PSLV ha ganado credibilidad como proveedor líder de servicios de viajes compartidos para satélites pequeños, debido a sus numerosas campañas de despliegue de múltiples satélites con cargas útiles auxiliares, generalmente viajes compartidos junto con una carga útil principal india. [12] A junio de 2022, PSLV ha lanzado 345 satélites extranjeros de 36 países. [13] El más notable de ellos fue el lanzamiento del PSLV-C37 el 15 de febrero de 2017, desplegando con éxito 104 satélites en órbita sincrónica al sol, triplicando el récord anterior en poder de Rusia por el mayor número de satélites enviados al espacio en un solo lanzamiento, [14] [15] hasta el 24 de enero de 2021, cuando SpaceX lanzó la misión Transporter-1 en un cohete Falcon 9 que transportaba 143 satélites en órbita. [16]
Las cargas útiles se pueden integrar en una configuración en tándem empleando un adaptador de lanzamiento dual. [17] [18] También se colocan cargas útiles más pequeñas en la plataforma del equipo y adaptadores de carga útil personalizados. [19]
Desarrollo
PSLV-C11 con correa
Los estudios del grupo de planificación del PSLV bajo la dirección de S. Srinivasan para desarrollar un vehículo capaz de transportar una carga útil de 600 kg a una órbita sincrónica solar de 550 km desde SHAR comenzaron en 1978. [20] [21] Entre las 35 configuraciones propuestas, se eligieron cuatro; en noviembre de 1980, se estaba considerando una configuración de vehículo con dos módulos adicionales en un propulsor central (S80) con una carga de combustible sólido de 80 toneladas cada uno, una etapa líquida con una carga de combustible de 30 toneladas (L30) y una etapa superior llamada Sistema Perigeo-Apogeo (PAS). [22] [23] [24] [25]
En 1981, la confianza en el desarrollo de naves espaciales de teledetección creció con el lanzamiento de Bhaskara-1 , y los objetivos del proyecto PSLV se actualizaron para que el vehículo entregara una carga útil de 1000 kg en un SSO de 900 km . A medida que se afianzó la transferencia de tecnología del motor de cohete Viking , se seleccionó una nueva configuración más ligera con la inclusión de una etapa de alimentación líquida. [26] La financiación se aprobó en julio de 1982 para el diseño finalizado, empleando un solo núcleo sólido S125 grande como primera etapa con seis correas de 9 toneladas (S9) derivadas de la primera etapa SLV-3 , la segunda etapa de combustible líquido (L33) y dos etapas superiores sólidas (S7 y S2). Esta configuración necesitaba más mejoras para cumplir con los requisitos de precisión de inyección orbital de los satélites IRS y, por lo tanto, la etapa terminal sólida (S2) se reemplazó con una etapa de combustible líquido alimentada a presión (L1.8 o LUS) impulsada por motores gemelos derivados de los motores de control de balanceo de la primera etapa. Además de aumentar la precisión, la etapa superior líquida también absorbió cualquier desviación en el rendimiento de la tercera etapa sólida. La configuración final del PSLV-D1 para volar en 1993 fue (6 × S9 + S125) + L37.5 + S7 + L2. [23] [24]
El PSLV se lanzó por primera vez el 20 de septiembre de 1993. [27] [28] La primera y la segunda etapa funcionaron como se esperaba, pero un problema de control de actitud provocó la colisión de la segunda y la tercera etapa en la separación, y la carga útil no logró alcanzar la órbita. [29] Después de este revés inicial, el PSLV completó con éxito su segunda misión en 1994. [30] El cuarto lanzamiento del PSLV sufrió un fallo parcial en 1997, dejando su carga útil en una órbita más baja de lo planeado. En noviembre de 2014, el PSLV se había lanzado 34 veces sin más fallos. [31] (Aunque el lanzamiento 41: agosto de 2017 PSLV-C39 no tuvo éxito. [2] )
