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サティシュ・ダワン宇宙センター第2発射台にINSAT-3DSを搭載したGSLV-F14 | |
| 関数 | 中型リフト発射システム |
|---|---|
| メーカー | インド宇宙研究機関 |
| 原産国 | インド |
| 打ち上げコスト | 4,700万ドル[1] |
| サイズ | |
| 身長 | 49.13メートル（161.2フィート）[2] |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 質量 | 414,750 kg (914,370 ポンド) |
| ステージ | 3 |
| 容量 | |
| LEOへのペイロード | |
| 質量 | 6,000 kg (13,000 ポンド) [3] |
| SSOへのペイロード | |
| 質量 | 3,000 kg (6,600 ポンド) [3] |
| GTOへのペイロード | |
| 質量 | 2,500 kg (5,500 ポンド) [2] [4] |
| 発売履歴 | |
| 状態 |
|
| 発射場 | サティシュ・ダワン宇宙センター |
| 総打ち上げ数 | 16 + 8（予定） |
| 成功 | 10 |
| 失敗 | 4 |
| 部分的な障害 | 2 |
| 初飛行 |
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| 最終便 |
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| 乗客/貨物の種類 | |
| ブースター | |
| ブースターなし | 4 L40 Hs |
| 身長 | 19.7メートル（65フィート）[5] |
| 直径 | 2.1 m (6 フィート 11 インチ) |
| 推進剤質量 | 各42,700 kg（94,100ポンド） |
| 搭載 | 1 L40H ヴィカス2 |
| 最大推力 | 760 kN (170,000 lb f ) [6] |
| 総推力 | 3,040 kN (680,000 lb f ) |
| 比推力 | 262秒（2.57km/秒） |
| 燃焼時間 | 154秒 |
| 推進剤 | N2O4 /過酸化水素 |
| 第一段階[6] [5] | |
| 身長 | 20.2メートル（66フィート） |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 推進剤質量 | 138,200 kg (304,700 ポンド) |
| 搭載 | S139ブースター1個 |
| 最大推力 | 4,846.9 kN (1,089,600 lb f ) |
| 比推力 | 237秒（2.32km/秒） |
| 燃焼時間 | 100秒 |
| 推進剤 | HTPB（固体） |
| 第2段階[6] [5] | |
| 身長 | 11.6メートル（38フィート） |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 推進剤質量 | 39,500 kg (87,100 ポンド) |
| 搭載 | 1 GS2 ヴィカス4 |
| 最大推力 | 846.8 kN (190,400 lb f ) |
| 比推力 | 295秒（2.89km/秒） |
| 燃焼時間 | 139秒 |
| 推進剤 | N2O4 /過酸化水素 |
| 第2段階GS2（GL40）[6] [7] | |
| 身長 | 11.9メートル（39フィート） |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 推進剤質量 | 42,500 kg (93,700 ポンド) |
| 搭載 | 1 GS2 ヴィカス4 |
| 最大推力 | 846.8 kN (190,400 lb f ) |
| 比推力 | 295秒（2.89km/秒） |
| 燃焼時間 | 149秒 |
| 推進剤 | N2O4 /過酸化水素 |
| 第3段[5] (GSLV Mk I) – CUS | |
| 身長 | 該当なし |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 推進剤質量 | 該当なし |
| 搭載 | 1 KVD-1 |
| 最大推力 | 70 kN (16,000 lb f ) |
| 比推力 | 462秒（4.53km/秒） |
| 燃焼時間 | 該当なし |
| 推進剤 | LOX / LH 2 |
| 第3段[5] (GSLV Mk II) – CUS12 | |
| 身長 | 8.7メートル（29フィート） |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 推進剤質量 | 12,800 kg (28,200 ポンド) |
| 搭載 | 1 CE-7.5 |
