Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: DefenceNews.in, Idrw.org, The Siasat Daily, Times of India.

Die vorläufig als PSLV-I bezeichnete Variante der seit 1993 geflogenen Rakete will man künftig von einem Industriekonsortium bauen und betreiben lasen. An dem Konsortium soll sich auch das Unternehmen Antrix Corporation Limited (Antrix / ACL) aus Bangalore, das in Indien in der Raumfahrtbranche bereits eine herausgehobene Bedeutung besitzt und als kommerzieller Arm der ISRO tätig ist, beteiligen.

PSLV-Raketen sind vierstufige Kombinationen aus Aggregaten, in denen feste und flüssige Treibstoffe verbrannt werden. Die erste PS1 genannte Stufe, im wesentlichen ein großer Feststoffmotor, wird bei Bedarf von zusätzlichen, gegebenenfalls seitlich angebrachten Feststoffboostern unterstützt.

Die zweite Stufe mit der Bezeichnung PS2 setzt auf ein VIKAS genanntes Triebwerk, das einer Entwicklungslinie der europäischen Viking-Triebwerke für die Ariane-Raketen entstammt und flüssigen Treibstoff verbrennt (UH25, bestehend aus 75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat, und N₂O₄). Bei der dritten Stufe PS3 handelt es sich wiederum um einen Feststoffmotor. In der vierten Stufe PS4 kommen flüssige Treibstoffe zum Einsatz (MMH / Monomethylhydrazin und MON-3 / Stickstofftetroxid mit 3% Stickstoffmonooxid).

Der erste Start einer PSLV-I ist aktuellen Überlegungen zufolge für 2020 vorgesehen, berichtete der Vorsitzende der ISRO A. S. Kiran Kumar in Mumbai. Mit Industrievertretern besprach die ISRO das Projekt anlässlich einer Veranstaltungsreihe der Kampagne „Make in India“, die vom 13. bis 18. Februar 2016 in Mumbai stattfand.

Von einer Ausgliederung der PSLV-Operationen verspricht die ISRO sich insbesondere eine Steigerung der möglichen Startrate indischer Raumfahrtträger von 12 auf 18 Starts pro Jahr. Derzeit beträgt die durchschnittliche Startrate nach Angaben des ISRO-Wissenschaftlers und Leiters des Indischen Instituts für Fernerkundung (Indian Institute of Remote Sensing, IIRS) Dr. Y. V. N. Krishna Murthy 6 Starts pro Jahr.

Inwieweit sich die im Zusammenhang mit dem Vorhaben formulierten Erwartungen in einer später erzielten tatsächlichen Startrate spiegeln, bleibt abzuwarten. Im Jahre 2015 beispielsweise erfolgten 4 Flüge von PSLV-Raketen und ein Start einer GSLV-Rakete.

Das Vorhaben wird verschiedentlich als Privatisierungsprogramm bezeichnet. Ob man angesichts einer anzunehmenden maßgeblichen Beteiligung von Antrix von einer Privatisierung im eigentlichen Sinne sprechen sollte, wäre zu diskutieren. Antrix bezeichnet sich selbst als Unternehmen, das vollständig der Regierung Indiens gehört und unter der administrativen Kontrolle des Raumfahrtministeriums (Department of Space, DOS) steht. Die ISRO gehört seit dem 1. Juni 1972 zum DOS.

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Der Beitrag Indien: Industrie soll PSLV bauen und starten erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Axel Nantes. Quelle: ISRO, Raumfahrer.net, SAC.

Der Flug der beim Start 49,1 Meter hohen, rund 416 Tonnen schweren Rakete mit der missionsbezogenen Bezeichnung GSLV-D6 und GSAT 6 an der Spitze begann um 16:52 Uhr Ortszeit (IST) bzw. um 13:22 Uhr MESZ am 27. August 2015.

Die 20,1 Meter lange Kernstufe mit der Bezeichnung S139, einem Durchmesser von 2,8 Metern und gefüllt mit festem Treibstoff wurde von vier zusätzlichen, seitlich angebrachten Boostern unterstützt, die integraler Bestandteil der zusammen GS1 für GSLV stage 1 genannten Konstruktion waren.

Die L40H genannten, 19,7 Meter langen Booster mit einem maximalen Durchmesser von 2,1 Meter wurden 2,7 Sekunden vor dem Abheben auf dem Starttisch als erstes gezündet. Sie verbrannten in ihren Vikas-Triebwerken UH25 (75% Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) + 25% Hydrazinhydrat) mit N₂O₄ (Distickstofftetroxid). Die Triebwerke sind Ableitungen der in den Ariane 1 bis 4 verwendeten Viking-Triebwerke.

Unmittelbar nach der Zündung des Feststoffmotors der ersten Stufe S139 erfolgte 0,1 Sekunden später das Abheben der Rakete. Der anfangs mit 138,1 Tonnen Treibstoff mit Hydroxyl-terminiertem Polybutadien (HTPB) gefüllte Motor beendete 109 Sekunden nach dem Verlassen des Starttischs seine Arbeit.