El PSLV sigue apoyando el lanzamiento de satélites indios y extranjeros, especialmente los de órbita baja (LEO). Ha experimentado varias mejoras con cada versión posterior, especialmente las relacionadas con el empuje, la eficiencia y el peso. En noviembre de 2013, se utilizó para lanzar la Mars Orbiter Mission , la primera sonda interplanetaria de la India. [32]
En junio de 2018, el Gabinete de la Unión aprobó ₹ 6,131 crore (equivalente a ₹ 72 mil millones o US$ 860 millones en 2023) para 30 vuelos operativos del PSLV programados para realizarse entre 2019 y 2024. [33]
ISRO está trabajando para entregar la producción y operación del PSLV a la industria privada a través de una empresa conjunta. [34] El 16 de agosto de 2019, NewSpace India Limited lanzó una invitación a licitar para la fabricación del PSLV en su totalidad por parte de industrias privadas. [35] [36] El 5 de septiembre de 2022, NewSpace India Limited firmó un contrato con Hindustan Aeronautics Limited y el conglomerado liderado por Larsen & Toubro para la producción de cinco vehículos de lanzamiento PSLV-XL después de ganar una licitación competitiva. Según este contrato, tienen que entregar su primer PSLV-XL en un plazo de 24 meses y los cuatro vehículos restantes cada seis meses. [37] [38] [39]
Descripción del vehículo
El PSLV tiene cuatro etapas y utiliza sistemas de propulsión sólida y líquida alternativamente.
La primera etapa, uno de los cohetes propulsores de combustible sólido más grandes del mundo, lleva 138 t (136 toneladas largas; 152 toneladas cortas) de propulsor de polibutadieno con terminación en hidroxilo (HTPB) y desarrolla un empuje máximo de aproximadamente 4.800 kN (1.100.000 lbf ) . La carcasa del motor de 2,8 m (9 pies 2 pulgadas) de diámetro está hecha de acero martensítico y tiene una masa vacía de 30.200 kg (66.600 lb). [9]
El control de cabeceo y guiñada durante el vuelo de la primera etapa lo proporciona el sistema de control vectorial de empuje por inyección secundaria (SITVC), que inyecta una solución acuosa de perclorato de estroncio en el escape del S139 divergente de un anillo de 24 puertos de inyección para producir un empuje asimétrico. La solución se almacena en dos tanques cilíndricos de aluminio sujetos al motor de cohete sólido central y presurizados con nitrógeno . Debajo de estos dos tanques SITVC, también se fijan módulos de propulsor de control de balanceo (RCT) con un pequeño motor líquido bipropulsante (MMH/MON). [28]
En el PSLV-G y el PSLV-XL, el empuje de la primera etapa se ve aumentado por seis propulsores sólidos acoplables . Cuatro de los propulsores se encienden desde tierra y los dos restantes se encienden 25 segundos después del lanzamiento. Los propulsores sólidos llevan 9 t (8,9 toneladas largas; 9,9 toneladas cortas) o 12 t (12 toneladas largas; 13 toneladas cortas) (para la configuración PSLV-XL) de propulsante y producen 510 kN (110.000 lbf ) y 719 kN (162.000 lbf ) de empuje respectivamente. Dos propulsores acoplables están equipados con SITVC para un control de actitud adicional. [9] El PSLV-CA no utiliza propulsores acoplables.
