GSLV Mk I / II

Veículo de Lançamento Geoestacionário

Veículo de Lançamento GSLV-MkII com coifa de cabeça ogival

O GSLV MkII, em sua configuração mais recente, tem 51,70 metros de altura, com uma massa de decolagem nominal de 414.750 kg , é um veículo de três estágios com estágios de propelente sólido, líquido e criogênico, respectivamente. A carenagem de carga útil, que tem entre 7,8 m e 8,6 m de comprimento e 4 m de diâmetro, protege os componentes eletrônicos do veículo e a espaçonave durante sua ascensão pela atmosfera. Ela é descartada quando o veículo atinge uma altitude de cerca de 115 km. O GSLV emprega telemetria de banda S e transponders de banda C para permitir o monitoramento de desempenho do veículo, rastreamento, segurança de alcance / segurança de vôo e determinação preliminar de órbita. O Redundant Strap Down Inertial Navigation System / Inertial Guidance System do foguete, alojado em seu compartimento de equipamentos, orienta o veículo desde a decolagem até a injeção da espaçonave em órbita. O piloto automático digital e o esquema de orientação em ‘circuito fechado’ garantem a manobra de altitude necessária e direcionam a injeção da espaçonave para a órbita especificada. O GSLV pode colocar aproximadamente 5.000 kg em uma órbita terrestre baixa ou 2.500 kg (para a versão Mk II) em uma órbita de transferência geoestacionária de 18 ° de inclinação.

GSLV Mk I/II com coifa cônica

Foguetes GSLV usando o Estágio Criogênico Russo (CS) como terceira etapa são designados como GSLV Mark I, enquanto as versões usando o Estágio Superior Criogênico indiano (Cryogenic Upper Stage – CUS) são designados GSLV Mark II. Todos os lançamentos foram conduzidos a partir do Centro Espacial Satish Dhawan em Sriharikota.

GSLV Mark I – O primeiro vôo de desenvolvimento do GSLV Mark I teve um primeiro estágio de 129 toneladas (S125) e foi capaz de lançar cerca de 1500 kg em órbita de transferência geoestacionária. O segundo vôo de desenvolvimento substituiu o estágio S125 com S139. Ele usava o mesmo motor sólido com carga de propelente de 138 toneladas. A pressão da câmara em todos os motores de propelente líquido foi aumentada, permitindo uma maior massa do propelente e maior tempo de queima. Essas melhorias permitiram que o GSLV carregasse 300 kg adicionais de carga útil. O quarto vôo operacional do GSLV Mark I, GSLV-F06, teve um carregamento de propelente de 15 toneladas no terceiro estágio, denominado C-15.

GSLV Mark II – Esta variante usa um primeiro estágio S139 e um terceiro estágio com um motor criogênico indiano, o CE-7.5, e é capaz de lançar 2.500 kg em órbita de transferência geoestacionária. Para lançamentos a partir de 2018, foi desenvolvida uma versão do motor Vikas com 6% de aumento de empuxo. Foi demonstrado em 29 de março de 2018 no segundo estágio do lançamento do GSAT-6A. Foi usado para os quatro boosters de primeiro estágio dos motores Vikas em missões futuras.

GSLV Mk I/II com coifa ogival

As carenagens de carga útil do GSLV são construídas em liga de alumínio e tem dois modelos principais: a original de 3,4 m de diâmetro e 7,8 m de comprimento (a ISRO usou uma carenagem de plástico reforçado com fibra (Fiber Reinforced Plastic – FRP) para o GSLV-D3. Era uma coifa maior, de quatro metros de diâmetro). A carenagem mais recentemente introduzida, de cúpula ogival, tem 8,6 metros de comprimento e 4 metros de diâmetro.

O GSLV emprega vários sistemas de separação, como o Flexible Linear Shaped Charge (FLSC) para o primeiro estágio, o mecanismo de liberação de pinça acionado por pirotecnia para o segundo estágio e o mecanismo de separação do cortador de parafuso de banda Merman para o terceiro. A separação da espaçonave é feita por propulsores de mola montados na interface de separação. A estabilização de atitude de três eixos do GSLV é feita por sistemas de controle autônomo instalados em cada estágio. Controle de basculamento do motor de plano único (Engine Gimbal Control – EGC) das quatro unidades do primeiro estágio são usados para controle de inclinação, guinada e rotação.

