| Home | Raumfahrt | Trägeraketen | Raketen anderer Nationen | Site Map |
Indien unterhält sehr gute Kontakte zum Westen und zur GUS. Einen Großteil der Kommunikationssatelliten wurde von Hughes gebaut und mit amerikanischen oder europäischen Raketen gestartet, aber auch die Sowjetunion startete schon 1981 einen indischen Erderkundungssatelliten und beim GSLV will man sowjetische Technologie nutzen.
Die Daten der indischen Trägerraketen sind in verschiedenen Quellen widersprüchlich. Ich habe versucht die glaubwürdigsten Daten zu verwenden, trotz allem sind die Informationen noch recht lückenhaft.
Die SLV 3 ist eine nur mit festen Treibstoffen angetriebene Rakete. Die Nutzlastmasse von 40 kg ist im Verhältnis zur Startmasse von 17.8 t sehr gering. Daran ist vor allem die relativ hohe Leermasse der Stufen (über 20 %) schuld. Bemerkenswert ist weiterhin die extrem schlanke Form des Trägers: 24 m Höhe bei nur 1 m Durchmesser. Alle Starts fanden von der indischen Startbasis Sriharikota an der indischen Ostküste statt. Diese liegt bei 13.8 nördlicher Breite. Im Jahre 2002 wurde Sriharikota in das "Satish Dhawan Space Centre" umbenannt. Wie bei den ersten Versuchen anderer Nationen waren die Starts der SLV zuerst nicht sehr erfolgreich.
Ähnlich wie bei anderen Trägerraketen mit kurzen Brennzeiten sind auch bei der SLV 3 Freiflugphasen nötig. Eine nach Brennschluss der zweiten Stufe bis eine Höhe von 88 km erreicht ist, und eine Zweite nach Brennschluss der dritten Stufe, bis das Perigäum erreicht ist. Die erste Stufe arbeitet mit einem Brennkammerdruck von 44.2 Bar, das Expansionsverhältnis der Düse von 6.7 ist relativ klein. Bei der zweiten Stufe sind es 38.2 Bar und ein Expansionsverhältnis von 14.2. Es steigt bei der dritten Stufe auf 44.2 Bar und 25.6. Bei der letzten sind es nur 29.5 Bar, aber durch das hohe Expansionsverhältnis von 30.2 ist dort des spezifische Impuls am höchsten. Die ersten beiden Stufen nutzen Stahl als Gehäuse, die Dritte glasfaserverstärkten Kunststoff und die letzte Faserverbundwerkstoffen.
1989 wurde versucht, aus der ersten Stufe der SLV 3 eine militärische Mittelstreckenrakete zu bauen. Es ist dies der einzige Fall in der Geschichte der Raumfahrt, das aus einer zivilen Rakete eine militärische wurde. Normal ist eher der umgekehrte Fall. Die vierte Stufe entstand zuerst in einer Zusammenarbeit mit Frankreich um diese in der Diamant einzusetzen. Dieser Antrieb hätte rund 600 kg gewogen und einen Durchmesser von 0,60 m aufgewiesen. Nach der Einstellung des Diamant BP4 Programmes fand dann eine Umkonstruktion statt, da diese Stufe für die SLV3 zu groß war. Die SLV3 wird vollständig gesteuert von ihrem eigenen Inertialsteuerungssystem und ist nach dem Abheben autonom. Es gab seit 1976 suborbitale Testflüge für den Test des Trägers.
Von den vier Starts schlug der Erste fehl und der Dritte erreichte nur einen unplanmäßigen 296 x 834 km Orbit. Ein Start kostete 1985 rund 5 Millionen Dollar.
 |
SLV 3Erststart: 10.8.1979, letzter Start 17.4.19834 Starts, davon 2 Fehlstarts Nutzlast: 42 kg in einen 46 Grad geneigten 400 km Orbit Startpreis 4 Mill. USD Startmasse 17610 kg Höhe 24.0 m Stufe 1: Stufe 2: |
Stufe 3: Vollmasse 1500 kg Leermasse 440 kg Schub 90,7 kN Brennzeit: 45 sec. Spezifischer Impuls: 1863 m/s (Meereshöhe) Spezifischer Impuls: 2716 m/s (Vakuum) Länge 2.3 m, Durchmesser 0.815 m Stufe 4:
|
Auch von den ASLV Starts missglückten die meisten, die Rakete wurde nur selten eingesetzt, im Mittel alle 2 Jahre. Lediglich der allerletzte Start war erfolgreich. Ein Start kostete 1985 rund 9 Millionen Dollar.