La separación de la primera etapa se ve facilitada por cuatro pares de retrocohetes instalados en la etapa intermedia (1/2L). Durante la puesta en escena, estos ocho cohetes ayudan a alejar la etapa agotada de la segunda etapa. [40]
La segunda etapa está propulsada por un solo motor Vikas y lleva 41,5 t (40,8 toneladas largas; 45,7 toneladas cortas) de combustible líquido almacenable en la Tierra : dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) como combustible y tetróxido de nitrógeno (N 2 O 4 ) como oxidante en dos tanques separados por un mamparo común. [28] Genera un empuje máximo de 800 kN (180.000 lb f ). El motor está cardán (±4°) en dos planos para proporcionar control de cabeceo y guiñada mediante dos actuadores, mientras que el control de balanceo lo proporciona un motor de control de reacción de gas caliente (HRCM) que expulsa los gases calientes desviados del generador de gas del motor Vikas. [41]
En la etapa intermedia (1/2U) del PS2 hay dos pares de cohetes de vacío para mantener una aceleración positiva durante la etapa intermedia del PS1/PS2 y también dos pares de retrocohetes para ayudar a empujar la etapa agotada durante la etapa intermedia del PS2/PS3. [40]
La segunda etapa también lleva cierta cantidad de agua en un tanque toroidal en su parte inferior. [42] Se utiliza agua pulverizada para enfriar los gases calientes del generador de gas de Vikas a unos 600 °C antes de entrar en la turbobomba. Los tanques de propulsor y agua de la segunda etapa están presurizados con helio . [43] [44] [45]
La tercera etapa utiliza 7,6 t (7,5 toneladas largas; 8,4 toneladas cortas) de combustible sólido HTPB y produce un empuje máximo de 250 kN (56.000 lbf ) . Su duración de combustión es de 113,5 segundos. Tiene una carcasa de fibra de poliamida y Kevlar y una tobera sumergida equipada con una tobera cardánica con sello de cojinete flexible con un vector de empuje de ±2° para el control de cabeceo y guiñada. El control de alabeo lo proporciona el sistema de control de reacción (RCS) de la cuarta etapa durante la fase de empuje, así como durante la fase de planeo combinado, en la que la PS3 quemada permanece unida a la PS4. [9] [10]
Cuarta etapa (PS4)
La cuarta etapa está propulsada por dos motores refrigerados regenerativamente, [46] que queman monometilhidrazina (MMH) y óxidos mixtos de nitrógeno (MON). Cada motor alimentado a presión genera 7,4 kN (1.700 lb f ) de empuje y está cardán (±3°) para proporcionar control de cabeceo, guiñada y balanceo durante el vuelo propulsado. El control de actitud en fase de desvío lo proporcionan seis propulsores RCS de 50 N. [47] La etapa está presurizada con helio [48] y transporta entre 1.600 kg (3.500 lb) y 2.500 kg (5.500 lb) de propulsor según los requisitos de la misión. La PS4 tiene tres variantes L1.6, L2.0 y L2.5 según la capacidad del tanque de propulsor. [49] [50]
En la misión PSLV-C29/TeLEOS-1, la cuarta etapa demostró por primera vez la capacidad de reencendido, que se utilizó en muchos vuelos posteriores para desplegar cargas útiles en múltiples órbitas en una sola campaña. [51]
Como medida de mitigación de desechos espaciales , la cuarta etapa del PSLV se pasiva mediante la liberación de vapor de presión y propulsor después de alcanzar los objetivos principales de la misión. Esta pasivación evita cualquier fragmentación o explosión involuntaria debido a la energía interna almacenada. [52] [53] [54]
ISRO completó con éxito una prueba en caliente de 665 segundos del motor PS4 impreso en 3D , producido por Wipro 3D mediante fusión selectiva por láser . Se eliminaron un total de 19 juntas de soldadura mediante este proceso, mientras que los 14 componentes del motor se redujeron a una sola pieza. Se ahorró el 60% del tiempo de producción y se redujo drásticamente la cantidad de materias primas utilizadas por motor, de 565 kg a 13,7 kg de polvo metálico. [56]
El escenario de la PS4 como plataforma orbital
