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.jpg/500px-PSLV_C-35_at_the_launch_pad_(cropped).jpg) SDSC FLP上の PSLV-C35 | |
| 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 | 13億ルピー（ 2023年には15億3000万ルピーまたは1,800万米ドルに相当 -20億ルピー（ 2023年には23億5000万ルピーまたは2,800万米ドルに相当[1] |
| サイズ | |
| 身長 | 44メートル（144フィート） |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 質量 | PSLV-G: 295,000 kg (650,000 lb) PSLV-CA: 230,000 kg (510,000 lb) PSLV-XL: 320,000 kg (710,000 lb) [2] |
| ステージ | 4 |
| 容量 | |
| LEOへのペイロード（200 km @ 30°傾斜） | |
| 質量 |
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| SSOへのペイロード（620 km円形） | |
| 質量 |
|
| サブGTOまでのペイロード（284 × 20650 km） | |
| 質量 | 1,425 kg (3,142 ポンド) (PSLV-XL) [2] [5] |
| GTOへのペイロード | |
| 質量 |
|
| 関連ロケット | |
| 比較可能 | ベガ、ヌリ |
| 発売履歴 | |
| 状態 | アクティブ |
| 発射場 | サティシュ・ダワン宇宙センター |
| 総打ち上げ数 | 60 |
| 成功 | 57 |
| 失敗 | 2 |
| 部分的な障害 | 1 |
| 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（PSLV-G） – S9 | |
| ブースターなし | 6 |
| 最大推力 | 510 kN (110,000 lb f ) |
| 比推力 | 262秒（2.57km/秒） |
| 燃焼時間 | 44秒 |
| 推進剤 | HTPB |
| ブースター（PSLV-XL/QL/DL） – S12 | |
| ブースターなし | 6 (XL) 4 (QL) 2 (DL) |
| 身長 | 12メートル（39フィート）[7] |
| 直径 | 1メートル（3フィート3インチ） |
| 推進剤質量 | 各12,200 kg（26,900ポンド） |
| 搭載 | オフ |
| 最大推力 | 703.5kN（158,200lbf ） [ 8] |
| 総推力 | 4,221 kN (949,000 lb f ) (XL) 2,814 kN (633,000 lb f ) (QL) 1,407 kN (316,000 lb f ) (DL) |
| 比推力 | 262秒（2.57km/秒） |
| 燃焼時間 | 70秒 |
| 推進剤 | HTPB |
| 第一段階 | |
| 身長 | 20メートル（66フィート）[7] |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 推進剤質量 | 各138,200kg（304,700ポンド）[7] [2] |
| 搭載 | S139 |
| 最大推力 | 4,846.9 kN (1,089,600 lb f ) [8] |
| 比推力 | 237 秒 (2.32 km/s) (海面) 269 秒 (2.64 km/s) (真空) |
| 燃焼時間 | 110秒 |
| 推進剤 | HTPB |
| 第二段階 | |
| 身長 | 12.8メートル（42フィート）[7] |
| 直径 | 2.8 m (9 フィート 2 インチ) |
| 推進剤質量 | 各42,000kg（93,000ポンド）[7] |
| 搭載 | 1ヴィカス |
| 最大推力 | 803.7 kN (180,700 lb f ) [8] |
| 比推力 | 293秒（2.87km/秒） |
| 燃焼時間 | 133秒 |
| 推進剤 | N2O4 /過酸化水素 |
| 第三段階 | |
| 身長 | 3.6メートル（12フィート）[7] |
| 直径 | 2メートル（6フィート7インチ） |
| 推進剤質量 | 各7,600kg（16,800ポンド）[7] |
| 搭載 | S-7 [9] |
