Vehículo de lanzamiento de satélites geoestacionarios

GSLV

GSLV-F14 transporta el INSAT-3DS en la segunda plataforma de lanzamiento del Centro Espacial Satish Dhawan
Función	Sistema de lanzamiento de sustentación media
Fabricante	Organización Internacional de Radiodifusión
País natal	India
Coste por lanzamiento	US$47 millones [1]
Tamaño
Altura	49,13 m (161,2 pies) [2]
Diámetro	2,8 m (9 pies 2 pulgadas)
Masa	414.750 kg (914.370 libras)
Etapas	3
Capacidad
Carga útil a LEO
Masa	6.000 kg (13.000 libras) [3]
Carga útil a SSO
Masa	3.000 kg (6.600 libras) [3]
Carga útil a GTO
Masa	2.500 kg (5.500 libras) [2] [4]
Historial de lanzamiento
Estado	Mk I: Retirado Mk II: Activo
Sitios de lanzamiento	Centro Espacial Satish Dhawan
Lanzamientos totales	16 + 8 (planificado)
Éxito(s)	10
Falla(s)	4
Fallo(s) parcial(es)	2
Primer vuelo	Mk.I: 18 de abril de 2001 Mk.II: 15 de abril de 2010
Último vuelo	Mk.I: 25 de diciembre de 2010 Mk.II: 17 de febrero de 2024
Tipo de pasajeros/carga	INSAT GSAT ( Satélite del Sur de Asia ) GISAT NVS NISAR
Potenciadores
No. de refuerzos	4 L40 Hs
Altura	19,7 m (65 pies) [5]
Diámetro	2,1 m (6 pies 11 pulgadas)
Masa del propulsor	42.700 kg (94.100 lb) cada uno
Desarrollado por	1 L40H Vikas2
Empuje máximo	760 kN (170 000 lbf ) [ 6]
Empuje total	3.040 kN (680.000 lbf )
Impulso específico	262 s (2,57 km/s)
Tiempo de combustión	154 segundos
Propulsor	N2O4 / UDMH​​​
Primera etapa [6] [5]
Altura	20,2 m (66 pies)
Diámetro	2,8 m (9 pies 2 pulgadas)
Masa del propulsor	138.200 kg (304.700 libras)
Desarrollado por	1 amplificador S139
Empuje máximo	4.846,9 kN (1.089.600 lb- pie )
Impulso específico	237 s (2,32 km/s)
Tiempo de combustión	100 segundos
Propulsor	HTPB ( sólido )
Segunda etapa [6] [5]
Altura	11,6 m (38 pies)
Diámetro	2,8 m (9 pies 2 pulgadas)
Masa del propulsor	39.500 kg (87.100 libras)
Desarrollado por	1 GS2 Vikas4
Empuje máximo	846,8 kN (190 400 lb -pie )
Impulso específico	295 s (2,89 km/s)
Tiempo de combustión	139 segundos
Propulsor	N2O4 / UDMH​​
Segunda etapa GS2 (GL40) [6] [7]
Altura	11,9 m (39 pies)
Diámetro	2,8 m (9 pies 2 pulgadas)
Masa del propulsor	42.500 kg (93.700 libras)
Desarrollado por	1 GS2 Vikas4
Empuje máximo	846,8 kN (190 400 lb -pie )
Impulso específico	295 s (2,89 km/s)
Tiempo de combustión	149 segundos
Propulsor	N2O4 / UDMH​​
Tercera [5] etapa (GSLV Mk I) – CUS
Altura	N / A
Diámetro	2,8 m (9 pies 2 pulgadas)
Masa del propulsor	N / A
Desarrollado por	1 KVD-1
Empuje máximo	70 kN (16 000 lb -pie )
Impulso específico	462 s (4,53 km/s)
Tiempo de combustión	N / A
Propulsor	Oxígeno disuelto / LH 2
Tercera [5] etapa (GSLV Mk II) – CUS12
Altura	8,7 m (29 pies)
Diámetro	2,8 m (9 pies 2 pulgadas)
Masa del propulsor	12.800 kg (28.200 libras)
Desarrollado por	1 CE-7.5
Empuje máximo	75 kN (17 000 lb -pie )
Impulso específico	454 s (4,45 km/s)
Tiempo de combustión	718 segundos
Propulsor	Oxígeno disuelto / LH 2
Tercera [7] etapa (GSLV Mk II) – CUS15
Altura	9,9 m (32 pies)
Diámetro	2,8 m (9 pies 2 pulgadas)
Masa del propulsor	15.000 kg (33.000 libras)
Desarrollado por	1 CE-7.5
Empuje máximo	75 kN (17 000 lb -pie )
Impulso específico	454 s (4,45 km/s)
Tiempo de combustión	846 segundos
Propulsor	Oxígeno disuelto / LH 2
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El vehículo de lanzamiento de satélites geoestacionarios ( GSLV ) es una clase de sistemas de lanzamiento desechables operados por la Organización de Investigación Espacial de la India (ISRO). El GSLV se ha utilizado en quince lanzamientos desde 2001.

