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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 vier Stufen der GSLV ist nur noch die zentrale erste Stufe mit indischer
Technologie ausgerüstet. Es ist die erste Stufder 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 GSLV
erinnert an die Ariane 4 und ist eine inkrementelle Verbesserung der PSLV:
Die dritte Stufe verwendet das Triebwerk KVD-1 (oder RD-56M) von Russland. Es arbeitet mit der hochenergetischen Kombination Wasserstoff als Treibstoff und Sauerstoff als Oxydator. 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 sieben Stufen in Russland gefertigt und Indien versucht seit Anfang der 90 er Jahre die Technologie für das Triebwerk 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 100% 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. Technologisch 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. Ihr Gehäuse besteht aus Stahl, die anderen Stufen setzen Aluminiumlegierungen ein.
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, die zweite Stufe 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 aus schon existierenden Prototypen weiterentwickelt. 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. Zwei Verniertriebwerke sind für die Lageregelung in Nick- und Gierachse verantwortlich. Kaltgasdüsen führen die Steuerung um die Rollachse durch.
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. Spätere Exemplare erhielten eine größere Verkleidung mit 8,6 m Länge
und 4 m Durchmesser aus CFK-Werkstoffen.
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 im S-Band übertragen und die Rakete durch einen C-Band Transponder und Radar verfolgt.
Es ist derzeit offen ob Indien in Zukunft seine 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. Dies ist keine Ausnahme: 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 Dollar) 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. Die folgenden sind dann schon operationelle. Synergien mit der PSLV gibt es seit dem dritten Start, als man einen mobilen Montageturm einführte. Seitdem kann die Rakete sowohl von der Startbasis der PSLV aus starten wie auch der eigentlichen "Second Launchbase" die für die GSLV konstruiert wurde.
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. Bei den folgenden Starts wurde die dritte Stufe um 1,3 m verlängert und fasst nun 15,2 anstatt 12,5 t Treibstoff.
| Parameter | Flug 1 | Flug 2+3 | Flug 5 |
|---|---|---|---|
| Treibstoff erste Stufe | 129 t | 138 t | 138 t |
| Treibstoff Booster | 40 t | 42 t | 42 t |
| Treibstoff zweite Stufe | 37.5 t | 39 t | 39,4 |
| Startmasse | 401 t | 411 t | 418 t |
| Ereignis | Zeitpunkt [s] | Höhe [km] | Geschwindigkeit [km/s] |
|---|---|---|---|
| Brennschluss erste Stufe | 148,8 | 68,3 | 2,7 |
| Abtrennung Nutzlastverkleidung | 226 | 115 | 3,7 |
| Brennschluss zweite Stufe | 289 | 137 | 5,0 |
| Brennschluss dritte Stufe | 1131 | 250 | 10,2 |
Die Abtrennung des Satelliten erfolgt 15 s nach Brennschluss der dritten Stufe. Typische Genauigkeiten beim Erreichen eines GTO liegen bei 5 km im Perigäum und 675 km beim Apogäum und 0,1 Grad in der Inklination. Aufgrund der geographischen Lage wird kein GTO mit einer Bahnneigung von 0 Grad erreicht, wie ihn Ariane 5, Proton oder Sealaunch ihren Kunden anbieten, sondern einen mit einer Inklination um die 20 Grad. Ein Satellit benötigt daher mehr Treibstoff um den GEO zu erreichen (1669 m/s anstatt 1478). Dies ist jedoch noch günstiger als bei US-Trägern die eine Anfangsinklination von 28 Grad haben.
Bei dem ersten Flug schaltete die Oberstufe um 4,6 s verfrüht ab, sodass der Satellit eine unbrauchbare Bahn erreichte. Es wurde nur ein Orbit von 32.000 km maximaler Entfernung von der Erdoberfläche erreicht. Er konnte aufgrund eines Designfehlers (angeblich soll der Satellit teilweise aus Ersatzteilen konstruiert sein) nicht seinen GEO-Orbit erreichen. Er verblieb in einem 33.800 x 35975 Orbit, 8,9 Grad zum Äquator geneigt. Der Flug wurde trotzdem als erfolgreich eingestuft. Die Nutzlast GSAT-1 wog dabei nur 1540 kg, weitaus weniger als die Rakete transportieren konnte.