 |
ASLVErststart: 24.3.1987, letzter Start 4.5.19944 Starts, davon 3 Fehlstarts Nutzlast: 150 kg in einen 400 km Orbit Startpreis 9 Mill. USD Startmasse 41000 kg Höhe 23.5 m Stufe 1: Stufe 2: |
Stufe 3: Vollmasse 4400 kg Leermasse 800 kg Schub 267 kN über 40 sec. Spezifischer Impuls: 2246 m/s (Meereshöhe) Spezifischer Impuls: 2707 m/s (Vakuum) Länge 6.4 m, Durchmesser 0.8 m Stufe 4: Stufe 5:
|
Bei der PSLV wurde zum ersten Mal auf ausländische Technologie zurückgegriffen. Sie
ist der heutige Standardträger und startet zirka alle 12-18 Monate die IRS Erderkundungssatelliten. Der große Schritt von der ASLV zeigt
sich auch in dem Zeitraum von 6 Jahren zwischen den Erststarts der beiden Trägerraketen ASLV und
PSLV. Der Name Polar Satellite Launch
Vehicle bezeichnet auch die vorrangigen Nutzlasten dieser
Rakete: die zirka 1000 kg schweren indischen Erderkundungssatelliten IRS. Die vierte Stufe ist
die erste mit flüssigen Treibstoffen im indischen Weltraumprogramm und eine indische
Eigenentwicklung. Wie schon bei der ASLV ist die Nutzlast im Vergleich zur der Masse der Rakete
bescheiden. Dies liegt an den relativ hohen Leermassen der Stufen.
Die PSLV benutzt als erste Stufe eine sehr große Feststoffrakete, untersetzt wird dies von 6 Boostern - den gleichen die schon bei der ASLV zum Einsatz kommen. Diese werden nacheinander gezündet: Jeder Booster brennt nur 45 Sekunden. Die Zündung der Booster beim Start erfolgt nach 1.2 Sekunden, die Zündung der im Fluge gezündeten des Betriebs der ersten, 25 Sekunden nach dem Start in rund 3 km Höhe. Die Rollkontrolle geschieht durch die wässrige Strontiumperchloratlösung. Die Booster führen dabei die Tollkontrolle durch, die erste Stufe die Nick- und Gierachsenkontrolle. Die ersten Missionen zündeten zwei Booster beim Start und vier im Flug, später hat man dies umgedreht um die Nutzlast zu erhöhen, da die Gravitationsverluste dann geringer sind. Das Öffnungsverhältnis der Düsen liegt mit 6.6 recht niedrig und der Verbrennungsdruck von 44.2 Bar ist ebenfalls moderat. Die Booster haben daher einen recht geringen spezifischen Impuls von 2481 m/s im Vakuum.
Die erste Stufe besteht aus 5 Segmenten von jeweils 3.4 m Länge und 2.80 m Durchmesser. Das Gehäuse besteht aus Stahl, die Düse aus Kohlefaserverbundwerkstoffen. Dieser Booster produziert einen enormen Startschub von 4430 kN. Zusammen mit den Boostern ergibt dies einen enorm hohen Startschub von 6512 kN bei einer Startmasse von 283t entspricht dies einer Beschleunigung um 2.3 g. Die Treibstoffzuladung betrug bei den ersten 3 Missionen 129 t, danach wurde sie auf 138 t gesteigert. Der Maximalschub steig so von 4628 auf 4762 kN. Die Steuerung des Schubvektors erfolgt durch Sekundäreinspritzung einer wässrigen Strontiumperdchloratlösung. Diese befindet sich in zwei Tanks neben der Stufe, die sich von den dort ebenfalls angebrachten Starthilfsraketen dadurch unterscheiden, dass sie kürzer und dünner sind. Die Förderung aus den beiden Tanks erfolgt durch Druck, dafür wird gasförmiger Stickstoff eingesetzt. Der höhere Verbrennungsdruck von 58.8 Bar und ein besseres Expansionsverhältnis machen einen spezifischen Impuls von 2637 m/s möglich, der nur geringfügig unter denen der Booster von Ariane 5, Titan oder H-2 liegt.
Die zweite Stufe entspricht technologisch der zweiten Stufe der Ariane 1-3. Die zweite Stufe verwendet ein in Lizenz gebautes Viking 4 Triebwerk, wie es auch bei der Ariane 1 eingesetzt wurde. Dieses verwendet die flüssigen Treibstoffe N2O4 / UDMH. Das als Vika bezeichnete Triebwerk basiert auf dem Viking IV der Ariane 1. Sein Schub wurde von 725 kN bei den ersten vier Starts auf rund 800 kN beim fünften Start gesteigert. Das erlaubte es die Treibstoffzuladung von 40 auf 41.5 t zu erhöhen. Es ist kardanisch aufgehängt und um 4.4 Grad Schwenkbar. Die Kontrolle der Rollbewegung erfolgt durch zwei Heißgasdüsen, die mit den Abgasen des Gasgenerators betrieben werden.
Eine verbesserte Version des Vika wird vergleichbar dem Viking IVB sein, dass bei der Ariane 2-4 eingesetzt wurde. Es setzt die UH25 anstatt Hydrazin ein, wodurch der spezifische Impuls um 70 m/s ansteigt und die Brennzeit ebenso. Eine neue Düse mit einem Silikat/Phenolharz-Ablativschutz soll eine längere Brennzeit erlauben. Beide Maßnahmen sollen die Nutzlast in den SSO Orbit 70 kg und in den GTO Orbit um 41 kg steigern.