Breve histórico do desenvolvimento

Configuração do foguete

Na década de 1980, a Índia começou a projetar o GSLV, um veículo de lançamento médio da classe Delta-II, com o objetivo de colocar cargas úteis de 2,5 toneladas em GTO. O desenvolvimento e lançamento do GSLV foi um item prioritário no programa espacial nacional indiano de 20 anos que visava criar uma densa rede de satélites para atender aos requisitos do país para telecomunicações, sondagem da Terra, monitoramento ambiental e outros sistemas, bem como a entrada da Índia ao mercado internacional do espaço. A tarefa dos designers indianos era garantir o lançamento de pelo menos um satélite por ano.

Baseando-se fortemente no PSLV, os primeiros conceitos para o GSLV pegaram emprestados os seis ‘boosters’ e os primeiros dois estágios do do PSLV. Um projeto posterior sugeriu a substituição dos impulsionadores sólidos com quatro blocos de propelentes líquidos semelhantes ao segundo estágio do veículo principal. O terceiro estágio era incorporar um motor indiano de oxigênio líquido / hidrogênio líquido com um empuxo de aproximadamente 12 toneladas. O desenvolvimento de componentes para este motor já estava em andamento no final dos anos 1980, e o desenvolvimento da subescala ainda estava em andamento em 1992.

No entanto, em uma tentativa de manter o cronograma de desenvolvimento do GSLV que previa um primeiro vôo já em 1997, a Índia em 1992 contratou a Rússia para comprar um motor de oxigênio / hidrogênios líquido (KVD-1 / KVD-7.5) desenvolvido na década de 1970 para uma versão do foguete lunar N-1. O plano, que vinha sendo negociado desde 1988, foi criticado pelos Estados Unidos, que consideraram a transferência dessa tecnologia uma violação do Regime de Controle de Tecnologia de Mísseis. Eventualmente, um acordo foi alcançado que permitiu à Federação Russa fornecer um número limitado de motores para a Índia (sete) sem a transferência de tecnologias críticas. O primeiro motor foi entregue em 1996 para a missão GSLV inaugural. Testes de acionamento de motores dos estágio inferior estavam em andamento em 1994.

GSLV F10

Ao longo de seu desenvolvimento, o GSLV teve várias configurações, sendo designado Mk I “a”, “b” e “c” e Mk II, sendo o Mk III o sucessor da primeira geração de GSLVs programados para fazer seu primeiro voo em 2014.

Na configuração Mk Ia, a versão mais básica do lançador agora aposentada, o GSLV usava um Estágio Central de 125 toneladas e o estágio de fabricação russa, já que o criogênico desenvolvido na Índia exigiria mais tempo para ser projetado e construído. O Mk Ia fez seu primeiro vôo de desenvolvimento em 18 de abril de 2001, marcando o primeiro lançamento de um veículo de sua classe.

O primeiro estágio é um motor de combustível sólido S139 que também é usado no PSLV. Em torno desse “núcleo”, quatro propulsores de combustível líquido são montados, cada um com um motor Vikas usando propelentes hipergólicos. O segundo estágio também é um estágio de propelente hipergólico usando um único motor Vikas modificado, enquanto o terceiro usa oxigênio e hidrogênio líquidos que são consumidos por um motor tipo ICE.

Seção de cauda do primeiro estágio

Configuração

Primeiro estágio – O S139 tem uma massa inerte de 28.300 kg e comporta 138.000 kg de propelente sólido à base de HTPB (polibutadieno terminado em hidroxila). Tem 20,1 metros de comprimento e 2,8 metros de diâmetro feito em um cilindro de aço maraging. Ele tem um impulso de vácuo de 4.860 Kilonewtons (495.584 kgf) e queima por 107 segundos.

Boosters – Quatro propulsores fixos L40 (‘boosters’ que não se separam, uma abordagem única) de combustível líquido estão agrupados em torno do estágio central. Cada um tem 2,1 metros de diâmetro e 19,7 m de comprimento, constituído por dois tanques de propelente feitos em liga de alumínio que contém cerca de 42.000 kg de oxidante, tetróxido de nitrogênio, e combustível UH25 – uma mistura de 75% de dimetilhidrazina assimétrica e 25% de hidrato de hidrazina. (o UH 25 evita instabilidade de combustão). Cada booster é equipado com um motor Vikas 2, um motor tipo Viking que era usado no lançador europeu Ariane 1 e é fabricado sob licença na Índia. O motor Vikas usado no GSLV é um Viking 2 ligeiramente modificado. Tem 2,87 metros de comprimento e 0,99m de diâmetro e pesa 900 quilos. O motor opera a uma pressão da câmara de 58,5 bar e usa uma relação oxidante / combustível de 1,7. Vikas 2 produz um impulso de 763 Kilonewtons (77.800 kg). Os quatro boosters têm um tempo de queima de 148 segundos. Os motores Vikas em cada booster podem ser basculados em um único plano, permitindo o controle de três eixos durante o voo do primeiro estágio.
Os quatro propulsores acendem 4,6 segundos antes do primeiro estágio para permitir que os motores Vikas atinjam as condições operacionais antes que o estágio central seja acionado e o foguete decole. Em vôo, os quatro propulsores continuam a queimar após o desligamento do primeiro estágio e são separados junto com o primeiro estágio. A vantagem desse design mais simples é que um evento de separação dos ‘boosters’ é evitado, mas isso compromete o desempenho, porque os quatro blocos laterais têm que impulsionar o primeiro estágio depois que ele se esgota, representando quase 30 toneladas de peso morto.

