Lanciatore spaziale del veicolo di lancio del satellite polare | |
Dati generali | |
---|---|
Paese d'origine | India |
Costruttore | ISRO |
Primo volo | 20 settembre 1993 |
Stato | operativo |
Lanci (fallimenti) | 54 (2.5) |
Altezza | 44,4 metri |
Diametro | 2,8 metri |
Peso al decollo | 320 tonnellate |
Piani) | 4 |
Base/e di lancio | Satish-Dhawan |
Versione descritta | XL |
Altre versioni | G, G +, CA, DL, QL |
Carico utile | |
Orbita bassa | 3.250 kg |
Orbita eliosincrona | 1.800 chilogrammi (XL) |
Trasferimento geostazionario (GTO) | 1410 kg |
Motorizzazione | |
Ergol |
Propellenti ipergolici a propellente solido |
Propulsori booster | 6 × 719 kN ( propellente solido ) |
1 ° piano | 4.800 kN (propellente solido) |
2 e piano | 1 x Vikas 799 kN |
3 e piano | 1 × 247 kN (propellente solido) |
missioni | |
Orbita terrestre bassa ed eliocentrica | |
Il Polar Satellite Launch Vehicle ( acronimo di PSLV , in hindi : ध्रुवीय उपग्रह प्रक्षेपण यान , in francese: "Polar Satellite Launch Vehicle" ) è un lanciatore sviluppato dall'ISRO , l'agenzia spaziale indiana . Come suggerisce il nome, è destinato a posizionare i satelliti in orbita polare . È stato sviluppato per consentire all'India di lanciare i suoi satelliti Indian Remote Sensing (IRS) in orbita eliosincrona , un servizio che, fino all'avvento del PSLV, era fornito dalla Russia. Il PSLV può anche lanciare piccoli satelliti in orbita di trasferimento geostazionario (GTO). Sono state sviluppate diverse versioni e possono posizionare da 1 a 2 tonnellate in orbita eliosincrona.
Il lanciatore PSLV è sviluppato dall'agenzia spaziale indiana ISRO . È progettato e sviluppato presso il suo Vikram-Sarabhai Space Center (VSSC) situato a Thiruvananthapuram in Kerala . I sistemi inerziali sono sviluppati dall'ISRO Inertial Systems Unit (IISU) a Thiruvananthapuram. Il secondo e il quarto stadio di propulsione a liquido, nonché i sistemi di controllo della reazione, sono stati sviluppati dal Liquid Propulsion Systems Center (LPSC), anch'esso situato a Thiruvananthapuram. I motori a propellente solido sono prodotti presso il Satish-Dhawan Space Center, dove si trova anche la base di lancio.
Dopo alcuni ritardi, il PSLV ha effettuato il suo primo volo su 20 settembre 1993. Sebbene tutti i motori principali funzionino come previsto, un problema di controllo dell'assetto interrompe il volo del secondo e terzo stadio e il lancio non ha successo. Dopo un guasto parziale sul quarto volo, il20 settembre 1997, il lanciatore ha una serie di lanci di successo (34 di fila a fine 2016). ISRO sta sviluppando un nuovo lanciatore più potente, il GSLV ( Geosynchronous Satellite Launch Vehicle ), per lanciare i suoi satelliti circolanti in orbita geostazionaria, ma il PSLV continua a guidare i lanci di satelliti indiani che circolano in orbita terrestre bassa . Il lanciatore beneficia di diversi miglioramenti volti ad aumentare la spinta, ottimizzare l'efficienza e ridurre il peso (GD, GC, G +). Diverse versioni - PSLV, PSLV-CA, PSLV-XL - sono state sviluppate e commercializzate nel 2014.
Il launcher PSLV è commercializzato ad un prezzo di 17 milioni di dollari USA nella sua versione base e da 20 a 25 milioni di dollari nella sua versione XL.
PSLV è un lanciatore con quattro stadi e da zero a sei booster. Il corpo del lanciatore ha un'altezza di 44,5 metri per un diametro di 2,8 metri. A seconda della versione, la sua massa è compresa tra 229 tonnellate e 320 tonnellate.