| 最大推力 | 250 kN (56,000 lb f ) |
| 比推力 | 295秒（2.89km/秒） |
| 燃焼時間 | 113.5秒[10] |
| 推進剤 | HTPB |
| 第4段階 | |
| 身長 | 3メートル（9.8フィート）[7] |
| 直径 | 1.3 m (4 フィート 3 インチ) |
| 推進剤質量 | 各2,500kg（5,500ポンド）[7] |
| 搭載 | 2×L-2-5 [9] |
| 最大推力 | 14.66 kN (3,300 lb f ) [8] |
| 比推力 | 308秒（3.02km/秒） |
| 燃焼時間 | 525秒 |
| 推進剤 | 月/月 |
極軌道衛星打ち上げロケット（PSLV ）は、インド宇宙研究機関（ISRO）によって設計および運用されている使い捨ての 中型ロケットである。このロケットは、インドがインドリモートセンシング（IRS）衛星を太陽同期軌道に打ち上げることができるように開発されたもので、このサービスは1993年にPSLVが登場するまではロシアからのみ商業的に提供されていた。PSLVは小型衛星を静止トランスファー軌道（GTO）に打ち上げることもできる。[11]
PSLVによって打ち上げられた注目すべきペイロードには、インド初の月探査機チャンドラヤーン1号、インド初の惑星間ミッションである火星探査機マンガリアン、インド初の宇宙観測衛星アストロサット、インド初の太陽探査ミッションであるアディティアL1などがある。[2]
PSLVは、補助ペイロードを搭載した多数の複数衛星展開キャンペーン（通常はインドの主要なペイロードとのライドシェア）により、小型衛星のライドシェアサービスの大手プロバイダーとしての信頼を獲得しています。 [12] 2022年6月現在、PSLVは36か国から345機の外国の衛星を打ち上げています。 [13]これらの中で最も注目すべきは、 2017年2月15日のPSLV-C37の打ち上げで、太陽同期軌道に104機の衛星を展開することに成功し、ロシアが保持していた単一の打ち上げで宇宙に送られた衛星の最大数の以前の記録を3倍にしました。 [14] [15] 2021年1月24日、SpaceXは143機の衛星を搭載したファルコン9ロケットでトランスポーター1ミッションを軌道に乗せました。[16]
ペイロードはデュアル・ローンチ・アダプターを使用してタンデム構成で統合することができます。[17] [18]より小型のペイロードも機器デッキとカスタマイズされたペイロードアダプター上に配置されます。[19]
発達
S・スリニヴァサン率いるPSLV計画グループによる、SHARから高度550kmの太陽同期軌道に600kgのペイロードを運ぶことができるロケットの開発研究は1978年に始まりました。[20] [21]提案された35の構成の中から4つが選ばれ、1980年11月までに、それぞれ80トンの固体燃料を搭載したコアブースター（S80）に2つのストラップオン、30トンの燃料を搭載した液体ステージ（L30）、および近地点-遠地点システム（PAS）と呼ばれる上段を備えたロケット構成が検討されました。[22] [23] [24] [25]
1981年までに、バスカラ1号の打ち上げによりリモートセンシング宇宙船の開発に対する信頼が高まり、PSLVプロジェクトの目標は、1000kgのペイロードを高度900kmのSSOに運ぶという目標に引き上げられた。バイキングロケットエンジンの技術移転が固まるにつれ、液体燃料ステージを組み込んだ新しい軽量構成が選ばれた。[26]最終設計に対する資金提供は1982年7月に承認され、第1段として単一の大型S125固体燃料コアと、 SLV-3第1段から派生した6つの9トンストラップオン（S9）、液体燃料の第2段（L33）、および2つの固体上段（S7とS2）を採用した。この構成は、IRS衛星の軌道投入精度要件を満たすためにさらなる改良が必要であったため、固体末端段（S2）は、第1段のロール制御エンジンから派生したツインエンジンで駆動する加圧供給液体燃料段（L1.8またはLUS）に置き換えられた。精度の向上に加え、液体燃料の上段ロケットは固体燃料の第3段ロケットの性能の偏差も吸収した。 1993年に飛行したPSLV-D1の最終構成は（6×S9＋S125）＋L37.5＋S7＋L2であった。[23] [24]