Die dritte Stufe verwendet ein leichtgewichtiges Kevlar-Polyamidgehäuse. Sie wird mit der festen Treibstoffmischung HTPB angetrieben und hat als einzige der mit festen Treibstoffen angetriebenen Stufen eine schwenkbare Düse. Diese ist zur Kontrolle der Nick und Gierbewegung um 2 Grad schwenkbar. Die Rollachsensteuerung erfolgt durch die vierte Stufe. Die Treibstoffzuladung wurde von 7.6 auf 7.2 t beim fünften Flug reduziert. Bei diesem wurde auch ein Adapter zur dritten Stufe aus Verbundwerkstoffen eingeführt. Vorher war er aus Stahl. Der Feststoffantrieb hat einen hohen spezifischen Impuls von 2883 m/s. Erreicht durch ein Expansionsverhältnis von 53:1 und einen hohen Brennkammerdruck von 60.4 Bar.
Die vierte flüssige Stufe erlaubt Freiflugphasen und genauere Bahnen als die bisher verwendeten Feststoffoberstufen. Während der Freiflugphasen wird sie von kleinen Triebwerken stabilisiert. Sie setzte Monomethylhydrazin und Stickstofftetroxid ein. Zwei Triebwerke mit jeweils 7.4 kN Schub treiben sie an. Jedes ist um 3 Grad schwenkbar. Beide Triebwerke zusammen können die Kontrolle in allen 3 Achsen durchführen. Seit dem fünften Flug hat die Stufe 2.5 t Treibstoff, vorher waren es 2.0 t. Umgekehrt wurde dafür die Treibstoffzuladung der dritten Stufe verringert. Der spezifische Impuls von 3020 m/s ist der größte in der Rakete. Die Triebwerke arbeiten mit 8.5 Bar Brennkammerdruck und einem Expansionsverhältnis von 60:1.
Die 3.20 m durchmessende und 8.30 m lange Nutzlastverkleidung besteht aus einer Aluminiumlegierung in Isogrid Bauweise. Sie ist daher relativ schwer und wiegt 1100 kg. Sie wird in 110 km Höhe abgetrennt.
S-Band und C-Band Sender dienen zur Verfolgung der Bahn der Rakete. Die Rakete selbst verfügt über ein Inertiallenkungssystem und ist nach dem Start autonom. Die Aufstiegsbahn hat zwei ballistische Flugphasen. Die eine kurze von wenigen Sekunden Länge nach Ausbrennen der zweiten Stufe und eine längere nach Ausbrennen der dritten Stufe, bis die vierte Stufe das Apogäum erreicht hat. Deren Dauer ist abhängig von der Orbithöhe.
Die Fertigung der ersten 6 PSLV kostete 6.6 Milliarden Rupien, etwa 135 Millionen USD. Dies schließt die Entwicklungskosten mit ein. Ein Start einer PSLV soll etwa 17.5-19 Millionen USD kosten. (800 Millionen Rupien beim letzten Start). Die PSLV konnte auch einige ausländische Starts ergattern (zumeist als Sekundärnutzlasten). Bislang ist die PSLV die meist eingesetzte indische Rakete mit 12 Starts bis 2008, die alle bis auf den Jungfernflug glückten. Eine PSLV transportierte auch Indiens erste Raumsonde, den Mondorbiter Chandrayaan-1 am 22.10.2008 in einen geostationären Transfer Orbit, von dem aus er selbst die Bahn mit eigenem Antrieb anhebt. Es ist auch der erste Start in den GTO Orbit anstatt einen sonnensynchronen erdnahen Orbit. Mit der vierten Stufe kann die 294 t schwere Raketen immerhin 1000 kg in den GTO Orbit befördern. Auch die Erdbeobachtungssatelliten sind inzwischen deutlich schwerer als die 1000-1200 kg welche die Rakete ursprünglich befördern sollte. Die bislang schwerste Nutzlast wurde beim Start 6 transportiert mit 1602 kg in einen 620 km hohen sonnensynchronen Orbit. Eine wesentliche Änderung die dies ermöglicht machte, sind neue Booster Die als PSLV-XL bezeichnete Rakete hat Booster mit 12 anstatt 9 t Treibstoff und so höherem Schub. Die Brenndauer bleibt gleich. Praktisch keine der bisherigen Starts fand in der gleichen Konfiguration wie der letzte statt.
Die ersten drei Starts galten Erprobungsflüge, die folgenden als operationelle. Der Jungfernflug scheiterte als ein Softwarefehler die Trennung von zweiter und dritter stufe verhinderte. Der erste operationelle Flug C1 erreichte durch eine zu geringe Leistung der vierten Stufe einen Orbit mit einem 301 x 822 km Höhe anstatt einem kreisförmigen in 817 km Höhe. Mit dem eigenen Treibstoff konnte der Satellit den Orbit anheben, doch seine Lebensdauer betrug nur 3 Jahre. Seit dem Jungfernflug wurde die Nutzlast von 1100 auf rund 1700 kg gesteigert, ohne das Design der Rakete grundlegend zu ändern, einfach indem der technologische Rückstand aufgeholt wurde und so die Leistung laufend gesteigert wurde. Die beiden Tabellen geben die erste und letzte Version der PSLV wieder.