Il primo stadio è alimentato da un motore a razzo con propellente solido PS1 che brucia HTPB ) che fornisce una spinta iniziale di 4386 kN con un impulso specifico di 269 secondi (prestazioni nel vuoto). Il palco alto 20,34 metri con un diametro di 2,8 metri ha una massa a vuoto di 30,2 tonnellate e al lancio di 168,2 tonnellate. Il controllo dell'orientamento del beccheggio e dell'imbardata si ottiene iniettando perclorato di stronzio nel flusso ipersonico del motore a razzo ( Secondary Injection Thrust Vector Control o SITVC). Il controllo del rollio si ottiene utilizzando due piccoli motori a razzo montati radialmente sui lati opposti del lanciatore. Lo stadio funziona per 105 secondi e si stacca dal resto del lanciatore a un'altitudine di 76 chilometri. Un cavo esplosivo lo separa dallo stadio superiore e vengono utilizzati piccoli motori per garantire che il primo stadio venga eliminato prima che venga attivato il secondo stadio.
Nella versione più comune, il lanciatore ha sei propulsori booster a propellente solido PSOM di un metro di diametro attaccati al primo stadio. Si accendono in due fasi: 4 si accendono al decollo e altre due 25 secondi dopo. Forniscono ciascuno 502,6 kN di spinta per 44 secondi (49,5 secondi nella versione XL con propulsori booster estesi) con un impulso specifico di 262 secondi. Due dei propulsori booster hanno un sistema di iniezione secondario destinato a controllare il rollio del lanciatore. Alte 10 metri (13,5 metri nella versione XL), hanno una massa al lancio di 11 tonnellate (XL: 14 tonnellate) di cui 9 tonnellate di propellente solido (XL: 12 tonnellate). Nella versione base i propulsori di spinta accesi a terra si separano a quota 24 chilometri dopo 68 secondi di volo e gli altri due propulsori a quota 41 chilometri dopo 90 secondi di volo. La versione DL del lanciatore ha due propulsori booster estesi.
Il secondo stadio è simile nel design a quello del lanciatore Ariane 2 , utilizzando il motore a razzo a propellente liquido Viking prodotto in India su licenza con il nome Vikas . Questo brucia una miscela di N 2 O 4/ UH 25 e funziona per 148 secondi con un impulso specifico di 293 secondi fornendo una spinta di 799 kN . Il corpo al piano superiore è alto 12,8 metri con un diametro di 2,8 metri. La sua massa a vuoto è di 5,3 tonnellate e quella al lancio è di 46 tonnellate. Il motore Vikas funziona con una pressione di 55,5 bar nella camera di combustione . Controllo dell'orientamento del palco per imbardata e beccheggio ruotando il motore a razzo di un angolo fino a 4 °. Il controllo del rollio si ottiene utilizzando motori che utilizzano i gas caldi prodotti dal generatore di gas di Vikas. Allo spegnimento del motore, 158 secondi dopo l'accensione, viene effettuata la separazione con lo stadio superiore mediante corde esplosive assistite da motori di separazione.
Il terzo stadio PS3 utilizza un motore a razzo solido S-7 che brucia PBHT . Fornisce una spinta di 244 kN con un impulso specifico di 294 secondi. Il palco alto 3,54 metri con un diametro di 2,02 metri ha una massa a vuoto di 1,1 tonnellate e al lancio di 7,8 tonnellate. Il rivestimento del pavimento è in fibra di Kevlar-poliammide. L'ugello è incorporato nel palco e utilizza un giunto flessibile che consente di modificare l'asse della spinta di 2° e consente quindi di controllare il lanciatore in beccheggio e imbardata. Il controllo del rollio si ottiene utilizzando i piccoli motori a razzo sul quarto stadio. Lo stadio funziona per 112 secondi ed è staccato dal resto del lanciatore a un'altitudine di 580 chilometri.
Il quarto stadio PS4 è alimentato da due motori a razzo a propellente liquido L-2-5 che bruciano una miscela MMH / MON 3 . Forniscono una spinta totale di 14,6 kN con un impulso specifico di 308 secondi. Il palco alto 2,6 metri con un diametro di 2,02 metri ha una massa a vuoto di 920 kg e al lancio di 2,92 tonnellate (CA 2,52 tonnellate). L'asse di spinta può essere inclinato di 3° rispetto all'asse del palco che permette di controllare il lanciatore in beccheggio e imbardata. Piccoli motori a razzo vengono utilizzati per controllare il rollio durante la fase propulsiva e l'orientamento completo dello stadio durante le fasi non propulsive. Il tempo di funzionamento della fase dipende dalla missione e può arrivare fino a 525 secondi. Il quarto piano ospita il vano delle apparecchiature del lanciatore , in particolare il sistema inerziale, il computer di bordo (Vikram 1601), il sistema di raccolta e trasmissione della telemetria e l'attrezzatura avionica.
Propulsori booster alla base del lanciatore.
Secondo piano.
Terzo e quarto piano.
Quarto piano.
