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Die PSLV

PSLV StartBei der PSLV wurde von der indischen Weltraum-Organisation ISRO 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 vierte Stufe wird von der Nutzlastverkleidung mit umhüllt.

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. Der Start von Spot 6 kostete umgerechnet 19,6 Millionen Dollar. Damit ist diese Rakete einer der preiswertesten verfügbaren Träger in diesem Nutzlastsegment auch wenn die startpreise deutlich angestiegen sind.

Zeitlinie beim Start des Satelliten Megha-Tropiques 6. Das Startprofil ist sehr ungewöhnlich. Im Normalfall würde man einen so hohen Orbit wenn man eine wiederzündbare Oberstufe hat in einem Hohmanntransfer erreichen, d.h. die unteren drei Stufen bringen die letzte Stufe mit der Nutzlast auf eine suborbitale Bahn in der Zielhöhe (hier 867 km) und dort zündet die Stufe. Das ist nach einem halben umlauf, rund 2700 s nach dem Start der Fall. Hier wid die Rakete relativ steil gestartet, sodass sie neben der horizontalen Geschwindigkeit eine sehr hohe vertikale Geschwindigkeit aufbaut (man Vergleiche auch die Brennschlussgeschwindigkeiten mit der PSLV XL die bei GTO-Bahnen einen Hohmanntransfer durchführt). Das verkürzt die Freiflugphase auf 500 s allerdings ist so die SSO-Nutzlast recht niedrig. Das Aufstiegsprofil ist energieaufwendig. Da für den Mars Orbiter erstmals beim 25.sten Start eine 1580 s lange Freiflugphase eingeschoben wurde, ist ein anderes Profil prinzipiell technisch möglich. Das müsste die Nutzlast deutlich anheben. Die PSLV XL sollte bei einem Hohmanntransfer über 3 t anstatt 1,85 t in einen 600 km hohen SO transportieren können.

Ereignis Zeit Höhe Geschwindigkeit
Zündung Korrekturtriebwerke -3,0 s 0,024 km 451,9 m/s
Zündung Zentralstufe und Booster 0,0 s 0,024 km 451,9 m/s
Abtrennung Zentralstufe 115,4 s 55,100 km 1673,1 m/s
Zündung zweite Stufe 115,6 s 55,300 km 1672,1 m/s
Abtrennung Nutzlastverkleidung 182,6 s 113,900 km 2424,4 m/s
Abtrennung Stufe 2 265,9 s 172,700 km 4615,1 m/s
Zündung Stufe 3 267,1 s 173,400 km 4613,6 m/s
Abtrennung Stufe 3 521,4 s 372,700 km 7549,4 m/s
Zündung Stufe 4 1154,4 s 834,500 km 7031,0 m/s
Brennschluss Stufe 4 1302,8 s 867,000 km 7428,5 m/s
Abtrennung Megha-Tropiques 1339,8 s 867,000 km 7428,5 m//s

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, die XL Konfiguration kostet 1000 Millionen Rupien). 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, die auch als PSLV XL bekannt.

Hier das Aufstiegsprofil von Mars Orbiter. Bei diesem gab es eine sehr lange Freiflugphase zwischen dritter und vierter Stufe, diese dauerte bei den bisherigen Missionen nur 180 bis 500 s. Die ersten drei Stufen bringen die Nutzlast in eine Transferbahn mit dem Gipfelpunkt auf der zielbahnhöhe. Dort zirkularisiert die vierte Stufe die Bahn. Bei GTO Missionen ist die Nutzlast so klein, das schon nach Zündung der dritten Stufe eine Umlaufbahn erreicht wird. Die PSLV setzt ihre Nutzlasten nicht in Standard GTO's aus sondern meist in subsynchronen Bahnen mit einem Apogäum in 20.000 bis 23.000 km Höhe.

Ereignis Zeit Höhe Geschwindigkeit
Zündung Korrekturtriebwerke -3,00 s 0,024 km 451,9 m/s
Zündung Zentralstufe 0,00 s 0,024 km -451,9 m/s
Zündung Boosterpaar 1+2 0,46 s 0,024 km 451,9 m/s
Zündung Boosterpaar 3+4 0,66 s 0,024 km 451,9 m/s
Zündung Boosterpaar 5+6 25,04 s 2,670 km 611,5 m/s
Abtrennung Boosterpaar 1+2 69,94 s 23,456 km 1431,8 m/s
Abtrennung Boosterpaar 3+4 70,14 s 23,618 km 1436,5 m/s
Abtrennung Boosterpaar 5+6 92,04 s 39,704 km 2024,3 m/s
Abtrennung Zentralstufe 112,75 s 57,678 km 2387,7 m/s
Zündung zweite Stufe 112,95 s 57,846 m/s 2387,1 m/s
Aktivierung Closed Loop Guidance 117,95 s 61,955 km 2415,4 m/s
Abtrennung Nutzlastverkleidung 201,75 s 113,169 km 3624,7 m/s
Abtrennung Stufe 2 264,74 s 132,311 km 5379,3 m/s
Zündung Stufe 3 265,94 s 132,531 km 5378,9 m/s
Abtrennung Stufe 3 583,60 s 194,869 km 7730,8 m/s
Zündung Stufe 4 2100,50 s 271,317 km 7624,0 km
Brennschluss Stufe 4 2619,72 s 342,515 km 9833,5 m/s
Abtrennung Mars Orbiter 2656,72 s 383,388 km 9804,0 m/s