 |
PSLV (erste Version)Erststart: 20.9.1993, letzter Start 22.10.200812 Starts, davon 2 Fehlstarts, Zuverlässigkeit 83.3 % Nutzlast: 1200 kg in sonnensynchronen Orbit 450 kg in eine GTO Transfer Bahn Startpreis 15-17 Mill. USD Booster (6): S9 Stufe 1: S125 |
Stufe 2: PS1 Vollmasse 44.900 kg, Leermasse 5400 kg Schub 724 kN über 162 sec. Spezifischer Impuls: 2902 m/s (Vakuum) Länge 12.5 m, Durchmesser 2.8 m Stufe 3: PS2 Stufe 4: (MNH/N2O4) |
|
PSLV XLErststart: 22.10.20081 Starts, davon 0 Fehlstarts, Zuverlässigkeit 100 % Nutzlast: 1600 kg in sonnensynchronen Orbit 1060 kg in eine GTO Transfer Bahn Startpreis 20-25 Mill. USD Booster (6) (HTPB fest) Stufe 1: (HTPB fest) |
Stufe 2: (Viking 4) Vollmasse 46800 kg, Leermasse 5300 kg Schub 724 kN über 162 sec. Spezifischer Impuls: 2874 m/s (Vakuum) Länge 12.8 m, Durchmesser 2.8 m Stufe 3: (HTPB fest) Stufe 4: (MNH/N2O4) |
Die GSLV ist der bislang letzte Schritt der indischen Trägerraketenentwicklung. Man hat
sich bei dieser Rakete noch mehr von der einheimischen, selbst entwickelten, Technologie verabschiedet und nutzt noch
mehr Technik aus dem Ausland. Von den 4 Stufen der GSLV ist nur noch die
zentrale erste Stufe mit
indischer Technologie ausgerüstet. Es ist die erste Stufe der PSLV. Die vier
zusätzlichen Booster verwenden
das Triebwerk der Ariane 1, das Viking 2. Es wird wie das
Viking 4 der in Lizenz gebaut. Die zweite Stufe verwendet wie bei der PSLV das Viking 4 Triebwerk,
ebenfalls von der Ariane 1.
Die indische Bezeichnung dieser Triebwerke lautet "Vikas".
Das Konzept der GSKLV erinnert an Ariane 4 und ist eine inkrementelle
Verbesserung der PSLV:
Die dritte Stufe verwendet das Triebwerk KVD-1 (oder RD-56 M) von Russland. Es arbeitet mit der hochenergetischen Kombination Wasserstoff als Treibstoff. Dieses Triebwerk wurde in den frühen siebziger Jahren entwickelt um die letzte Stufen der N-1 Rakete anzutreiben, doch diese scheiterte schon bei der Erprobung der ersten Version mit konventionellen Treibstoffen. Eine Oberstufe mit diesem Triebwerk ist seit längerem in der Diskussion für die Proton (als Ersatz der Breeze-M) und für die Angara. Doch bislang ist der Einsatz auf der GSLV der einzige Weltraumeinsatz dieses Triebwerks. Ursprünglich wollte Indien das Triebwerk wie das Viking in Lizenz fertigen. Amerika erhob jedoch Einspruch gegen den Export der Technologie, so das es nicht zu einer Lizenzfertigung des Triebwerkes kam. So werden die ersten 7 Stufen in Russland gefertigt und Indien versucht seit Anfang der 90 er Jahre die Technologie für eine Stufe selbst zu entwickeln.
Bei der GSLV ist deutlich zu merken, wie ausländische Technologie sich auf die Nutzlast auswirkt: Bei einer lediglich um 30 % höherer Startmasse gegenüber der PSLV steigt diese um 400 % an. Ein Grund für den Druck der USA dürfte sein, das man sich weitere Konkurrenz vom Halse halten will, nachdem chinesische, russische und europäische Träger Boeing und Lockheed schon schwer zu schaffen machten..Technisch hat man viel aufgeholt, doch ist die Rakete noch deutlich schwerer als westliche Modelle. Eine Ariane 44LP hat zum Beispiel eine ähnliche Startmasse und sogar die gleichen Triebwerke in Booster und zweiter Stufe, transportiert aber 4.2 t anstatt 2.5 t Nutzlast. Dies liegt daran, das die GSLV schwerer gebaut ist als die Ariane 4.
Die erste
Stufe mit festen Treibstoffen hat eine viel kürzere Brennzeit als die 4
Booster, die in ihrer Technologie den PAL der Ariane 4 entsprechen. Sie ist
identisch zur ersten Stufe der PSLV. Die Düse ist starr und nicht
schwenkbar. Der erste Start verwandte als Backupsystem zwei Zusatztanks mit
Strontiumperchlorat zur Schubvektorsteuerung. Sie wird 4.6 Sekunden nach den
Boostern gezündet.
Die eigentliche Steuerung in den drei Raumachsen geschieht durch die vier Booster mit schwenkbaren Triebwerken.