Il carico è posto sotto una carenatura le cui caratteristiche sono comuni a tutte le versioni con altezza di 8,3 metri per un diametro di 3,2 me una massa di 1150 kg . La carenatura è stata rilasciata 165 secondi dopo il decollo mentre il lanciatore si trovava a un'altitudine di 130 km .
Caratteristica | Propulsori booster (× 6) | 1 ° piano | 2 e piano | 3 e piano | 4 e piano |
---|---|---|---|---|---|
motori | propellente solido | propellente solido | 1 motore Vikas | propellente solido | 2 motori a propellente liquido LVS |
Spinta | 2 458 + 1 332 kN | 4 386 kN | 805 kN | 199 kN | 15 kN |
Impulso specifico | 262 s secondi | 269 secondi | 293 secondi | 294 secondi | 308 secondi |
Durata dell'operazione | 44 secondi | 53 secondi e 49 secondi | 147 secondi | 110 secondi | 500 secondi |
Ergol | PBHT | PBHT | N 2 O 4/ UH 25 | propellente solido | MMH / LUN |
La prima versione del launcher, il launcher PSLV-G, viene lanciata in triplice copia per lo sviluppo. Una versione leggermente più potente con un primo stadio che trasporta 9 tonnellate aggiuntive di propellenti è diventata la versione base. Dal 2013, il lanciatore è stato sostituito da una versione G+ con 6 propulsori booster più potenti caratterizzati dalla sostituzione dell'UDMH con l'UH25 come propellente liquido per il secondo stadio. All'inizio del 2019, ci sono tre versioni del launcher:
Versione | G (voli Dx) | G (voli Cx) | G + | IT | XL | DL | QL |
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Date | 1993-1996 | 1997-2002 | 2003-2016 | 2007- | 2008- | 2019- | 2019- |
Voli (inclusi i guasti) | 3 (1) | 4 (0,5) | 5 | 13 | 20 (1) | 1 | 2 |
Carico utile | Orbita eliosincrona : 900 kg | Eliosincrono: 1.450 kg | Eliosincrono: 1.600 kg | Eliosincrono: 1.000 kg Orbita bassa : 2.100 kg |
Eliosincrono: 1750 kg | Eliosincrono: 1250 kg | Eliosincrono: 1.500 kg |
Massa | 281 t Onnes | 292 t Onnes | 292 t Onnes | 226 t Onnes | 320 t Onnes |
Numero | Versione | Data di rilascio | Luogo di lancio | Carico utile | Tipo di astronave | Stato |
D1 | PSLV-G | 20 settembre 1993 | SDSC | IRS 1E | Satellite di osservazione della Terra | Guasto: un bug del computer fa schiantare il lanciatore nel Golfo del Bengala , 700 secondi dopo il decollo (volo sperimentale). |
re2 | PSLV-G | 15 ottobre 1994 | SDSC | IRS P2 | Satellite di osservazione della Terra | Volo sperimentale. |
RE3 | PSLV-G | 21 marzo 1996 | SDSC | IRS P3 | Satellite di osservazione della Terra | Volo sperimentale. |
do1 | PSLV-G | 29 settembre 1997 | SDSC | IRS 1D | Satellite di osservazione della Terra | Guasto parziale: (perigeo troppo basso). |
do2 | PSLV-G | 26 maggio 1999 | SDSC | OceanSat 1 , DLR-Tubsat, KitSat 3 | Satellite di osservazione della Terra | |
C3 | PSLV-G | 22 ottobre 2001 | SDSC | TES, PROBA-1 , BIRD | Satellite meteorologico | |
C4 | PSLV-G | 12 settembre 2002 | SDSC | METSAT 1 (Kalpana 1) ( Sistema satellitare nazionale indiano ) | Satellite meteorologico | Satellite inserito nell'orbita di trasferimento geostazionario . |
C5 | PSLV-G + | 17 ottobre 2003 | SDSC | ResourceSat 1 | Satellite di osservazione della Terra | |
C6 | PSLV-G + | 5 maggio 2005 | SDSC | Cartosat-1 , HAMSAT | Satellite di osservazione della Terra | |
C7 | PSLV-G + | 10 gennaio 2007 | SDSC | CartoSat 2 , SRE , LAPAN-TUBSAT, PEHUENSAT-1. | Satellite di osservazione della Terra | |
