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Bei 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 |
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PSLV (erste Version)Erststart: 20.9.1993, letzter Start 25.2.201320 Starts, davon 2 Fehlstarts, Zuverlässigkeit 90 % 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) |
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PSLV XLErststart: 22.10.20085 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 Booster (6) (HTPB fest) Stufe 1: (HTPB fest) |
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) Stufe 4: (MNH/N2O4) |
GSLV bei der ISRO (frühe Version)
Vharat Rakshak : Website über das indische Weltraumprogramm
Starts indischer Trägerraketen
Artikel zuletzt geändert am 11.11.2013
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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