Jeder Booster hat einen Durchmesser von 2.1 m und eine Treibstoffzuladung von 42 t. Jedes Vika Triebwerk hat einen Bodenschub von 680 t. Die Triebwerke können in einer Ebene geschwenkt werden. Sie basieren auf den Viking-2 Triebwerken und verbrennen UDMH und NTO. Die Technik der Vika entspricht nicht dem neuesten Stand: Das Viking 2 Triebwerk auf dem sie basieren wurde schon während der Entwicklung 1976 durch das Viking 4 abgelöst. Seit Dezember 2001 wird an einer verbesserten Version gearbeitet, die zu dem Viking VB der Ariane 4 aufschließen soll: Es setzt die Mischung UH25 anstatt UDMH ein. Der Brennkammerdruck wurde von 52.5 auf 58.5 Bar gesteigert und eine neue, mit Phenolharz als Ablativschutz überzogene Düse hat bei gleichem Schub eine längere Brennzeit. Durch diese Maßnahmen steigt der spezifische Impuls um 70 m/s und die GTO Nutzlast um 150 kg.
Die erste Stufe wird 4.6 Sekunden nach dem Zünden der Booster gezündet, wenn man weis, dass diese innerhalb der vorgegebenen Parameter arbeiten. Nach dem Ausbrennen müssen die Booster die ausgebrannte Stufe als Leermasse noch weiter anschieben, da sie ja an ihr angebracht sind. Seit dem zweiten Flug wurde eine größere Version S138 eingesetzt welche 138 anstatt 129 t Treibstoff einsetzt und 4736 kN Schub über 107 Sekunden erbringt.
Erst nach dem Ausbrennen der Booster wird die erste Stufe abgetrennt. Die zweite Stufe entspricht in ihrem wesentlichen Aufbau der Ariane 4 Zweitstufe. ein Vika Triebwerk mit 720 kN Schub treibt sie an. Die Treibstoffzuladung beträgt 37.9 t. Sie wird anders als bei der Ariane 4 "heiß" gezündet. Das bedeutet. Sie wird 1.6 Sekunden vor dem Ausbrennen der Booster gestartet. Diese Vorgehensweise verschenkt etwas Treibstoff, erspart aber eine Zündung in der Schwerelosigkeit und ist auch bei russischen Trägern weit verbreitet. Nach 100 Sekunden Brennzeit der zweiten Stufe, d.h. relativ spät während des Fluges wird die Nutzlastverkleidung in 110-115 km Höhe abgetrennt. Das Vikas Triebwerk der zweiten Stufe basiert auf dem Viking IV der Ariane 1. Auch hier arbeitet man an einem Upgrade auf das Viking IVB. Dies würde den Schub von 720 auf 804 kN Steigern und die Brennzeit würde von 150 auf 136 Sekunden sinken. Wie das Viking IVB arbeitet dieses Vika bei höheren Brennkammerdruck und verbrennt UH25 anstatt UDMH. Die Triebstoffzuladung steigt so leicht von 37.5 auf 39 t.
Die dritte Stufe setzt erstmals bei einer indischen Rakete Wasserstoff und Sauerstoff ein. Das russische Triebwerk RD-56M, welches unter der Bezeichnung KVD-1 in der GSLV verwendet wird wurde ab 1994 für den Einsatz in der Proton und ihrer Nachfolgerakete Angara entwickelt. Die Stufe setzt 12.5 t Treibstoff in zwei Tanks aus Aluminium ein, getrennt durch einen Zwischenstufenadapter. Das erklärt ihre relativ hohe Leermasse. Die Stufe wurde bei dem ersten Flug noch komplett in Russland gefertigt. Ihr Triebwerk brennt 750 Sekunden lang bei einem Schub von 75 kN. Daraus resultiert ein hoher spezifischer Impuls mit einer Ausströmungsgeschwindigkeit von 4500 m/s. Die Wasserstoffpumpe erreicht eine Umdrehungszahl von 42000 U/min. Die folgenden Exemplare wurden von Indien in Lizenz gebaut. Die dritte Stufe arbeitet während 60 % der Zeit bei um 9 % höherem Schub bis die Bahngeschwindigkeit eines niedrigen Orbits erreicht ist. Danach wird der Schub auf das Normallevel zurückgefahren bis die Bahngeschwindigkeit für den GTO Orbit erreicht ist.
Während des Betriebs steigt die Stufe mit der Nutzlast von 127 auf 195 km Höhe an, dem niedrigsten Punkt der Bahn. Bei dem ersten Flug schaltete die Oberstufe verfrüht, so dass der Satellit eine unbrauchbare Bahn erreichte.
Eine optionale vierte Stufe kann als Apogäumsantrieb eingesetzt werden. Im Normalfall setzen die Satelliten einen eigenen Antrieb dazu ein. Eine in Indien gefertigte Nutzlastverkleidung von 7.8 m Länge und 3.4 m Durchmesser umhüllt die Nutzlast. Sie wird durch zwei Bänder fixiert, die in 110 km Höhe pyrotechnisch aufgesprengt werden.