C8 | PSLV-CA | 23 aprile 2007 | SDSC | AGILE , MAO (in) | Satellite di osservazione della Terra | |
C10 | PSLV-CA | 21 gennaio 2008 | SDSC | Polaris Israele | ||
C9 | PSLV-CA | 28 aprile 2008 | SDSC | Cartosat-2A , IMS-1 / TWSAT (en) , Cute 1.7 + APD-2 (en) , Seeds-2 (en) , CanX-2 (en) , CanX-6/NTS (en) , Delfi-C3 ( it) , AAUSAT- II (en) , Compass 1 (en) , RUBIN-8 (en) | Satellite di osservazione della Terra | |
C11 | PSLV-XL | 22 ottobre 2008 | SDSC | Chandrayaan-1 | Sonda spaziale lunare | |
C12 | PSLV-CA | 20 aprile 2009 | SDSC | ANUSAT (it) , RISAT-2 | Satellite di ricognizione radar | |
C14 | PSLV-CA | 23 settembre 2009 | SDSC | Oceansat-2 , Rubin 9.1 , Rubin 9.2 , SwissCube-1 , BeeSat (en) , UWE-2 , ITUpSAT1 (en) | Satellite di osservazione della Terra | |
C15 | PSLV-CA | 12 luglio 2010 | SDSC | Cartosat-2B , ALSAT-2A , AISSat-1 (en) , TIsat-1, STUDSAT (en) | Satellite di osservazione della Terra | |
C16 | PSLV-G + | 20 aprile 2011 | SDSC | ResourceSat-2 , X-Sat (en) , YouthSat (en) | Satellite di osservazione della Terra | |
C17 | PSLV-XL | 15 luglio 2011 | SDSC | GSAT-12 ( pollici ) | Satellite per telecomunicazioni | |
C18 | PSLV-CA | 12 ottobre 2011 | SDSC | Megha-Tropiques , SRMSAT (en) , Jugnu , VesselSat-1 (en) | Satellite di osservazione della Terra | |
C19 | PSLV-XL | 26 aprile 2012 | SDSC | RISAT-1 | Radar satellitare per l'osservazione della Terra | |
C21 | PSLV-CA | 8 settembre 2012 | SDSC | SPOT-6 Francia | Satellite di osservazione della Terra | |
C20 | PSLV-CA | 25 febbraio 2013 | SDSC | SARAL | Satellite di osservazione della Terra | |
C22 | PSLV-XL | 1 ° luglio 2013 | SDSC | IRNSS -1A | Navigazione satellitare | |
C25 | PSLV-XL | 5 novembre 2013 | SDSC | Missione Mars Orbiter | Sonda spaziale: Martian Orbiter | |
C24 | PSLV-XL | 4 aprile 2014 | SDSC | IRNSS -1B | Navigazione satellitare | |
C23 | PSLV-CA | 30 giugno 2014 | SDSC | SPOT-7 , Can-X4, Can-X5 | Satellite di osservazione della Terra | |
C26 | PSLV-XL | 15 ottobre 2014 alle 20:02 | SDSC | IRNSS -1C | Navigazione satellitare | |
C27 | PSLV-XL | 28 marzo 2015 alle 11:49 | SDSC | IRNSS -1D | Navigazione satellitare | |
C28 | PSLV-XL | 10 luglio 2015 alle 16:28 | SDSC | UK-DMC 3A (en) , UK-DMC 3B (en) , UK-DMC 3C (en) , CBNT-1 , DeOrbitSail | Satellite di osservazione della Terra | |
C30 | PSLV-XL | 28 settembre 2015 | SDSC |
Astrosat LAPAN-A2 (en) , ExactView 9 , Lemur 2 (en) , Lemur 3 , Lemur 4 , Lemur 5 |
Telescopio spaziale a raggi X e ultravioletti | |
C29 | PSLV-CA | 16 dicembre 2015 | SDSC | TeleOS 1 , VELOX C1 , Kent Ridge 1 , VELOX 2 , Athenoxat 1 , Galassia | Satellite di osservazione della Terra | |
C31 | PSLV-XL | 20 gennaio 2016 | SDSC | IRNSS -1E | Navigazione satellitare | |
C32 | PSLV-XL | 10 marzo 2016 | SDSC | IRNSS -1F | Navigazione satellitare | |
C33 | PSLV-XL | 28 aprile 2016 | SDSC | IRNSS -1G | Navigazione satellitare | |
C34 | PSLV-XL | 22 giugno 2016 | SDSC |
Cartosat-2C LAPAN-A3 (en) , BIROS, SkySat Gen2-1, GHGSat-D , M3MSat (en) , Swayam (en) , SathyabamaSat (en) , 12 × Flock-2P Dove nanosatelliti |
Satellite di osservazione della Terra | |
C35 | PSLV-G + | 26 settembre 2016 | SDSC | ScatSat-1 , ALSAT-1B , ALSAT-1N, ALSAT-2B, Pathfinder-1 (en) , Pratham , PISat (en) , Can-X7 | Satellite di osservazione della Terra | |