| 最大推力 | 75 kN (17,000 lb f ) |
| 比推力 | 454秒（4.45km/秒） |
| 燃焼時間 | 718秒 |
| 推進剤 | LOX / LH 2 |
| 第3段[7] (GSLV Mk II) – CUS15 | |
| 身長 | 9.9メートル（32フィート） |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 推進剤質量 | 15,000 kg (33,000 ポンド) |
| 搭載 | 1 CE-7.5 |
| 最大推力 | 75 kN (17,000 lb f ) |
| 比推力 | 454秒（4.45km/秒） |
| 燃焼時間 | 846秒 |
| 推進剤 | LOX / LH 2 |
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静止衛星打ち上げロケット( GSLV ) は、インド宇宙研究機関(ISRO)が運用する使い捨て打ち上げシステムの一種です。GSLV は 2001 年以来15 回の打ち上げに使用されています。
歴史
静止衛星打ち上げロケット（GSLV）プロジェクトは、インドの静止衛星打ち上げ能力を獲得することを目的として1990年に開始されました。[8] [9]
GSLVは、 S125/S139固体ロケットブースターと液体燃料のVikasエンジンという形で、極軌道衛星打ち上げロケット（PSLV）ですでに実証されている主要コンポーネントを使用しています。衛星を静止トランスファー軌道（GTO）に投入するために必要な推力のため、第3段はLOX / LH 2極低温エンジンで駆動することになりましたが、当時のインドにはそのエンジンを所有しておらず、製造する技術的専門知識もありませんでした。空気力学的特性の研究は、国立航空宇宙研究所の1.2m三音速風洞施設で行われました。 [10]
GSLV（Mk I構成）の最初の開発飛行は2001年4月18日に打ち上げられたが、ペイロードが意図した軌道パラメータに到達できなかったため失敗に終わった。2回目の開発飛行でGSAT-2衛星の打ち上げに成功した後、このロケットは運用可能と宣言された。最初の打ち上げから2014年までの最初の数年間、このロケットは7回のうち2回しか成功しなかったという波乱万丈な歴史をたどり、その結果、このロケットは「いたずらっ子」というあだ名が付けられた。[11] [12]
極低温エンジン論争
3段目は、1991年に締結された協定に基づき、エンジンの技術および設計の詳細の移転を含め、ロシアのGlavkosmos社から調達されることになっていた。 [9] 1992年5月に米国がミサイル技術管理レジーム（MTCR）に違反しているとしてこの協定に反対した後、ロシアは協定から撤退した。その結果、ISROは1994年4月に極低温上段プロジェクトを開始し、独自の極低温エンジンの開発を開始した。[13]ロシアとの新しい協定は、以前の協定に従った5段の極低温ステージと技術および設計の代わりに、技術移転なしで7段のKVD-1極低温ステージと1段の地上モックアップステージについて締結された。[14]これらのエンジンは最初の飛行に使用され、GSLV Mk Iと命名された。[15]
車両の説明
高さ49メートル（161フィート）、打ち上げ時の質量415トン（408長トン、457短トン）のGSLVは、固体、液体、極低温の3段式ロケットである。長さ7.8メートル（26フィート）、直径3.4メートル（11フィート）のペイロードフェアリングは、大気圏を上昇する際にロケットの電子機器と宇宙船を保護する。ロケットが高度約115キロメートル（71マイル）に達すると、フェアリングは廃棄される。[16] [更新が必要]
GSLV は、S バンドテレメトリとC バンドトランスポンダを使用して、機体のパフォーマンス監視、追跡、範囲の安全性/飛行の安全性、および予備的な軌道決定を可能にします。GSLV の機器ベイに収容された冗長ストラップダウン慣性航法システム/慣性誘導システムは、機体を離陸から宇宙船の投入まで誘導します。デジタル自動操縦と閉ループ誘導方式により、必要な高度操作が確実に行われ、宇宙船が指定された軌道に投入されます。
GSLV は、東の低軌道(LEO) に約 5,000 kg (11,000 lb)、または 18° の静止トランスファー軌道に 2,500 kg (5,500 lb) (Mk II バージョンの場合) を投入できます。
液体ブースター
GSLVの最初の飛行であるGSLV-D1では、L40段が使用された。GSLVのその後の飛行では、L40Hと呼ばれるストラップオンブースターに高圧エンジンが使用された。[17] GSLVは、L37.5第2段から派生した4つのL40H液体ストラップオンブースターを使用し、42.6トンのハイパーゴリック推進剤（UDMHおよびN 2 O 4）を搭載している。推進剤は、直径2.1メートル（6フィート11インチ）の2つの独立したタンクに直列に保管される。エンジンはポンプ供給され、150秒の燃焼時間で 760 kN（170,000 lb f ）の推力を発生する。