Boosters fixos
segundo estágio

Segundo estágio – O segundo estágio, denominado GS2, também usa propelentes hipergólicos, os NTO e UH25. Tem uma massa de lançamento de 44.900kg sendo 11,6m de comprimento e 2,8m de diâmetro. Os tanques são feitos em liga de alumínio e comportam 39.400 kg de propelentes ​​que são consumidos por um único motor Vikas 4. O motor é baseado no Viking 4 do Ariane 1 e também apresenta pequenas modificações. Ele é otimizado para operação em condições de vácuo com um bico estendido que tem uma relação de área de 31. O motor tem 3,51 m de comprimento e 1,7 m de diâmetro e pesa cerca de 900 kg. Ele produz 799 quilonewtons de empuxo a vácuo (81.476 kgf) ao longo de sua queima de 158 segundos. Ele opera em uma relação de oxidante/combustível de 1,7 que pode ser otimizada pelo sistema de controle de vôo.
O controle do veículo durante a queima do segundo estágio é feito basculando o motor principal em até 4 graus para inclinação e guinada. O controle de rotação é garantido por um sistema de propulsão de gás nitrogênio.
O segundo e o terceiro estágios se separam em um modo “hot-staging” ou “hot separation”, a separação quente – quando o segundo estágio é desligado e, ao mesmo tempo, é feita a ignição do terceiro e o mecanismo de separação, uma banda tipo Merman, é detonado.

terceiro estágio indiano

Terceiro estágio – O terceiro estágio (CS 14.4 / CS15) ou GS3 é atualmente um estágio superior criogênico indiano. Tem 8,7 metros de comprimento e 2,8 m de diâmetro, com dois tanques de liga de alumínio que armazenam cerca de 12.800 kg de hidrogênio e oxigênio líquidos. A massa inerte é de cerca de 2.500 kg.
Sua motorização é um único ICE (Indian Cryogenic Engine) ou CE-7.5. O motor é um motor de combustão estagiada. Parte do propelente é usado para alimentar a turbobomba antes de ser injetado na câmara de combustão principal junto com o resto do propelente. A turbobomba gira a cerca de 42.000 rpm. O motor pesa 445 quilos e tem 2,14 metros de comprimento e 1,56 m de diâmetro, operando a uma pressão de câmara de 58 bar. Ele produz um empuxo nominal de 73,5 Kilonewtons (7.495 kgf), mas pode ser regulado até 93,1 kN (9.494 kgf). Normalmente, o motor opera em um nível de empuxo mais alto durante os primeiros 300 segundos de sua queima, antes de reduzir para empuxo nominal para o restante de sua ignição, que pode ter até 1.000 segundos de duração.
Dois motores vernier giratórios usando LH2 e LOX fazem controle de inclinação, guinada e rotação para o terceiro estágio durante a fase de empuxo. Cada vernier produz 2kN (203,9 kgf) de empuxo. Durante as fases de costeamento, um sistema de controle de reação de gás nitrogênio gelado é usado para estabilização e orientação do veículo. O terceiro estágio pode ser re-ligado em vôo.

carenagem de cabeça original

Carenagem de cabeça – ou “escudo de calor” como a ISRO se refere, é instalada no topo do veículo empilhado e com sua carga útil já integrada. Produzida pela Hindustan Aeronautics, ela protege a espaçonave dos estresses aerodinâmicos, térmicos e acústicos que o veículo experimenta durante o vôo atmosférico. Quando o lançador deixa a atmosfera, a carenagem é alijada por sistemas pirotécnicos sendo que a separação da carenagem o mais cedo possível aumenta o desempenho.

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