慣性航法システムは、ティルヴァナンタプラムにあるインド宇宙研究機関（ISRO）慣性システムユニット（IISU）で開発されている。PSLVの第2段および第4段の液体推進と反応制御システム（RCS）は、ケララ州ティルヴァナンタプラム近郊のヴァリアマラにある液体推進システムセンター（LPSC）で開発されている。固体燃料モーターは、アーンドラプラデーシュ州シュリハリコタにあるサティシュダワン宇宙センター（SHAR）で加工されており、同センターでは打ち上げ作業も行われている。空気力学的特性研究は、国立航空宇宙研究所の1.2m三音速風洞施設で実施された。 [27]
PSLVは1993年9月20日に初めて打ち上げられた。[28] [29]第1段と第2段は期待通りに機能したが、姿勢制御の問題により分離時に第2段と第3段が衝突し、ペイロードは軌道に到達できなかった。[30]この最初の挫折の後、PSLVは1994年に2回目のミッションを成功させた。[31] PSLVの4回目の打ち上げは1997年に部分的な失敗に見舞われ、ペイロードは計画よりも低い軌道に残された。2014年11月、PSLVは34回目の打ち上げでそれ以上の失敗はなかった。[32]（ただし、2017年8月の41回目の打ち上げであるPSLV-C39は失敗に終わった。[2]）
PSLVは、インドや外国の衛星打ち上げ、特に低軌道（LEO）衛星の打ち上げを継続的に支援しています。その後のバージョンごとに、特に推力、効率、重量に関するいくつかの改良が行われてきました。2013年11月には、インド初の惑星間探査機である火星探査機の打ち上げに使用されました。[33]
2018年6月、連邦内閣は、 2019年から2024年の間に実施予定のPSLVの30回の運用飛行のために6,131億ルピー（ 2023年時点で720億ルピー、または8億6,000万米ドルに相当）を承認した。[34]
ISROは、合弁会社を通じてPSLVの製造と運用を民間企業に引き渡すことを目指している。[35] 2019年8月16日、NewSpace India Limitedは、 PSLVを民間企業のみで製造するための入札募集を行った。 [36] [37] 2022年9月5日、NewSpace India Limitedは、競争入札に勝利し、 Hindustan Aeronautics LimitedおよびLarsen & Toubroが率いる複合企業と、5機のPSLV-XLロケットの製造契約を締結した。この契約に基づき、最初のPSLV-XLを24か月以内に納入し、残りの4機を6か月ごとに納入する必要がある。[38] [39] [40]
車両の説明
PSLV には 4 段階があり、固体推進システムと液体推進システムを交互に使用します。
第1ステージ（PS1）
世界最大級の固体ロケットブースターの一つである第一段は、 138 t (136 長トン、152 短トン) のヒドロキシル末端ポリブタジエン結合 (HTPB) 推進剤を搭載し、最大推力約 4,800 kN (1,100,000 lb f ) を発揮する。直径 2.8 m (9 ft 2 in) のモーターケースはマルエージング鋼製で、空洞質量は 30,200 kg (66,600 lb) である。[9]
第一段飛行中のピッチとヨーの制御は、二次噴射推力ベクトル制御（SITVC）システムによって行われ、これは24の噴射ポートのリングからS139排気分岐部に過塩素酸ストロンチウムの水溶液を噴射して非対称推力を生成する。溶液は、コア固体ロケットモーターに固定され、窒素で加圧された2つの円筒形アルミニウムタンクに保管される。これら2つのSITVCタンクの下には、小型二液推進剤（MMH / MON）液体エンジンを備えたロール制御スラスタ（RCT）モジュールも取り付けられている。[29]
PSLV-GとPSLV-XLでは、第1段の推力は6つの固体燃料補助ロケットによって増強されている。4つのロケットは地上で点火され、残りの2つは打ち上げ後25秒で点火される。固体燃料補助ロケットは9t（8.9長トン、9.9短トン）または12t（12長トン、13短トン）（PSLV-XL構成の場合）の推進剤を搭載し、それぞれ510kN（110,000lb f）と719kN（162,000lb f）の推力を生み出す。2つの固体燃料補助ロケットには追加の姿勢制御用にSITVCが装備されている。[9] PSLV-CAは固体燃料補助ロケットを使用していない。
第一段の分離は、中間段（1/2L）に設置された4対の逆噴射ロケットによって補助される。段階的分離中、これら8つのロケットは使用済みの段を第二段から押し出すのに役立つ。[41]
第2ステージ（PS2）