Die Trägerrakete hat eine eigene, in Indien produzierte, Steuerung nach dem Prinzip des geschlossenen Regelkreislaufes, welche ihre Daten aus einer Inertialplattform gewinnt. Sie ist damit nach dem Start autonom. Zum Boden wird Telemetrie übertragen und die Rakete durch einen C-Band Transponder und Radar verfolgt.
Es ist derzeit offen ob Indien in Zukunft nur Satelliten mit der GSLV selbst starten will.
Bislang hat man die meisten Kommunikationssatelliten weder selbst gebaut noch selbst gestartet.
Doch angesichts des energischen Programms könnte sich dies ändern. Andererseits bestimmen hier
kommerzielle Aspekte den Träger. So startet Japan mit einer eigenen Trägerrakete im 4
t
Nutzlastbereich nur wissenschaftliche Satelliten. Alle japanischen kommerziellen Nutzlasten
flogen bisher mit einer Ariane in den Orbit. Bei Indien könnte dies auch so sein. Schlussendlich
ist das Risiko eines Fehlstarts bei einem neuen Träger hoch und die Verluste dann noch höher.
Indien konnte allerdings auch schon erste Aufträge für die Fertigung von
Satelliten aus dem Ausland erhalten, so dass hier eine eigene Industrie
heranwachsen könnte.
Die Entwicklung der GSLV kostete 11 Milliarden Rupien (etwa 230 Millionen) und machte 30-40 Prozent des gesamten indischen Raumfahrtbudgets aus. Ein Start soll lediglich 35 Millionen USD kosten. Bislang ist die Startrate aber gering und es wurden nur indische Nutzlasten transportiert.
Die ersten beiden Flüge galten als Entwicklungsflüge. Beim ersten schaltete sich die KVD-1 um 4.6 Sekunden verfrüht ab. Es wurde nur ein Orbit von 32000 km maximaler Entfernung erreicht. Der Flug wurde trotzdem als erfolgreich eingestuft. Beim zweiten Flug schaltete das KVD-1 bei Erreichen des Zielorbits ab. Anhand des Resttreibstoffes von rund 300 kg konnte nun die Performance auf 2125 kg bestimmt werden. Dies war auch der erste Flug einer GSLV mit den verbesserten Vika Triebwerken mit höherem Schub und UH25 als Treibstoff. Der dritte Flug, der erste operationelle gelang ebenfalls.
Der vierte Start am 10.7.2006 scheiterte, als nach wenigen Sekunden der Schub eines der vier Booster auf Null fiel und dadurch eine Schubasymmetrie verursachte. Dies führte zur Kursabweichung und Auseinanderbrechen der Rakete durch den Luftwiderstand. Trümmer der Rakete fielen in den Golf von Bengalen. Die ISRO verlautbarte in ihrer Presseerklärung nur, dass die Rakete ihre Mission nicht erfüllte. Der Fehlstart ist besonders bitter, da der gestartete INSAT 4C die erste kommerzielle Nutzlast ist. Bislang wurden alle INSAT mit Ariane und amerikanischen Raketen gestartet. Der 2168 kg schwere Satellit sollte mit 12 Ku Band Transpondern über 10 Jahre lang Fernsehsendungen und Telefongespräche über 74 Grad West übermitteln.
Dieser Fehlstart, der erste seit 11 erfolgreichen Flügen von indischen Raketen bedeutet sicher einen Rückschlag für das indische Trägerprogramm. Dabei sollte erstmals eine Startplattform auf Schienen erprobt werden, die es erlaubt die Startplattform auch für die PSLV zu nutzen. Der Montageturm der GSLV hat eine Höhe von 75 m und wird wie bei der Ariane 4 vor dem Start weggefahren. Nach eingehenden Untersuchungen stellte sich heraus, dass ein Treibstoffförderungsregulationsmechanismus in einem der vier Booster versagte. Als Folge steigen in dem betroffenen Triebwerk Druck und Temperatur über den Toleranzbereich hinaus an und es fiel aus.
Die Daten der einzelnen Träger unterscheiden sich etwas. Bei der ersten Rakete gab es schlechtere Werte als bei den beiden folgenden: Der Schub der Vika Triebwerk stieg durch Hochdruckpumpen und die Brennzeit sank entsprechend. Die folgenden Daten entsprechen dem ersten operationellen Flug. Die ersten Flüge hatten nur eine Nutzlast von 1500 kg, die erste operationelle Rakete eine von 1900 kg durch Gewichtseinsparungen und eine erste Stufe mit 138 t Treibstoff anstatt 129 t Treibstoff. Die endgültige Form, Mark-II wird dann das RD-56M in der dritten stufe durch eine Eigenentwicklung ersetzen und die vollen 2500 kg in den Orbit befördern.