Erst nach zwei Jahren Pause fand der zweite Start statt. Beim zweiten Flug schaltete das russische KVD-1 bei Erreichen des Zielorbits ab. Anhand des Resttreibstoffes von rund 300 kg konnte nun die Performance der Mark I auf 2125 kg in den GTO bestimmt werden. Dies war auch der erste Flug einer GSLV mit den verbesserten Vika Triebwerken mit höherem Schub und UH25 als Treibstoff. GSAT.2 gelangte auf seine vorgesehene Umlaufbahn und die GSLV Mk 2 wurde als operationell eingestuft. Ein dritter Entwicklungsflug zum Ausgleich des ersten Fehlstarts war nicht vorgesehen. GSAT-2 war mit 1825 kg Startmasse schon fast 300 kg schwerer als sein Vorgänger.
Der dritte Flug, der erste operationelle gelang ebenfalls. Der dritte GSAT, nun schon mit 1950 kg Startmasse (auch EDUSAT genannt) wurde auf der vorgesehenen Umlaufbahn ausgesetzt. Zwischen zwei Starts lagen nun eineinhalb Jahre.
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. Ein Druckregulator fiel aus, als Folge wurde das Triebwerk abgeschaltet. Dies führte zur Kursabweichung und Auseinanderbrechen der Rakete durch den Luftwiderstand als sie die Zone maximaler aerodynamischer Belastung nach einer Minute durchquerte. 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.
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 erneut 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. Er konnte später mit seinen eigenem Treibstoff einen Orbit erreichen.
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 1.900 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. Da jedoch nun die Mark II übernehmen sollte war dies kein Problem.
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. Zum Einsatz kam eine dritte Stufe mit 15,2 anstatt 12,5 t Treibstoff und eine vergrößerte Nutzlastverkleidung Die Rakete wurde so um 1,8 m länger. Doch er scheiterte nach 53 s als die Rakete außer Kontrolle geriet und explodierte als sie vom Sicherheitsoffizier gesprengt wurde. Schon nach 47 s konnten keine Steuersignale an die Booster übertragen werden. Ursache soll ein Versagen der Verbindungselemente 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 Aufladungen gegeben haben. Später wurde bekannt, dass diese Verbindungen im Zwischenstufenadapter aus Russland stammten. Gegenseitige Schuldzuschreibungen waren die Folge (nach russischen Angaben soll schon vorher die Nutzlastverkleidung kollabiert sein). Wie später bekannt wurde, waren abgeknickte oder unterbrochene Verbindungen auch die Ursache an der Unterperformance beim fünften Start. Aufgrund der Differenzen über die Ursache mit dem russischen Hersteller beschloss die ISR,. Idie letzte noch verbliebene Mark I nicht zu starten. Einzig positiver Aspekt war, das diesmal nur acht Monate zwischen zwei Starts lagen.
Als Folge buchte die ISRO die Starts der folgenden GSAT um. GSAT 7,8 und 10, sowie Insat 3D wurden mit Ariane 5 ECA gestartet. GSAT 12, der mit 1412 kg auch deutlich leichter ist mit einer PSLV gestartet worden.
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GSLV Mark I (Daten der GSLV D5)Erststart: 18.4.2001, letzter Start 25.12.20106 Starts, 4 Erfolge, Zuverlässigkeit 66 % Nutzlast: 5000 kg LEO Orbit 2900 kg in sonnensynchronen Orbit 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 43.400 kg, Leermasse 4900 kg Schub 799 kN über 139 sec. Spezifischer Impuls: 2778 m/s (Vakuum) Länge 11,56 m, Durchmesser 2.8 m Treibstoff N2O4 / UH25 Stufe 3: GS3 Stufe 4: (optional) Nutzlastverkleidung: |
Die Mark II verwendet für die dritte Stufe ein indisches Triebwerk. Der Erststart war für 2008 geplant, verzögerte
sich aber. Die ISRO gab nach dem vierten Start einer GSLV 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. Sie erreicht die volle Nutzlast von 2250 kg in GTO.
