El vehículo de lanzamiento de satélites geosincrónicos ( GSLV ) es una clase de sistemas de lanzamiento prescindibles operados por la Organización de Investigación Espacial de la India (ISRO). GSLV se ha utilizado en quince lanzamientos desde 2001.
El proyecto del Vehículo de Lanzamiento de Satélites Geosincrónicos (GSLV) se inició en 1990 con el objetivo de adquirir una capacidad india de lanzamiento de satélites geosincrónicos . [8] [9]
GSLV utiliza componentes importantes que ya están probados en los vehículos de lanzamiento del Polar Satellite Launch Vehicle (PSLV), en forma del propulsor de cohete sólido S125/S139 y el motor Vikas de combustible líquido . Debido al empuje necesario para introducir el satélite en una órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), la tercera etapa iba a ser propulsada por un motor criogénico LOX / LH 2 que en aquel momento la India no poseía ni tenía la experiencia tecnológica para construir.
El primer vuelo de desarrollo del GSLV (configuración Mk I) que se lanzó el 18 de abril de 2001 fue un fracaso ya que la carga útil no logró alcanzar los parámetros orbitales previstos. El lanzador fue declarado 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 una historia accidentada con solo 2 lanzamientos exitosos de 7, lo que resultó en que el cohete ganara el apodo de "niño travieso". [10] [11]
La tercera etapa iba a ser adquirida de la compañía rusa Glavkosmos , incluyendo la transferencia de tecnología y detalles de diseño del motor basado en un acuerdo firmado en 1991. [9] Rusia se retiró del acuerdo después de que Estados Unidos objetó el acuerdo por considerarlo una violación de el Régimen de Control de Tecnología de Misiles (MTCR) en mayo de 1992. Como resultado, ISRO inició el Proyecto de Etapa Criogénica Superior 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 según 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, 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, de 7,8 m (26 ft) de largo y 3,4 m (11 ft) 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 millas). [15] [ necesita actualización ]
GSLV emplea telemetría de banda S y transpondedores de banda C para permitir el monitoreo del desempeño 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 correa hacia abajo/sistema de guía inercial del GSLV alojado en su compartimento de equipos guía el vehículo desde el despegue hasta la inyección de la nave espacial. El piloto automático digital y el esquema de guía de circuito cerrado garantizan la maniobra de altitud requerida y guían la inyección de la nave espacial a la órbita especificada.
El GSLV puede colocar aproximadamente 5000 kg (11 000 lb) en una órbita terrestre baja (LEO) hacia el este o 2500 kg (5500 lb) (para la versión Mk II) en una órbita de transferencia geoestacionaria de 18 ° .
El primer vuelo del GSLV, el GSLV-D1, utilizó la etapa L40. Los vuelos posteriores del GSLV utilizaron motores de alta presión en propulsores con correa llamados L40H. [16] El GSLV utiliza cuatro propulsores 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 está alimentado por bomba y genera 760 kN (170.000 lb f ) de empuje, con un tiempo de combustión de 150 segundos.
GSLV-D1 utilizó la etapa S125 que contenía 125 t (123 toneladas largas; 138 toneladas cortas) de propulsor sólido y tenía un tiempo de combustión de 100 segundos. Todos los lanzamientos posteriores han utilizado una etapa S139 cargada con propulsor mejorado. [16] La etapa S139 tiene 2,8 m de diámetro y 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 es propulsada por el motor de cohete criogénico indio CE-7.5, mientras que el extinto Mark I es 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 generar 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 livianos. [22]
Los cohetes GSLV que utilizan la etapa criogénica rusa (CS) se denominan GSLV Mark I, mientras que las versiones que utilizan la etapa superior criogénica (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 con la S139. Utilizaba el mismo motor sólido con una carga de propulsor de 138 toneladas. Se mejoró la presión de la cámara en todos los motores líquidos, lo que permitió una mayor masa de propulsor y tiempo de combustión. Estas mejoras permitieron al GSLV transportar 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 propulsor de 15 toneladas y también empleaba 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 2.500 kg a la órbita de transferencia geoestacionaria. Los vehículos GSLV anteriores (GSLV Mark I) utilizaban 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 propulsores de primera etapa de los cuatro motores Vikas en misiones futuras. [30]
Se desarrolló y desplegó un carenado de carga útil Ogive de 4 m de diámetro por primera vez en el lanzamiento de la EOS-03 el 12 de agosto de 2021, aunque este lanzamiento fue un fracaso debido a anomalías técnicas con la etapa superior criogénica. Esto permitirá que los vehículos GSLV puedan acomodar cargas útiles más grandes. [31]
El programa de demostración de tecnología de vehículos de lanzamiento reutilizables es un prototipo de avión espacial 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. [32] [33]
Hasta el 17 de febrero de 2024 [actualizar], los cohetes de la familia GSLV han realizado 16 lanzamientos, resultando en 10 éxitos, cuatro fracasos y dos fracasos parciales. [34] Todos los lanzamientos se han producido desde el Centro Espacial Satish Dhawan, conocido antes de 2002 como Cordillera Sriharikota (SHAR).
Además de la nueva etapa superior, el GSLV Mk.2 lanzado en abril era casi idéntico a las versiones anteriores del propulsor.