| Parameter | Flug 1 | Flug 2+3 |
| Treibstoff erste Stufe | 129 t | 138 t |
| Treibstoff Booster | 40 t | 42 t |
| Treibstoff zweite Stufe | 37.5 t | 39 t |
| Startmasse | 401 t | 411 t |
Nach einem Jahr Pause, in der man den Verlust der Rakete untersuchte, fand am 2.9.2007 der nächste Start statt. Insat 4CR (R für Replacement = Ersatz) als Ersatz für den 2006 verlorenen Insat 4C wurde in einen geostationären Übergangsorbit gebracht. Allerdings gab es eine Unterperformance der GSLV: Die Bahnneigung war mit 21.9 Grad um 1.2 Grad höher als die anvisierten 20.7 Grad und das Apogäum fiel um 1264 km tiefer aus als geplant, dabei ist Insat 4CR mit einem Gewicht von 2117 kg noch weit von der Maximalnutzlast der GSLV entfernt. Es zeigte sich, dass die Nutzlast deutlich niedriger als die projektierten Werte waren. Die ISRO korrigierte demnach auch die GTO Nutzlast für die ersten beiden Flüge (noch mit S125 Erststufe und nicht ganz vollen Tanks bei den anderen Stufen) nach unten auf 1500 kg und bei der nun eingesetzten Version mit dem KVD-1 auf 1900 kg. Erst die Mark II Stufe, mit einem indischen Triebwerk als Ersatz für das KVD-1 soll die volle Nutzlast von 2200 kg erreichen. Von 2500 kg Nutzlast ist nun nicht mehr die Rede. Die ISRO gab bekannt, dass man Fortschritte bei der Entwicklung des eigenen Antrieb für die dritte Stufe gemacht habe, und schon bei 8 Minuten Brennzeit bei Tests erreicht habe. Am 21.12.2008 absolvierte der Antrieb mit 73.4 kN Schub erstmals einen "Hot-Test" unter Weltraumbedingungen.
Nachdem der Jungfernflug der Mark II Version am 15.4.2010 scheiterte fand der nächste Start wieder mit der Mark I Version und dem bisher schwersten Satellit GSAT-5P mit 2.310 kg Gewicht statt. Doch er scheiterte nach einer Minute als die Rakete außer Kontrolle geriet und explodierte. Schon nach 47 s konnten keine Steuersignale an die Booster übertragen werden. Ursache soll ein Versagen der Verbindungslemente sein Da die Leitungen von der Steuereinheit bis zu dem Heck über 45 m lang sind bestehen sie aus mehreren Segmenten die durch Verbindungstecker verbunden sind. Diese sollen versagt haben. Entweder wurde die Verbindung physikalisch unterbrochen oder es soll andere Störungen wie elektrostatische Afladungen gegeben haben.
 |
GSLV Mark IErststart: 18.4.20016 Starts, 4 Erfolge, Zuverlässigkeit 66 % Nutzlast: 5000 kg LEO Orbit 2900 kg in sonnensynchronen Orbit 1500-1900 kg in eine GTO Transfer Bahn Startpreis 35-45 Mill. USD Booster (4): L40H Stufe 1: S138 (fest) |
Stufe 2: L37.5 1 Triebwerk Viking 4 (Vika) Vollmasse 42.900 kg, Leermasse 4900 kg Schub 798 kN über 136 sec. Spezifischer Impuls: 2803 m/s (Vakuum) Länge 11.6 m, Durchmesser 2.8 m Treibstoff N2O4 / UDMH Stufe 3: GS3 Stufe 4: |
Die Mark II verwendet für die dritte Stufe ein indisches Triebwerk. Der Erststart war für 2008 geplant, steht aber noch aus. Sie erreicht die volle Nutzlast von 2250 kg in GTO.
Die ISRO gab bekannt, dass man Fortschritte bei der Entwicklung des eigenen Antrieb für die dritte Stufe gemacht habe, und schon bei 8 Minuten Brennzeit bei Tests erreicht habe. Am 21.12.2008 absolvierte der Antrieb mit 73.4 kN Schub erstmals einen "Hot-Test" unter Weltraumbedingungen.
Genaue Daten wurden nicht veröffentlicht. Das Triebwerk soll bis zu 9.5 t Schub liefern, wodurch eine größere Treibstoffzuladung möglich sein soll. Es wird jedoch nach 300 Sekunden im Schub herunter gefahren. Verlässliche Daten über die Stufenmasse fehlen, doch am wahrscheinlichsten gilt eine Treibstoffzuladung von 15 t, da auch die beiden letzten von Russland gelieferten Stufen diese Treibstoffkapazität aufweisen und um 1.3 m länger sind. Die auch angegebenen 25 t dürften wahrscheinlich für den Einsatz bei der GSLV Mark III gelten. Bei einer so großen Stufe müsste die Nutzlast deutlich stärker ansteigen als um einige Hundert Kilo.