La PS4 ha transportado cargas útiles alojadas como AAM en PSLV-C8, [42] Rubin 9.1 / Rubin 9.2 en PSLV-C14 [57] y mRESINS en PSLV-C21. [58] Pero ahora, la PS4 se está ampliando para que sirva como una plataforma orbital de larga duración después de completar la misión principal. La plataforma orbital PS4 (PS4-OP) tendrá su propia fuente de alimentación, paquete de telemetría, almacenamiento de datos y control de actitud para cargas útiles alojadas. [59] [60] [61]
En las campañas PSLV-C37 y PSLV-C38 , [62] como demostración, el PS4 se mantuvo operativo y monitoreado durante más de diez órbitas después de entregar la nave espacial. [63] [64] [65]
El PSLV-C44 fue la primera campaña en la que el PS4 funcionó como plataforma orbital independiente durante un corto período de tiempo, ya que no había capacidad de generación de energía a bordo. [66] Llevaba como carga útil fija el KalamSAT-V2, un cubesat de 1U de Space Kidz India basado en el kit Interorbital Systems . [67] [68]
En la campaña PSLV-C45 , la cuarta etapa tenía su propia capacidad de generación de energía, ya que se aumentó con una serie de células solares fijas alrededor del tanque de propulsor PS4. [69] Las tres cargas útiles alojadas en PS4-OP fueron el Analizador de Potencial de Retardo Avanzado para Estudios Ionosféricos (ARIS 101F) de IIST , [70] una carga útil AIS experimental de ISRO y AISAT de Satellize . [71] Para funcionar como plataforma orbital, la cuarta etapa se puso en modo de estabilización de giro utilizando sus propulsores RCS. [72]
En la campaña PSLV-C53 , el PS4-OP se conoce como el Módulo Experimental Orbital PSLV (POEM) y albergaba seis cargas útiles. POEM fue la primera plataforma orbital basada en la cuarta etapa del PSLV que se estabilizó activamente utilizando propulsores de gas frío basados en helio después de la misión principal y la pasivización de la etapa. [73] [74] [75] [76]
El carenado de carga útil del PSLV, también conocido como su "escudo térmico", consta de una sección superior cónica con una tapa de morro esférica, una sección media cilíndrica y una sección inferior de cola de barco. Con un peso de 1.182 kilogramos (2.606 libras), tiene un diámetro de 3,2 metros y una altura de 8,3 metros. [79] Tiene una construcción Isogrid y está hecho de aleación de aluminio 7075 con una tapa de morro de acero de 3 mm de espesor. [80] [81] Las dos mitades del carenado están separadas mediante un sistema de lanzamiento basado en un dispositivo pirotécnico que consta de mecanismos de separación horizontal y lateral. [82] Para proteger la nave espacial de daños debidos a cargas acústicas excesivas durante el lanzamiento, el interior del escudo térmico está revestido con mantas acústicas. [28]
Variantes
La ISRO ha previsto una serie de variantes del PSLV para satisfacer los diferentes requisitos de las misiones. Actualmente hay dos versiones operativas del PSLV: la versión con un solo núcleo (PSLV-CA) sin motores acoplados, y la versión (PSLV-XL), con seis motores acoplados de longitud extendida (XL) que transportan 12 toneladas de combustible basado en HTPB cada uno. [83] Estas configuraciones ofrecen amplias variaciones en las capacidades de carga útil, hasta 3.800 kg (8.400 lb) en órbita baja y 1.800 kg (4.000 lb) en órbita heliosincrónica.
PSLV-G
La versión estándar o "genérica" del PSLV, el PSLV-G , tenía cuatro etapas que utilizaban sistemas de propulsión sólida y líquida alternativamente y seis motores acoplados (PSOM o S9) con una carga de combustible de 9 toneladas. Tenía capacidad para lanzar 1.678 kg (3.699 lb) a 622 km (386 mi) en órbita heliosincrónica. El PSLV-C35 fue el último lanzamiento operativo del PSLV-G antes de su discontinuación. [84] [85] [86]
PSLV-CA
El modelo PSLV-CA , CA significa "Core Alone" (Núcleo Solo), se estrenó el 23 de abril de 2007. El modelo CA no incluye los seis propulsores adicionales utilizados por la variante estándar del PSLV, pero dos tanques SITVC con módulos Roll Control Thruster aún están unidos al costado de la primera etapa con la adición de dos estabilizadores aerodinámicos cilíndricos. [49] [86] La cuarta etapa de la variante CA tiene 400 kg (880 lb) menos de propulsor en comparación con su versión estándar. [49] Actualmente tiene capacidad para lanzar 1100 kg (2400 lb) a una órbita sincrónica al sol de 622 km (386 mi) . [87]