第一段階
GSLV-D1は125t（123長トン、138短トン）の固体燃料を搭載したS125段を使用し、燃焼時間は100秒でした。その後の打ち上げでは、強化燃料を搭載したS139段が使用されました。[17] S139段は直径2.8mで、公称燃焼時間は100秒です。[18] [19]
第二段階
GS2ステージはヴィカスエンジンで駆動され、直径は2.8メートル（9フィート2インチ）である。[18]
第三段階
GSLV Mark IIの第3段はインド製のCE-7.5 極低温ロケットエンジンで推進され、旧式の廃止されたMark Iはロシア製のKVD-1を使用して推進されます。液体水素（LH2 ）と液体酸素（LOX）を使用します[20]インドの極低温エンジンは液体推進システムセンターで製造されました[21] [22]エンジンのデフォルト推力は75 kN（17,000 lb f）ですが、最大推力は93.1 kN（20,900 lb f）です。GSLV-F14ミッションでは、より環境に優しい製造プロセス、より優れた断熱特性、軽量材料の使用を備えた新しい白色のC15段が導入されました。[23]
バリエーション
ロシア製の極低温段（CS）を使用するGSLVロケットはGSLV Mark Iと呼ばれ、国産の極低温上段（CUS）を使用するバージョンはGSLV Mark IIと呼ばれます。[24] [25]すべてのGSLV打ち上げは、シュリハリコタのサティシュ・ダワン宇宙センターから実施されています。
GSLV マーク I
GSLV Mark Iの最初の開発飛行では、129トン（S125）の第1段を搭載し、静止トランスファー軌道に約1500kgを打ち上げることができました。2回目の開発飛行では、S125段がS139に置き換えられました。同じ固体エンジンを使用し、推進剤の積載量は138トンでした。すべての液体エンジンのチャンバー圧力が強化され、推進剤の質量と燃焼時間が増加しました。これらの改良により、GSLVはさらに300kgのペイロードを運ぶことができました。[26] [27] GSLV Mark Iの4回目の運用飛行であるGSLV-F06では、推進剤の積載量が15トンのC15と呼ばれるより長い第3段が搭載され、直径4メートルのペイロードフェアリングも採用されました。[28] [29]
GSLVマークII
この型はインドの極低温エンジンCE-7.5を使用し、2500kgを静止トランスファー軌道に打ち上げることができる。以前のGSLV機（GSLV Mark I）はロシアの極低温エンジンを使用していた。[30]
2018年からの打ち上げに向けて、推力を6%増強したヴィカスエンジンが開発された。これは2018年3月29日にGSAT-6Aの第二段打ち上げで実証された。これは将来のミッションで4基のヴィカスエンジン第一段ブースターに使用された。[31]
直径4mのオギブペイロードフェアリングが開発され、2021年8月12日のEOS-03打ち上げで初めて展開されたが、この打ち上げは極低温上段の技術的異常により失敗に終わった。これにより、GSLV機はより大きなペイロードを搭載できるようになる。[32]
2024年10月現在、ISROはGSLV Mk IIロケットの販売を停止しています。NVSミッション、IDRSSミッション、NISARミッションなどによる8回の打ち上げが計画されています。[ 33 ]
RLV-オレックス
再使用型ロケット技術実証プログラムは、ISROによって作成されたプロトタイプのスペースプレーンコンセプトです。軌道帰還飛行実験のために、RLVはCUSによって生成されるすべての余剰エネルギーを必要としないため、上部の極低温ステージをPSLVのPS-4ステージに置き換えたGSLV mk.IIロケットの改良版が現在開発中です。[34] [35]
打ち上げ統計
2024年2月17日現在[アップデート]、GSLVファミリーのロケットは16回の打ち上げを行っており、そのうち10回は成功、4回は失敗、2回は部分的な失敗となっている。[36]すべての打ち上げは、2002年以前はスリハリコタ・レンジ（SHAR）として知られていたサティシュ・ダワン宇宙センターから行われている。
- 起動システムの状態
アクティブ
引退
- GSLV打ち上げの10年ごとの概要
ギャラリー
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GSLV F05 離陸 -
第2発射台にあるGSLV F11ロケット。 -
GSLVの国産極低温上段CE-7.5 -
車両組立棟から出てきた、完全に統合された GSLV-F05。 -
第2発射台からのGSLV F11の打ち上げ。
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車両組立棟内の完全に統合された GSLV-F08 の上部ビュー。
参照
参考文献
- ^ 「GAO」.