El proyecto del Vehículo de Lanzamiento de Satélites Geoestacionarios (GSLV) se inició en 1990 con el objetivo de adquirir una capacidad de lanzamiento india para satélites geoestacionarios . ^{[8] [9]}

El GSLV utiliza componentes importantes que ya se han probado en los vehículos de lanzamiento de satélites polares (PSLV), en forma del cohete propulsor sólido S125/S139 y el motor Vikas de combustible líquido . Debido al empuje necesario para inyectar el satélite en una órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), la tercera etapa debía ser propulsada por un motor criogénico LOX / LH ₂ que en ese momento la India no poseía ni tenía la experiencia tecnológica para construir.

El primer vuelo de desarrollo del GSLV (configuración Mk I) se lanzó el 18 de abril de 2001 y fue un fracaso, ya que la carga útil no alcanzó los parámetros orbitales previstos. El lanzador se declaró operativo después de que el segundo vuelo de desarrollo lanzara con éxito el satélite GSAT-2 . Durante los primeros años desde el lanzamiento inicial hasta 2014, el lanzador tuvo un historial accidentado, con solo 2 lanzamientos exitosos de 7, lo que resultó en que el cohete se ganara el apodo de "niño travieso". ^{[10] [11]}

La tercera etapa debía ser adquirida a la compañía rusa Glavkosmos , incluyendo la transferencia de tecnología y detalles de diseño del motor basados ​​en un acuerdo firmado en 1991. ^[9] Rusia se retiró del acuerdo después de que Estados Unidos objetara el acuerdo por violar el Régimen de Control de Tecnología de Misiles (MTCR) en mayo de 1992. Como resultado, ISRO inició el Proyecto de Etapa Superior Criogénica en abril de 1994 y comenzó a desarrollar su propio motor criogénico. ^[12] Se firmó un nuevo acuerdo con Rusia para 7 etapas criogénicas KVD-1 y 1 etapa de maqueta terrestre sin transferencia de tecnología, en lugar de 5 etapas criogénicas junto con la tecnología y el diseño como en el acuerdo anterior. ^[13] Estos motores se utilizaron para los vuelos iniciales y se denominaron GSLV Mk I. ^[14]

El GSLV, de 49 m (161 pies) de altura y con una masa de despegue de 415 t (408 toneladas largas; 457 toneladas cortas), es un vehículo de tres etapas con etapas sólida, líquida y criogénica respectivamente. El carenado de carga útil, que tiene 7,8 m (26 pies) de largo y 3,4 m (11 pies) de diámetro, protege la electrónica del vehículo y la nave espacial durante su ascenso a través de la atmósfera. Se descarta cuando el vehículo alcanza una altitud de aproximadamente 115 km (71 mi). ^{[15] [ necesita actualización ]}

El GSLV emplea telemetría de banda S y transpondedores de banda C para permitir el monitoreo del rendimiento del vehículo, el seguimiento, la seguridad de alcance/seguridad de vuelo y la determinación preliminar de la órbita. El sistema de navegación inercial redundante con correas hacia abajo/sistema de guía inercial del GSLV alojado en su compartimento de equipos guía al vehículo desde el despegue hasta la inyección en la nave espacial. El piloto automático digital y el esquema de guía de bucle cerrado garantizan la maniobra de altitud requerida y guían la inyección de la nave espacial a la órbita especificada.

El GSLV puede colocar aproximadamente 5.000 kg (11.000 lb) en una órbita terrestre baja (LEO) hacia el este o 2.500 kg (5.500 lb) (para la versión Mk II) en una órbita de transferencia geoestacionaria de 18° .

El primer vuelo del GSLV, GSLV-D1, utilizó la etapa L40. Los vuelos posteriores del GSLV utilizaron motores de alta presión en los propulsores auxiliares llamados L40H. ^{[16] El GSLV utiliza cuatro} propulsores auxiliares líquidos L40H derivados de la segunda etapa L37.5, que están cargados con 42,6 toneladas de propulsores hipergólicos ( UDMH y N ₂ O ₄ ). Los propulsores se almacenan en tándem en dos tanques independientes de 2,1 m (6 pies 11 pulgadas) de diámetro. El motor se alimenta por bomba y genera 760 kN (170.000 lb _f ) de empuje, con un tiempo de combustión de 150 segundos.