PSLV-XL
El PSLV-XL es la versión mejorada del vehículo de lanzamiento de satélites polares en su configuración estándar, propulsado por propulsores alargados más potentes con una carga de combustible de 12 toneladas. [49] Con un peso de 320 t (310 toneladas largas; 350 toneladas cortas) en el despegue, el vehículo utiliza motores atados a correas más grandes (PSOM-XL o S12) para lograr una mayor capacidad de carga útil. [88] El 29 de diciembre de 2005, la ISRO probó con éxito la versión mejorada del propulsor atado a correas para el PSLV. [89] El primer uso del PSLV-XL fue el lanzamiento de Chandrayaan-1 por el PSLV-C11. La capacidad de carga útil para esta variante es de 1.800 kg (4.000 lb) a la órbita heliosincrónica. [87]
PSLV-DL
La variante PSLV-DL tiene solo dos propulsores acoplables con una carga de combustible de 12 toneladas. El PSLV-C44 del 24 de enero de 2019 fue el primer vuelo en utilizar la variante PSLV-DL del vehículo de lanzamiento de satélites polares. [90] [91] Es capaz de lanzar 1257 kg (2771 lb) a una órbita heliosincrónica de 600 km (370 mi). [5]
La variante PSLV-QL tiene cuatro propulsores de apoyo con iluminación terrestre, cada uno con 12 toneladas de combustible. El PSLV-C45, el 1 de abril de 2019, fue el primer vuelo del PSLV-QL. [92] Tiene la capacidad de lanzar 1523 kg (3358 lb) a una órbita heliosincrónica de 600 km (370 mi). [5]
PSLV-3S (concepto)
El PSLV-3S fue concebido como una versión de tres etapas del PSLV, sin sus seis propulsores adicionales y la segunda etapa líquida. Se esperaba que la masa total de despegue del PSLV-3S fuera de 175 toneladas con capacidad para colocar 500 kg en una órbita terrestre baja de 550 km . [87] [93] [94] [95] [96]
Perfil de lanzamiento
PSLV-XL:
El PS1 se enciende en T+0 proporcionando 4846 kN de empuje.
En T+1, 4 de los 6 propulsores se encienden en tierra, cada uno produciendo 703 kN de empuje. 7658 kN de empuje total son producidos por la propulsión combinada de los PSOM y el PS1.
Alrededor de T+23/26, los dos propulsores restantes apagados se iluminan con aire, llevando el cohete a su máxima capacidad de empuje.
A las 1:10, los primeros 4 PSOM iluminados desde tierra han agotado su combustible y ahora se separan y caen al océano. Los 2 PSOM restantes y el PS1 continúan ardiendo.
En T+1:35, los 2 PSOM restantes completan su combustión de 70 segundos y se separan, dejando el cohete en una configuración de núcleo solo.
En T+1:50, la PS1 ha completado su combustión de 110 segundos y se separa y el motor Vikas dentro de la PS2 se enciende.
La segunda etapa arde durante unos 130 segundos y alrededor de T+4 minutos, la segunda etapa se apaga y se separa.
La tercera etapa, que es un cohete propulsor sólido, arde durante 80 segundos y luego se mantiene en marcha durante el resto del tiempo y alrededor de T+8/10 minutos, se separa y la cuarta etapa se enciende para darle al cohete un empujón final hacia la órbita.
Esta ignición de la cuarta etapa es muy variable y depende de la masa y la cantidad de cargas útiles, y suele durar unos 500 segundos. La cuarta etapa puede apagarse alrededor de T+16/18 minutos, seguido del despliegue de la carga útil .
[97] [98] [99]
Estadísticas de lanzamiento
Hasta el 1 de enero de 2024, [actualizar]el PSLV ha realizado 60 lanzamientos, de los cuales 57 alcanzaron con éxito sus órbitas planificadas, dos fallas totales y una falla parcial, lo que arroja una tasa de éxito del 95% (o del 97% incluyendo la falla parcial). [100] Todos los lanzamientos se han producido desde el Centro Espacial Satish Dhawan, conocido antes de 2002 como Sriharikota Range (SHAR).
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Enlaces externos
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PSLV: Página oficial de ISRO Archivado el 22 de diciembre de 2016 en Wayback Machine
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