第2段は、単一のヴィカスエンジンによって駆動され、共通の隔壁で区切られた2つのタンクに、燃料として非対称ジメチルヒドラジン（UDMH）と酸化剤として四酸化窒素（N 2 O 4 ）の地球貯蔵可能な液体燃料41.5トン（40.8ロングトン、45.7ショートトン）を搭載している。[29]最大推力は800 kN（180,000 lb f）である。エンジンは2つの平面でジンバル（±4°）され、2つのアクチュエータによってピッチとヨーの制御を行う一方、ロール制御は、ヴィカスエンジンのガス発生器から迂回された高温ガスを排出する高温ガス反応制御モーター（HRCM）によって行われる。[42]
PS2の中間段（1/2U）には、PS1/PS2段階の加速を維持するための2対のアレージロケットと、PS2/PS3段階の加速中に使用済み段を押し出すための2対の逆噴射ロケットがあります。[41]
第二段も底部のトロイダルタンクに一定量の水を搭載している。 [43]水噴霧は、ビカスのガス発生器からの高温ガスをターボポンプに入る前に約600℃まで冷却するために使用される。第二段の推進剤と水タンクはヘリウムで加圧されている。[44] [45] [46]
第三ステージ（PS3）
第3段は7.6t（7.5ロングトン、8.4ショートトン）のHTPB固体燃料を使用し、最大推力250kN（56,000lbf）を発生する。燃焼時間は113.5秒。ケブラー-ポリアミド繊維製のケースと、ピッチとヨーの制御用に±2°の推力ベクトルを備えたフレックスベアリングシールジンバルノズルを備えた水中ノズルを備えている。ロール制御は、推力段階と、燃え尽きたPS3がPS4に接続されたままになる複合惰行段階の両方で、第4段反応制御システム（RCS）によって行われる。 [9] [10]
第4ステージ（PS4）
第4段は再生冷却式ツインエンジン[47]で駆動し、モノメチルヒドラジン（MMH）と窒素混合酸化物（MON）を燃焼する。各圧力供給エンジンは7.4 kN（1,700 lb f）の推力を生成し、ジンバル（±3°）で駆動飛行中にピッチ、ヨー、ロールを制御する。コーストフェーズ姿勢制御は6つの50N RCSスラスタによって提供される。[48]この段はヘリウムで加圧され[49]、ミッション要件に応じて1,600 kg（3,500 lb）から2,500 kg（5,500 lb）の推進剤を搭載する。PS4には、推進剤タンク容量に基づいてL1.6、L2.0、L2.5の3つのバリエーションがある。[50] [51]
PSLV-C29/TeLEOS-1ミッションでは、第4段が初めて再点火能力を実証し、その後の多くの飛行で1回のキャンペーンで複数の軌道にペイロードを展開するために使用されました。[52]
宇宙ゴミの軽減策として、PSLV第4段は、主なミッション目的を達成した後、加圧剤と推進剤の蒸気を排出して不活性化される。このような不活性化により、蓄積された内部エネルギーによる意図しない破片化や爆発が防止される。[53] [54] [55]
第4段のツインエンジンに使用されているニオブ合金ノズルは、より軽量でシリコンカーバイドでコーティングされたカーボン-カーボンノズルダイバージェントに置き換えられる予定です。新しいノズルは、2024年3月と4月にマヘンドラギリのIPRC施設で高温試験されました。この交換により、PSLVのペイロード容量が15キログラム（33ポンド）増加するはずです。[56]
ISROは、Wipro 3Dが選択的レーザー溶融法で製造した3DプリントPS4エンジンの665秒間の高温テストに成功しました。このプロセスにより、合計19の溶接ジョイントが排除され、エンジンの14個の部品が1つの部品に削減されました。これにより、製造時間が60％節約され、エンジン1台あたりの原材料使用量が金属粉末565kgから13.7kgに大幅に削減されました。[57]
軌道プラットフォームとしてのPS4ステージ
PS4は、PSLV-C8のAAM [43] 、 PSLV-C14のRubin 9.1 / Rubin 9.2 [58]、PSLV-C21のmRESINS [59]などのホストペイロードを搭載してきました。しかし現在、PS4は主要ミッションの完了後に長期軌道プラットフォームとして機能するように拡張されています。PS4軌道プラットフォーム（PS4-OP）には、ホストペイロード用の独自の電源、テレメトリパッケージ、データストレージ、姿勢制御が搭載されます。[60] [61] [62]
PSLV-C37およびPSLV-C38キャンペーンでは、 [63]デモンストレーションとしてPS4は宇宙船を運んだ後、10周回以上にわたって運用および監視されました。[64] [65] [66]
PSLV-C44は、機内に発電能力がなかったため、PS4が短期間独立した軌道プラットフォームとして機能した最初のキャンペーンでした。[67]このキャンペーンは、インターオービタルシステムキットをベースにしたSpace Kidz Indiaの1UキューブサットであるKalamSAT-V2を固定ペイロードとして搭載しました。[68] [69]