Genaue Daten wurden nicht veröffentlicht. Das Triebwerk soll bis zu 9.5 t Schub liefern, wodurch eine größere Treibstoffzuladung möglich sein soll. Die ersten Versionen werden aber 73,55 kN Schub haben. Es wird jedoch nach 300 Sekunden im Schub herunter gefahren. Die Stufe hat nun wieder eine etwas geringere Treibstoffzuladung wie die ersten GSLV Mark I. Die beiden letzten von Russland gelieferten Stufen waren um 1,3 m länger und nahmen 15 anstatt 12,5 t Treibstoff auf.
Die erste Version hat jedoch noch den gleichen Schub wie das KVD-1 von 73.4 kN. Nach dem fehlgeschlagenen Jungfernflug verschob man den schnellen Einsatz einer leistungsgesteigerten Version. 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 soll 4454 m/s betragen, liegt jedoch bei den ersten Exemplaren deutlich darunter. 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 wie das in dieser stufe eingesetzte, 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 der Ariane 5. Die Turbopumpe erreicht eine Rotationsgeschwindigkeit von 42000 U/min. Weiterhin verfügt das Triebwerk über eine automatische Kontrolle von Schub und Mischungsverhältnis um den Treibstoffverbrauch zu optimieren. Das lässt daraus schließen, dass der höhere Schub durch eine Veränderung des Mischungsverhältnisses von Wasserstoff zu Sauerstoff erreicht wird. Ungewöhnlich ist, das das Triebwerk nicht schwenkbar ist, stattdessen sind zwei kleinere Verniertriebwerke für die Lageregelung zuständig, die zusammen einen Schub von 1,5 kN haben. Dies war schon bei der Mark I so, bei dem Upgrade wurde also nur das Triebwerk ausgetauscht, nicht die Architektur optimiert, d.h. wie in anderen Trägern ein kardanisch aufgehängtes und schwenkbares Triebwerk eingesetzt. Das Triebwerk wurde mit Aufwendungen von nur 3,36 Milliarden Rupien (54 Millionen Dollar) entwickelt.
Die ersten Versionen setzen auch noch die kleinere, ältere Nutzlastverkleidung mit 3,40 m Durchmesser und 7,80 m Höhe ein. Die ersten beiden Stufen und die Booster sind weitgehend unverändert, wenn man von dem nach dem Leck bei den Startvorbereitungen zum zweiten Start geänderten Legierungen absieht.
Hier die geplanten Ereignisse beim zweiten Einsatz mit GSAT-14:
| Ereignis | Zeitpunkt [s] | Höhe [km] | Geschwindigkeit [km/s] |
|---|---|---|---|
| Start Booster | -4,8 | 0,03 | 0,0 |
| Start Zentralstufe | 0,0 | 0,03 | 0,0 |
| Brennschluss Booster | 149,0 | 70,52 | 2.399,9 |
| Zündung zweite Stufe | 149,5 | 70,98 | 2.401,4 |
| Abtrennung erste Stufe | 151,0 | 72,21 | 2.399,9 |
| Abtrennung Nutzlastverkleidung | 226,0 | 116,00 | 3.392,7 |
| Brennschluss zweite Stufe | 289,0 | 132,20 | 4.927,0 |
| Abtrennung zweite Stufe | 292,5 | 132,80 | 4.545,1 |
| Zündung dritte Stufe | 293,5 | 132,96 | 4.944,8 |
| Brennschluss dritte Stufe | 1.055,0 | 205,65 | 9.785,1 |
| Abtrennung GSAT 14 | 1.103,0 | 213,51 | 9.777,7 |
EinsatzgeschichteDer erste Start am 15.4.2010 scheiterte aufgrund einer Fehlfunktion der Turbopumpe der indischen dritten Stufe. Die Wasserstoffboostpumpe verlor an Leistung nach einer Sekunde und das Triebwerk schaltete nach 2,2 s ab. Die ISRO beschloss weitere Tests mit der Stufe durchzuführen und die folgenden Starts mit der Mark I durchzuführen. Zu diesem Zeitpunkt gab es noch zwei Raketen der Mark I Version. Verloren wurde der 2210 kg schwere GSAT-4.