El GSLV-D1 utilizó la etapa S125 que contenía 125 t (123 toneladas largas; 138 toneladas cortas) de combustible sólido y tenía un tiempo de combustión de 100 segundos. Todos los lanzamientos posteriores han utilizado la etapa S139 cargada con combustible mejorado. ^[16] La etapa S139 tiene 2,8 m de diámetro y tiene un tiempo de combustión nominal de 100 segundos. ^{[17] [18]}

La etapa GS2 está propulsada por el motor Vikas . Tiene un diámetro de 2,8 m (9 pies 2 pulgadas). ^[17]

La tercera etapa del GSLV Mark II está propulsada por el motor de cohete criogénico indio CE-7.5, mientras que el Mark I, más antiguo y obsoleto, está propulsado por un KVD-1 de fabricación rusa . Utiliza hidrógeno líquido (LH ₂ ) y oxígeno líquido (LOX) ^[19] El motor criogénico indio se construyó en el Centro de Sistemas de Propulsión Líquida ^{[20] [21]} El motor tiene un empuje predeterminado de 75 kN (17 000 lb _f ) pero es capaz de un empuje máximo de 93,1 kN (20 900 lb _f ). En la misión GSLV-F14, se introdujo una nueva etapa C15 de color blanco que tiene procesos de fabricación más respetuosos con el medio ambiente, mejores propiedades de aislamiento y el uso de materiales ligeros. ^[22]

Los cohetes GSLV que utilizan la etapa criogénica rusa (CS) se denominan GSLV Mark I, mientras que las versiones que utilizan la etapa criogénica superior (CUS) autóctona se denominan GSLV Mark II. ^{[23] [24]} Todos los lanzamientos de GSLV se han realizado desde el Centro Espacial Satish Dhawan en Sriharikota .

El primer vuelo de desarrollo del GSLV Mark I tenía una primera etapa de 129 toneladas (S125) y era capaz de lanzar alrededor de 1500 kg a la órbita de transferencia geoestacionaria . El segundo vuelo de desarrollo reemplazó la etapa S125 por la S139. Utilizaba el mismo motor sólido con una carga de propulsante de 138 toneladas. La presión de la cámara en todos los motores líquidos se mejoró, lo que permitió una mayor masa de propulsante y tiempo de combustión. Estas mejoras permitieron al GSLV llevar 300 kg adicionales de carga útil. ^{[25] [26]} El cuarto vuelo operativo del GSLV Mark I, GSLV-F06, tenía una tercera etapa más larga llamada C15 con una carga de propulsante de 15 toneladas y también empleó un carenado de carga útil de 4 metros de diámetro. ^{[27] [28]}

Esta variante utiliza un motor criogénico indio, el CE-7.5, y es capaz de lanzar 2500 kg a la órbita de transferencia geoestacionaria. Los vehículos GSLV anteriores (GSLV Mark I) han utilizado motores criogénicos rusos. ^[29]

Para los lanzamientos a partir de 2018, se desarrolló una versión del motor Vikas con un empuje un 6 % mayor. Se demostró el 29 de marzo de 2018 en la segunda etapa de lanzamiento del GSAT-6A . Se utilizó para los cuatro propulsores de la primera etapa de los motores Vikas en misiones futuras. ^[30]

El 12 de agosto de 2021, durante el lanzamiento de la EOS-03 , se desarrolló y desplegó por primera vez un carenado de carga útil en forma de ojiva de 4 m de diámetro , aunque este lanzamiento fracasó debido a anomalías técnicas con la etapa superior criogénica. Esto permitirá que los vehículos GSLV puedan alojar cargas útiles más grandes. ^[31]

A partir de octubre de 2024, la ISRO ha dejado de vender cohetes GSLV Mk II. Se prevén ocho lanzamientos conocidos con misiones NVS , misiones IDRSS , misiones NISAR , etc. ^[32]

El programa de demostración de tecnología de vehículos de lanzamiento reutilizables es un concepto de avión espacial prototipo creado por ISRO. Para el experimento de vuelo de retorno orbital, actualmente se está desarrollando una versión modificada del lanzador GSLV mk.II, con la etapa criogénica superior reemplazada por la etapa PS-4 del PSLV, ya que el RLV no necesitará todo el exceso de energía producida por el CUS. ^{[33] [34]}

Hasta el 17 de febrero de 2024 ^[actualizar], los cohetes de la familia GSLV han realizado 16 lanzamientos, con resultados de 10 éxitos, cuatro fracasos y dos fallos parciales. ^[35] Todos los lanzamientos se han producido desde el Centro Espacial Satish Dhawan, conocido antes de 2002 como Sriharikota Range (SHAR).

Estado del sistema de lanzamiento

Resumen de los lanzamientos de GSLV por década

• SSLV
• Comparación de familias de lanzadores orbitales
• Comparación de sistemas de lanzamiento orbital
• PSLV
• LVM3
• NGLV
• Organización Internacional de Radiodifusión
• ASLV
• SLV

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• Página GSLV de ISRO
• INDIA en el espacio – Página GSLV
• Etapa superior del cohete 12KRB (KVD-1) en el Centro Espacial Khrunichev