PSLV-C45キャンペーンでは、第4段はPS4推進剤タンクの周囲に固定された太陽電池アレイが追加され、独自の発電能力を備えていた。 [70] PS4-OPに搭載された3つのペイロードは、 IISTの電離層研究用先進遅延電位分析装置（ARIS 101F）、[71] ISROの実験用AISペイロード、およびSatellizeのAISATであった。[72]軌道プラットフォームとして機能するために、第4段はRCSスラスタを使用してスピン安定モードに設定された。 [73]
PSLV-C53キャンペーンでは、PS4-OPはPSLV軌道実験モジュール（POEM）と呼ばれ、6つのペイロードを搭載していました。POEMは、主要ミッションとステージパッシベーション後にヘリウムベースのコールドガススラスタを使用して積極的に安定化された最初のPSLV第4段ベースの軌道プラットフォームでした。[74] [75] [76] [77]
RLV-OREX の PS4
再使用型ロケット技術実証プログラムは、現在ISROによって処理されているプロトタイプのスペースプレーンプロジェクトです。RLVはCUSによって生成される余分な推力を必要としないため、極低温上段（CUS）をPS-4に置き換えて改造されたGSLVを使用する予定です。[78] [79]
ペイロードフェアリング
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PSLVのペイロードフェアリングは「ヒートシールド」とも呼ばれ、球状のノーズキャップが付いた円錐形の上部セクション、円筒形の中間セクション、ボートテールの下部セクションで構成されています。重量は1,182キログラム（2,606ポンド）、直径は3.2メートル、高さは8.3メートルです。[80]アイソグリッド構造で、 7075アルミニウム合金製で、厚さ3mmのスチール製ノーズキャップが付いています。[81] [82]フェアリングの2つの半分は、水平および横方向の分離機構からなる花火装置ベースの投棄システムを使用して分離されます。[83]打ち上げ時の過度の音響負荷による宇宙船の損傷を防ぐために、ヒートシールドの内側には音響ブランケットが敷かれています。[29]
バリエーション
ISROは、さまざまなミッション要件に対応するために、PSLVのいくつかのバリエーションを想定しています。現在、PSLVには2つの運用バージョンがあります。ストラップオンモーターのないコアのみの(PSLV-CA)バージョンと、それぞれ12トンのHTPBベースの推進剤を搭載した6つの延長長(XL)ストラップオンモーターを備えた(PSLV-XL)バージョンです。[84]これらの構成により、LEOで最大3,800 kg (8,400 lb)、太陽同期軌道で最大1,800 kg (4,000 lb)のペイロード能力の幅広いバリエーションが提供されます。
PSLV-G
PSLVの標準版または「ジェネリック」版であるPSLV-Gは、固体および液体推進システムを交互に使用する4段式ロケットで、9トンの推進剤を搭載した6つのストラップオンモーター（PSOMまたはS9）を備えていた。1,678kg（3,699ポンド）のロケットを622km（386マイル）の太陽同期軌道に打ち上げる能力があった。PSLV -C35は、 PSLV-Gが製造中止になる前の最後の運用ロケットであった。[85] [86] [87]
PSLV-CA
PSLV -CA（CAは「コアのみ」の意）モデルは、2007年4月23日に初公開された。CAモデルには、PSLV標準型で使用される6つのストラップオンブースターは含まれていないが、ロール制御スラスタモジュールを備えた2つのSITVCタンクが第1段の側面に取り付けられており、2つの円筒形の空力スタビライザーが追加されている。[50] [87] CA型の第4段は、標準バージョンと比較して400 kg（880ポンド）少ない推進剤を使用している。[50]現在、1,100 kg（2,400ポンド）を622 km（386マイル）の太陽同期軌道に打ち上げる能力がある。[88]
PSLV-XL
PSLV-XLは、標準構成の極軌道衛星打ち上げロケットのアップグレード版で、12トンの推進剤を搭載した、より強力な伸長型ストラップオンブースターでブーストされています。[50]打ち上げ時の重量は320t（310長トン、350短トン）で、より大きなストラップオンモーター（PSOM-XLまたはS12）を使用して、より高いペイロード容量を実現しています。[89] 2005年12月29日、ISROはPSLV用のストラップオンブースターの改良版のテストに成功しました。[90] PSLV-XLの最初の使用は、PSLV-C11によるチャンドラヤーン1号の打ち上げでした。この型のペイロード容量は、太陽同期軌道まで1,800kg（4,000ポンド）です。[88]