 

PSLV

PSLV (erste Version)

Erststart: 20.9.1993, letzter Start 25.2.2013
20 Starts, davon 2 Fehlstarts, Zuverlässigkeit 90 %
Nutzlast: 1200 kg in sonnensynchronen Orbit
450 kg in eine GTO Transfer Bahn

Startpreis 15-17 Mill. USD
Startmasse 295.000 kg
Höhe 46 m

Booster (6): S9
Treibstoff: HTPB fest
Vollmasse 6 × 10930 kg, Leermasse 6 × 2010 kg
Schub 454.9 kN über 44.2 sec. (502.6 kN Maximum)
Spezifischer Impuls: 2245 m/s (Meereshöhe)
Spezifischer Impuls: 2481 m/s (Vakuum)
Länge 10.0 m, Durchmesser 1.0 m

Stufe 1: S125
Treibstoff: HTPB fest
Vollmasse 155.200 kg, Leermasse 30200 kg
Schub 4762 kN (Vakuum), 3500 kN (Meereshöhe)
Brennzeit 108 sec.
Spezifischer Impuls: 2324 m/s (Meereshöhe)
Spezifischer Impuls: 2638 m/s (Vakuum)
Länge 20,3 m, Durchmesser 2.8 m

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
Vollmasse 8700 kg, Leermasse 1100 kg
Schub 328.7 kN über 109 sec.
Spezifischer Impuls: 2884 m/s (Vakuum)
Länge 3.6 m, Durchmesser 2.0 m

Stufe 4: (MNH/N2O4)
Vollmasse 2920 kg, Leermasse 920 kg
Schub 2x7.4. kN über 420 sec.
Spezifischer Impuls: 3021 m/s (Vakuum)
Länge 2.6 m, Durchmesser 2.8 m

 

Start PSLV XL C25

PSLV XL

Erststart: 22.10.2008
5 Starts, davon 0 Fehlstarts, Zuverlässigkeit 100 %
Nutzlast: 1.750 kg in 600 km hohen sonnensynchronen Orbit
1.425kg in eine SSGTO Transfer Bahn (284 x 21000 km)

Startpreis 20-25 Mill. US-Dollar
Startmasse 320.000 kg
Höhe 44,4 m

Booster (6) (HTPB fest)
Vollmasse 6 × 14.600 kg, Leermasse 6 × 2.400 kg
Schub 719 kN
Brennzeit: 50 sec
Spezifischer Impuls: 2246 m/s (Meereshöhe)
Spezifischer Impuls: 2560 m/s (Vakuum)
Länge 12.0 m, Durchmesser 1.0 m

Stufe 1: (HTPB fest)
Vollmasse 168.000 kg, Leermasse 30.000 kg
Schub 4800 kN (Vakuum), 3500 kN (Meereshöhe)
Brennzeit 103 sec.
Spezifischer Impuls: 2324 m/s (Meereshöhe)
Spezifischer Impuls: 2638 m/s (Vakuum)
Länge 20,0 m, Durchmesser 2.8 m

Stufe 2: (Viking 4, UH25/N2O4)
Vollmasse 47.300 kg, Leermasse 5.300 kg
Schub 799 kN
Brennzeit: 148 sec.
Spezifischer Impuls: 2815 m/s (Vakuum)
Länge 12.8 m, Durchmesser 2.8 m

Stufe 3: (HTPB fest)
Vollmasse 8.700 kg, Leermasse 1.100 kg
Schub 247 kN
Brennzeit: 112 sec.
Spezifischer Impuls: 2884 m/s (Vakuum)
Länge 3.6 m, Durchmesser 2.0 m

Stufe 4: (MNH/N2O4)
Vollmasse 3.320 kg, Leermasse 820 kg
Schub 2x7,3 kN
Brennzeit: 525 sec.
Spezifischer Impuls: 3066 m/s (Vakuum)
Länge 2.7 m, Durchmesser 2.8 m

Links

ISRO Homepage

PSLV bei der ISRO

PSLV XL bei der ISRO

GSLV bei der ISRO (frühe Version)

Vharat Rakshak : Website über das indische Weltraumprogramm

Starts indischer Trägerraketen

Artikel zuletzt geändert am 11.11.2013

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum Zweiten Bücher über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nach einem einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie in der historischen Entwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Werk Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 (Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4) behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant), das OTRAG-Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2: die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen, die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte, wird mit dem Buch internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind, auch die Möglichkeit, sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund 2/3 des Buches ausmachen.

Meine Bücher sind alle in Schwarz-Weiss. Das hat vor allem Kostengründe. Bei BOD kostet jede Farbseite 10 ct Aufpreis. Es gibt jedoch ein Buch, das für Einsteiger gedacht ist und jeden Trägertyp nur auf zwei Seiten, davon eine Seite mit einem meist farbigen Foto abhandelt: Fotosafari durch den Raketenwald. Es ist weniger für den typischen Leser meiner Webseite gerichtet, die ja auch in die Tiefe geht, als vielmehr für Einsteiger und als Geschenk um andere mit der Raumfahrt zu infizieren.

Sie erhalten alle meine Bücher über den Buchhandel (allerdings nur auf Bestellung), aber auch auf Buchshops wie Amazon, Libri, Buecher.de und ITunes. Sie können die Bücher aber auch direkt bei BOD bestellen.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.




© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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