Erst nach zwei Jahren Pause stand der nächste Start an, doch er verlief dramatisch. In der Zwischenzeit hatte die ISRO den Stufenadapter zwischen zweiter und dritter Stufe verstärkt und auch den Tunnel für die elektrischen Leitungen haltbarer gemacht, damit beides höhere Lasten aufnehmen kann. Die Treibstoffturbopumpe wurde überarbeitet und sollte nun mit tieferen Temperaturen zurechtkommen. Nutzlast ist der GSAT 14, der nun nicht schwerer als seine Vorgänger ist, sondern leichter.
Beim ersten Startversuch am 19.8.2013 verlor die zweite Stufe Treibstoff, das Hydrazin lief an der Rakete herunter und sammelte sich auf der Startplattform. der Countdown musste abgebrochen werden. Es reichte nicht die Rakete zu enttanken. Die erste und zweite Stufe mussten komplett ausgetauscht werden, analog zwei Booster. Die zweite Stufe setzte nun eine Aluminiumlegierung im Tank ein. Vorher war es die Aluminium-Zinklegierung 7020, nun ist es die Aluminium-Kupferlegierung 2219. Dies dauerte fast 6 Monate. Am 4.1.2014 stand dann der nächste Startversuch an. Diesmal erreichte die Rakete den vorgesehenen Orbit und beendete die Pechsträhne Indiens mit der GSLV, nachdem die letzten drei Starts nicht erfolgreich waren, bzw., nicht den vorgesehenen Orbit erreichten. Nutzlast war der 1.982 kg schwere GSAT-14. Auch hier ging man wieder auf Nummer sicher und wählte eine etwas leichtere Nutzlast.
Nach NORAD Radarvermessungen gab es zwei Objekte (Oberstufe und Satellit ) auf Bahnen von 179,8 x 35.622,9 x 19,44 Grad und 183 x 35.755 x 19,40 Grad. Das letztere Objekt ist wohl GSAT-14. Damit wurde der geplante Orbit von 180 x 35.975 x 19,30 Grad innerhalb der Fehlertoleranzen getroffen.
Die folgenden Starts klappen dann alle. Am 5.5.2017 transportierte eine GSLV erstmals einen Satelliten der nicht nur Indien sondern auch andere südasiatische Länder versorgen soll. GSAT-9 wog 2-195 kg beim Start. Die Startrate ist auch ansteigend. 2014-2017 gab es je einen Start, doch der elfte fand nun schon acht Monate nach dem letzten Start und für 2017 sind zwei Starts geplant, plus weiterer des Nachfolgemodells GSLV Mark III.
Die Rakete wurde dann parallel zum Nachfolge Modell GSLV Mark III eingesetzt, mit typisch einem Start pro Jahr, lediglich 2018 gab es zwei Starts, dafür 219 und 2020 keine Starts. Am 12.8.2021 scheiterte dann der siebte Einsatz einer GSLV Mark II, da die in Indien entwickelte kryogene Oberstufe nicht zündete. Der 2.268 kg schwere Erdbeobachtungssatellit EOS-03 ging verloren. Dies war der dritte Einsatz einer Stufe die vollständig in Indien entstand.
Liste aller Starts der GSLV.
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GSLV Mark II (Daten vom zweiten Start)Erststart: 20102 Start 1 Fehlstart 50% Zuverlässigkeit Nutzlast: 5.000 kg LEO Orbit 2.900 kg in sonnensynchronen Orbit 2.250 kg in eine GTO Transfer Bahn Startpreis 35-45 Mill. USD Booster (4): L40Hs Stufe 1: S139 (fest) |
Stufe 2: GS-3 1 Triebwerk Viking 4 (Vika) Vollmasse 45.000 kg, Leermasse 5.500 kg Schub 720 kN über 150 sec. Spezifischer Impuls: 2.734 m/s (Vakuum) Länge 11,6 m, Durchmesser 2,8 m Treibstoff N2O4 / UH25 Stufe 3: GS-3 Stufe 4: (optional) Nutzlastverkleidung: |
Die GSLV Mark IIII wurde inzwischen in LVM3 umbenannt und hat eine eigene Seite bekommen.
GSLV bei der ISRO (frühe Version)
Vharat Rakshak : Website über das indische Weltraumprogramm
Starts indischer Trägerraketen
Artikel zuletzt geändert am 10.2.2016
Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.
Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:
Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.
Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.
Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.
Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:
und
Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)
Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:
US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)
US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie
2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.
Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.
Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.
Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.
Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu 2/3 des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.
Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.
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