PSLV-DL
PSLV-DL型には、12トンの推進剤を搭載したストラップオンブースターが2つだけあります。 2019年1月24日のPSLV-C44は、PSLV-DL型の極軌道衛星打ち上げロケットを使用した最初の飛行でした。[91] [92] 1,257 kg（2,771ポンド）を600 km（370マイル）の太陽同期軌道に打ち上げることができます。[5]
PSLV-QL
PSLV-QL型には地上照明式のストラップオン型ブースターが4基搭載されており、それぞれに12トンの推進剤が搭載されている。 2019年4月1日のPSLV-C45がPSLV-QLの初飛行となった。[93] 1,523kg（3,358ポンド）を600km（370マイル）の太陽同期軌道に打ち上げる能力がある。[5]
PSLV-3S（コンセプト）
PSLV-3Sは、6つのストラップオンブースターと第2液体ステージを取り除いたPSLVの3段バージョンとして考案されました。PSLV-3Sの総打ち上げ質量は175トンで、550kmの低地球軌道に500kgを投入できると予想されていました。[88] [94] [95] [96] [97]
起動プロファイル
PSLV-XL:
- PS1はT+0に点火し、4846kN の推力を発揮します。
- T+1 以内に、6 つのブースターのうち 4 つが地上で点火し、それぞれ 703 kN の推力を生成します。PSOM と PS1 の複合推進により、合計 7658 kN の推力が生成されます。
- T+23/26頃、残りの2つの非点灯ブースターが空中点灯され、ロケットは最大推力に達します。
- T+1:10 に、地上で点灯していた最初の 4 つの PSOM の推進剤がなくなり、分離して海に落下します。残りの 2 つの PSOM と PS1 は燃焼を続けます。
- T+1:35 に、残りの 2 つの PSOM が 70 秒間の燃焼を完了して分離し、ロケットはコアのみの構成になります。
- T+1:50 に、PS1 は 110 秒間の燃焼を完了して分離し、PS2 内のVikas エンジンが点火します。
- 第 2 段は約 130 秒間燃焼し、T+4 分頃に第 2 段は停止して分離します。
- 第 3 段は固体ロケット ブースターで、80 秒間燃焼した後、残りの時間は惰性で飛行し、T+8/10 分頃に分離して第 4 段が点火し、ロケットを軌道に向けて最後の推進力を与えます。
- この第 4 段階の燃焼は大きく変動し、ペイロードの質量と数によって決まりますが、通常は約 500 秒かかります。第 4 段階は T+16/18 分頃に停止し、その後ペイロード展開が行われます。
[98] [99] [100]
打ち上げ統計
2024年1月1日現在、[アップデート]PSLVは60回の打ち上げを行っており、57回が計画された軌道に正常に到達し、2回は完全に失敗し、1回は部分的な失敗であり、成功率は95％（部分的な失敗を含めると97％）となっている。[101]すべての打ち上げは、2002年以前はシュリーハリコタレンジ（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た。
- 起動システムの状態
引退
- PSLV打ち上げの10年ごとの概要
参照
- 静止衛星打ち上げロケット
- LVM3
- 次世代ロケット
- 軌道ロケットファミリーの比較
- 中型ロケット、2,000～20,000 kgをLEOへ打ち上げる
- 軌道ロケットエンジンの比較
- 軌道打ち上げシステムの比較
参考文献
- ^ 「余剰ミサイルモーター：販売価格が国防総省と商業打ち上げ業者に潜在的影響を及ぼす」gao.gov。米国政府監査院。2017年8月16日。2018年4月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2018年5月2日閲覧。
この記事には、パブリック ドメインであるこのソースからのテキストが組み込まれています。
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外部リンク
ウィキメディア・コモンズには、極軌道衛星打ち上げロケットに関連するメディアがあります。
- PSLV : ISRO 公式ページ 2016 年 12 月 22 日アーカイブ、Wayback Machineより
- 宇宙におけるインド PSLV ページ