- ^ ab 「静止衛星打ち上げロケット」。2015年10月21日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年12月21日閲覧。
- ^ ab 「HSFC Presentation from International Space Conference and Exhibition 2021」（PDF） 。 2021年9月13日時点のオリジナル（PDF）よりアーカイブ。2022年10月7日閲覧。
- ^ 「ISRO、小型衛星打ち上げ用車両を開発中」。2018年8月29日閲覧。
- ^ abcde 「GSLV F09 パンフレット」。イスロ。
- ^ abcd 「GSLV F08パンフレット」。ISRO。2021年7月10日時点のオリジナルよりアーカイブ。2018年3月26日閲覧。
- ^ ab 「GSLV F11 パンフレット」.イスロ。
- ^ 「GSLV打ち上げ成功」（PDF） . Current Science . 80（10）：1256. 2001年5月. 2013年12月12日閲覧。
- ^ ab Subramanian, TS (2001年3月17日～31日)。「GSLVクエスト」。フロントライン。 2013年12月12日閲覧。
- ^ 「ベンガルール：国立航空宇宙研究所の1.2m三音速風洞が55年間の運用を完了」ANI 2022年6月6日。 2024年11月22日閲覧。
- ^ “GSLVロケット、通称「いたずらっ子」”. NDTV . 2018年2月11日時点のオリジナルよりアーカイブ。2018年2月11日閲覧。
- ^ ジェイコブ・アーロン。「インドの頑丈な「いたずらっ子」ロケットが寒さから復活」。ニューサイエンティスト。2018年2月11日時点のオリジナルよりアーカイブ。2018年2月11日閲覧。
- ^ Raj, N Gopal (2011年4月21日). 「極低温技術への長い道のり」. The Hindu . チェンナイ、インド. 2013年12月12日閲覧。
- ^ Subramanian, TS (2001年4月28日 – 5月11日). 「The cryogenic quest」. Frontline . 2013年12月13日閲覧。
- ^ 「ISROの新しいエンジンとMk IIIロケットが1990年の極低温スキャンダルを忘れる理由」The Wire 。 2018年2月10日閲覧。
- ^ “GSLV-F04”. ISRO. 2014年1月4日時点のオリジナルよりアーカイブ。2013年12月15日閲覧。
- ^ ab "GSLV-D2". ISRO. 2013年8月9日時点のオリジナルよりアーカイブ。2013年12月15日閲覧。
- ^ ab “GSLV Launcher”. ISRO. 2019年3月23日時点のオリジナルよりアーカイブ。2021年3月17日閲覧。
- ^ 「インドの打ち上げロケット技術の進化」（PDF）。Current Science 。 2014年1月27日閲覧。
- ^ “GSLV-D5”. 2014年10月6日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年1月4日閲覧。
- ^ 「ISROの極低温ステージ、初飛行に失敗」SpaceNews。2012年5月26日時点のオリジナルよりアーカイブ。2013年11月27日閲覧。
- ^ 「GSLV、PSLVフライト延期」。The Hindu。チェンナイ、インド。2010年1月1日。2010年1月5日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「GSLV-F14/INSAT-3DSギャラリー」www.isro.gov.in . 2024年2月8日閲覧。
- ^ 「Space India, April-June 2003」(PDF)。2003年7月。p. 11。2021年8月16日時点のオリジナルよりアーカイブ(PDF) 。 2021年8月16日閲覧。
- ^ 「GSLV-D3/GSAT-4 パンフレット」(PDF) 。ISRO。 2014年2月7日時点のオリジナル(PDF)よりアーカイブ。2014年1月15日閲覧。
- ^ RV Perumal; BN Suresh; D. Narayana Moorthi; G. Madhavan Nair (2001年7月25日). 「静止衛星打ち上げロケット（GSLV-D1）の初の開発飛行」（PDF）。Current Science。81 (2): 167–174。 2016年3月5日時点のオリジナル（PDF）よりアーカイブ。
- ^ RV Perumal; D. Narayana Moorthi; N. Vedachalam; G. Madhavan Nair (2003年9月10日). 「静止衛星打ち上げロケットの第2回開発飛行」(PDF) . Current Science . 85 (5): 597–601. 2018年2月16日時点のオリジナル(PDF)よりアーカイブ。
- ^ “GSLV-F06”. ISRO. 2013年8月10日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年1月9日閲覧。
- ^ 「GSLV-F06 / GSAT-5Pミッションパンフレット」（PDF） 。 2013年9月9日時点のオリジナルよりアーカイブ（PDF） 。
- ^ クラーク、スティーブン（2010年10月12日）。「インドは極低温エンジンに関して国際的な支援を求めるかもしれない」。スペースフライト・ナウ。 2011年7月15日閲覧。
4月に打ち上げられたGSLV Mk.2は、新しい上段を除いて、以前のバージョンのブースターとほぼ同じでした。
- ^ クラーク、スティーブン（2018年3月29日）。「インド、通信衛星の打ち上げに成功し、改良エンジン技術をテスト」Spaceflight Now 。 2018年3月30日閲覧。
- ^ 「GSLV-F10/EOS-03 パンフレット」ISRO . 2021年8月14日閲覧。
- ^ 「ISROはGSLV Mk IIロケットの販売を停止しました」。X （旧Twitter） 。 2024年10月11日閲覧。
- ^ “MSN”. www.msn.com . 2024年6月26日閲覧。
- ^ 「RLV再突入ミッションはGSLVをPSLV最終段に使用、着陸装置も変更など」タイムズ・オブ ・インディア。ISSN 0971-8257 。 2024年6月26日閲覧。
- ^ 「GSLV打ち上げリスト」isro.org . ISRO。2021年8月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2020年12月14日閲覧。
- ^ 「ISRO GSLV NVS-1 Navic打ち上げハイライト | インドが次世代航法衛星を打ち上げ」。India Today。2023年5月29日。 2023年5月29日閲覧。
外部リンク
ウィキメディア・コモンズには、静止衛星打ち上げロケットに関連するメディアがあります。
- ISRO GSLV ページ
- 宇宙におけるインド – GSLV ページ
- クルニチェフ宇宙センターの 12KRB (KVD-1) 上段ステージ