Радж, Н. Гопал (21 апреля 2011 г.). «Долгая дорога к криогенной технике» . Индус . Ченнаи, Индия . Проверено 12 декабря 2013 года .
- ↑ Subramanian, TS (28 апреля - 11 мая 2001 г.). «Криогенный квест» . Линия фронта . Проверено 13 декабря 2013 года .
- ^ "Почему новый двигатель ISRO и ракета Mk III - причины забыть криогенный скандал 1990 года" . Проволока . Проверено 10 февраля 2018 .
- ^ "GSLV-F04" . ISRO. Архивировано из оригинала на 4 января 2014 года . Проверено 15 декабря 2013 года .
- ^ а б "GSLV-D2" . ISRO. Архивировано из оригинала 9 августа 2013 года . Проверено 15 декабря 2013 года .
- ^ а б "GSLV D3" . ISRO. Архивировано из оригинального 10 августа 2013 года . Проверено 27 ноября 2013 года .
- ^ «Эволюция индийских технологий ракет-носителей» (PDF) . Современная наука . Проверено 27 января 2014 года .
- ^ "GSLV-D5" . Архивировано из оригинала на 6 октября 2014 года . Проверено 4 января 2014 года .
- ^ "Криогенная ступень ISRO терпит неудачу в первом полете" . Космические новости. Архивировано из оригинального 26 мая 2012 года . Проверено 27 ноября 2013 года .
- ^ "Полеты GSLV, PSLV отложены" . Индус . Ченнаи, Индия. 1 января 2010 г.
- ^ "Брошюра GSLV-D3 / GSAT-4" (PDF) . ISRO. Архивировано из оригинального (PDF) 7 февраля 2014 года . Проверено 15 января 2014 года .
- ^ RV Perumal; Б.Н. Суреш; Д. Нараяна Мурти; Г. Мадхаван Наир (25 июля 2001 г.). «Первый опытный полет геостационарной космической ракеты-носителя (GSLV-D1)» (PDF) . Современная наука . 81 (2): 167–174. Архивировано 5 марта 2016 года из оригинального (PDF) .
- ^ RV Perumal; Д. Нараяна Мурти; Н. Ведачалам; Г. Мадхаван Наир (10 сентября 2003 г.). «Второй опытный полет геостационарной ракеты-носителя» (PDF) . Современная наука . 85 (5): 597–601. Архивировано из оригинального (PDF) 16 февраля 2018 года.
- ^ "GSLV-F06" . ISRO. Архивировано из оригинального 10 августа 2013 года . Проверено 9 января 2014 .
- ^ Кларк, Стивен (2010-10-12). «Индия может обратиться за международной помощью по криогенному двигателю» . ПРОСМОТРЕТЬ СЕЙЧАС . Проверено 15 июля 2011 года .
Помимо новой верхней ступени, запущенный в апреле GSLV Mk.2 был почти идентичен предыдущим версиям ускорителя.
- Рианна Кларк, Стивен (29 марта 2018 г.). «Индия тестирует модернизированную технологию двигателя при успешном запуске спутника связи» . Космический полет сейчас . Проверено 30 марта 2018 .
- ^ "Список запусков GSLV" . isro.org . Проверено 14 декабря 2020 года .
- ^ "Полярная ракета-носитель" . Проверено 29 ноября 2018 .
Внешние ссылки [ править ]
 | Викискладе есть медиафайлы по теме ракеты- носителя с геосинхронным спутником . |
- Страница ISRO GSLV
- ИНДИЯ в космосе - Страница GSLV
- Разгонный блок 12КРБ (КВД-1) Космического центра им. Хруничева