Die erste Version hat jedoch noch den gleichen Schub wie das KVD-1 von 73.4 kN. Er wird langsam gesteigert werden, so umfasste der zweite Test schon einen Test mit 13 % mehr Schub (82.5 kN). Zur Steuerung gibt es noch zwei kleinere Triebwerke mit jeweils 2 kN Schub. Dies lässt darauf schließen, dass das Triebwerk nicht schwenkbar ist. Der spezifische Impuls beträgt 4454 m/s. Ungewöhnlich für ein so kleines Triebwerk ist die Ausführung im staged Combustion Cycle, bei dem zuerst der gesamte Wasserstoff mit einem Teil des Sauerstoffs verbrannt wird um die Turbopumpen anzutreiben und der Brennkammer dieses Gemisch mit dem restlichen Sauerstoff zugeführt wird. Diese Technologie wird bei zahlreichen russischen Triebwerken wie in der Zenit oder im Space Shuttle eingesetzt. Sie eignet sich aber vor allem für große Triebwerke. kleine Triebwerke arbeiten meist nach dem Expander Cycle Prinzip wie das Vinci Triebwerk oder die RL-10 Triebwerke der Centaur oder verwenden das Nebenstromverfahren mit einem Gasgenerator wie das HM-7.Die Turbopumpe erreicht eine Rotationsgeschwindigkeit von 42000 U/min. Weiterhin verfügt das Triebwerk über eine automatische Kontrolle von Schub und Mischungsverhältnis um den Treibstoffverbauch zu optimieren. Das lässt daraus schließen, dass der höhere Schub durch eine Veränderung des Mischungsverhältnisses von Wasserstoff zu Sauerstoff erreicht wird.
Der erste Start am 15.4.2010 scheiterte aufgrund einer Fehlfunktion der Turbopumpe der indischen dritten Stufe.
GSLV Mark IIErststart: 20101 Start 1 Fehlstart 0% Zuverlässigkeit Nutzlast: 5000 kg LEO Orbit 2900 kg in sonnensynchronen Orbit 2250 kg in eine GTO Transfer Bahn Startpreis 35-45 Mill. USD Booster (4): L42H Stufe 1: S138 (fest) |
Stufe 2: GS-3 1 Triebwerk Viking 4 (Vika) Vollmasse 44.800 kg, Leermasse 5500 kg Schub 804 kN über 136 sec. Spezifischer Impuls: 2890 m/s (Vakuum) Länge 11.6 m, Durchmesser 2.8 m Treibstoff N2O4 / UDMH Stufe 3: GS-3 Stufe 4: (optional) |
Im Jahre 2007 wurde beschlossen mit einem Budget von anfangs 4.2 Milliarden Rupien etwa 520 Millionen Dollar, eine Fortentwicklung der GSLV zu einer GSLV Mark 3 zu beginnen. Schon 2008 sollte ihr Erstflug erfolgen. Dieser wurde dann jedoch auf 2012 verschoben. Sie verwendet anstatt 4 Booster mit flüssigem Treibstoff zwei große mit einer Startmasse von je etwa 240 t und rund 200 t festem Treibstoff. Die zentrale Stufe mit Feststoffantrieb bleibt. Es gibt jedoch nur eine Oberstufe mit 25 t Treibstoff. Sie soll 10 t in einen LEO Orbit und 4 t in den GTO Orbit transportieren.
Die GSLV Mark III bricht mit dem bisherigen Konzept. Anstatt Booster mit flüssigen Treibstoffen werden nun Feststoffbooster verwendet und die Zentralstufe setzt flüssige Treibstoffe ein. Anstatt zweier Oberstufen wird nur eine eingesetzt, mit einem eigenen Triebwerk aus Indien, das Wasserstoff und Sauerstoff verbrennt. Neue Vika Triebwerke mit Regenerativkühlung (anstatt Filmkühlung) sollen die Leistung weiter steigern. Weitere Verbesserungen soll eine größere Zentralstufe mit rund 160-200 t Startmasse und vier anstatt zwei Vika Triebwerken und vier anstatt zwei Feststoffboostern. Diese Version, GSLV Mark IV soll rund 6000 kg in den GTO Orbit befördern.
Auch angekündigt wurde am 19.12.2008 der Start der Entwicklung von Antrieben, die Kerosin und Sauerstoff verbrennen. Sie könnten langfristig die Feststoffantreibe die derzeit noch bei Indien Raketen dominieren ersetzen.
GSLV Mark IIIErststart: 2012?Nutzlast: 10000 kg LEO Orbit 4400 kg in eine GTO Transfer Bahn Startpreis
Startmasse 411.000 kg Booster (2): S200 Stufe 1: L110 |
Stufe 2: C25 Vollmasse 30.000 kg Leermasse 5.000 kg Schub 20 kN über 556 sec. Spezifischer Impuls: 4454 m/s (Vakuum) Länge 8,20 m, Durchmesser 4,0 m Treibstoff LOX/LH2 Nutzlastverkleidung: Durchmesser: 5,0 m Volumen: 100 m³ |
GSLV bei der ISRO (frühe Version)
Vharat Rakshak : Website über das indische Weltraumprogramm
Starts indischer Trägerraketen
Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Mein bisher
umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit jeweils
rund 400 Seiten Umfang. Eine sehr gute, kompakte Übersicht über die Trägerraketen Russlands,
Europas, Chinas, Japan Indiens und verschiedener Nationen (Brasilien, Israel,
Australien, Nordkorea, Südkorea, Iran) ist das Raketenlexikon: Band 2: Internationale Trägerraketen
Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Wert Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant) , die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2 die beiden aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern.
Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.
| Sitemap | Kontakt | Neues | Bücher vom Autor | Buchempfehlungen |