C36 | PSLV-XL | 7 dicembre 2016 alle 04:55 | SDSC | Risorseat-2A | Satellite di osservazione della Terra | |
C37 | PSLV-XL | 14 febbraio 2017 alle 09:28 | SDSC | Cartosat-2D del peso di 714 kg , più 103 satelliti con un peso complessivo di 664 kg . Numero record di satelliti lanciati contemporaneamente tra cui Blue Diamond , Green Diamond , Red Diamond . | Satellite di osservazione della Terra | |
C38 | PSLV-XL | 23 giugno 2017 | SDSC | Cartosat-2E , EMIsat , SPaDEx | Satellite di osservazione della Terra | |
C39 | PSLV-XL | 31 agosto 2017 | SDSC | IRNSS-1H | Navigazione satellitare | Il calo fallito tappo |
C40 | PSLV-XL | 12 gennaio 2018 | SDSC | Cartosat-2F , MicroSat-TD , SPaDEx , Carbonite-2 , LEO Vantage 1 , ICEYE X1 + CubeSats | Satellite di osservazione della Terra (Cartosat) | |
C41 | PSLV-XL | 11 aprile 2018 | SDSC | IRNSS-1I | Navigazione satellitare | |
C42 | PSLV-CA | 16 settembre 2018 | SDSC | NovaSAR-S, SSTL-S1 a 4 | Satellite di osservazione della Terra | |
C43 | PSLV-CA | 29 novembre 2018 | SDSC | HysIS , Flock-3r da 1 a 16, Hiber 1, Reaktor Hello World, 3Cat 1 + CubeSats | Satellite di osservazione della Terra | |
C44 | PSLV-DL | 24 gennaio 2019 | SDSC | Microsat-R , Kalamsat (CubeSat 1U) | Satellite militare bersaglio ( ASAT ) | Nuova versione del launcher |
C45 | PSLV-QL | 1 ° aprile 2019 | SDSC | EMISAT di 436 kg , più 28 satelliti | Satellite di osservazione della Terra | Nuova versione del launcher |
C46 | PSLV-CA | 22 maggio 2019 | SDSC | RISAT 2B | Satellite di osservazione della Terra | |
C47 | PSLV-XL | 27 novembre 2019 | SDSC | Cartosat-3 , Flock-4p da 1 a 12, Meshbed | Satellite di osservazione della Terra | |
C48 | PSLV-QL | 11 dicembre 2019 | SDSC | RISAT-2BR1 | Satellite di osservazione della Terra | |
C49 | PSLV-DL | 7 novembre 2020 | SDSC | RISAT-2BR2 | Satellite di osservazione della Terra | |
C50 | PSLV-CA | 17 dicembre 2020 | SDSC | GSAT-12R (it) | Satellite per telecomunicazioni | |
Lanci pianificati | ||||||
C51 | PSLV-DL | 2021 | SDSC | Amazzonia-1 (in) | Satellite di osservazione della Terra | |
C52 | PSLV-XL | 2021 | SDSC | IRNSS-1J | Navigazione satellitare | |
PSLV | 2021 | SDSC | Oceansat-3 | Satellite di osservazione della Terra | ||
PSLV | 2021 | SDSC | Cartosat-3A | Satellite di osservazione della Terra | ||
PSLV | 2021 | SDSC | Oceansat-3A | Satellite di osservazione della Terra | ||
PSLV | 2021 | SDSC | Cartosat-3B | Satellite di osservazione della Terra | ||
PSLV-XL | 2022 | SDSC | Aditya | Satellite scientifico: osservatorio solare | ||
PSLV | 2022 | SDSC | Risorseat-3A | Satellite di osservazione della Terra |
Il 31 agosto 2017Il 41 ° copia del veicolo di lancio PSLV-XL decolla portando la navigazione satellitare IRNSS-1H. Dopo lo sparo del secondo stadio, il rilascio della carenatura fallisce. Il secondo stadio quindi il terzo stadio del lanciatore penalizzato dalla massa aggiuntiva (1150 kg ) non riescono a raggiungere la velocità prevista (6,96 invece di 7,28 km/s ). Il quarto stadio funziona fino all'esaurimento del carburante senza poter compensare questa differenza di velocità. Il lanciatore rilascia il satellite in un'orbita di 167,4 × 6.554,8 km invece di 284 × 20.650 km . Il lancio è un fallimento.