Nach dem Aufbrauchen des festen Treibstoffes in der ersten Stufe und dem nach 149,1 Sekunden erfolgten Ausbrennen der Flüssigkeitsbooster wurden diese zusammen als Ganzes in Flugsekunde 151,5 in etwa 72 km Höhe von der Rakete abgetrennt.

In Flugsekunde 151,6 zündete die zweite GS2 genannte Stufe der Rakete, die eine Länge von 11,6 Meter aufwies, und ebenfalls mit einem Vikas-Triebwerk ausgerüstet war. Dementsprechend arbeitete auch sie mit UH25 und N₂O₄. Ihre nominale Brennzeit betrug 150 Sekunden.

Beim Flug der GSLV-D6 wurde erneut eine Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 3,4 Metern verwendet. Eine Verkleidung mit einem Durchmesser von vier Metern war am 25. Dezember 2010 ursächlich mit Schuld für das Versagen der GSLV-F06 mit GSAT 5P an Bord. Die Nutzlastverkleidung der GSLV-D6 wurde 230,3 Sekunden nach dem Abheben in rund 116 km Flughöhe während der Arbeit der zweiten Stufe abgeworfen.

Die zweite Stufe schaltete 291 Sekunden nach dem Abheben ab. 2,7 Sekunden später wurde sie von der Rakete abgetrennt.

In rund 132 km Flughöhe trat anschließend die kryogene, das heißt mit flüssigem Wasserstoff und flüssigem Sauerstoff betriebene Oberstufe mit der Bezeichnung CUS-06 in Aktion.

Das Zündkommando für das in Indien gebaute Wasserstoff/Sauerstoff-Triebwerk der 8,7 Meter langen Stufe erfolgte 295,5 Sekunden nach dem Start. 10,1 Sekunden später erreichten Signale, die eine erfolgreiche Zündung bestätigten, überwachende Kontrollstationen. Die geplante Brenndauer betrug 720 Sekunden.

Nachdem die CUS-06 ihre Arbeit erledigt hatte, erfolgte nach einer kurzen rund 12 Sekunden dauernden Freiflugphase rund 17 Minuten nach dem Abheben circa 215 km über der Erdoberfläche die Abtrennung des Kommunikationssatelliten mit einer Startmasse von 2.117 kg (unbetankt 985 Kilogramm). (Das Raumfahrtanwendungszentrum der ISRO (Space Applications Centre, SAC) nennt eine Satellitenmasse von 2.132 kg).

GSAT 6 gelangte auf eine Erdumlaufbahn mit einem Perigäum, dem der Erde nächstliegenden Bahnpunkt, von rund 168 km (geplant 170 km), und einem Apogäum, dem erdfernsten Bahnpunkt, von rund 35.939 km (geplant 35.975 km). Ihre Neigung gegen den Erdäquator beträgt rund 20,01 Grad (geplant 19,95 Grad). Nach Angaben der ISRO wurde der vorgesehene Geotransferorbit (GTO) damit mit großer Exaktheit erreicht.

Ein mit Monomethylhydrazin (MMH) als Treibstoff und einer Mischung aus Stickstoffoxiden (MON-3) als Oxidator betriebener, 440 Newton starker Motor (Liquid Apogee Motor, LAM) an Bord von GSAT 6 hat die Aufgabe, das Raumfahrzeug auf eine annähernd kreisförmige Bahn in rund 35.786 km über der Erde zu bringen und gleichzeitig die Neigung der Umlaufbahn gegen den Äquator, die sogenannte Inklination, auf 0 Grad abzubauen.

Einsetzen will die ISRO den neuen Satelliten, dessen Bau bereits am 1. Dezember 2005 vom indischen Kabinett beschlossen worden war, an einer Position von 83 Grad Ost im Geostationären Orbit. Dort möchte man ihn in Kolokation mit GSAT 12, INSAT 4A, GSAT 10 und später mit GSAT 6A betreiben.

Für die Bahnanhebung, Bahnanpassungen und Lageregelung führt GSAT 6 1.132 kg Treibstoffe mit. Damit soll die Auslegungsbetriebsdauer des Satelliten von 9 Jahren abgedeckt sein. (Das Raumfahrtanwendungszentrum der ISRO nennt eine Auslegungsbetriebsdauer von 12 Jahren).

Der dreiachsstabilisierte Satellit ist ein indisches Produkt und basiert auf dem Bus I-2K alias I2000. Seine Grund-Abmessungen (ohne entfaltete Solarzellenausleger etc.) betragen 2,1 x 2,5 x 4,1 Meter.

Raumflugtechnischer Teil und Kommunikationsnutzlast des Satelliten werden von zwei Solarzellenauslegern mit elektrischer Energie versorgt. Sie leisten zusammen maximal 3.100 Watt. Für einen indischen Kommunikationssatelliten neu ist die an Bord von GSAT 6 verwirklichte Stromschienenspannung von 70 Volt.

Ebenfalls neu an Bord eines indischen Satelliten ist die entfaltbare Gitternetzantenne von GSAT 6. Die Antenne mit einem Solldurchmesser von circa sechs Metern dient der Kommunikation im S-Band. Für C-Band-Verbindungen gibt es eine Antenne mit einem Durchmesser von 80 Zentimetern.

Die S-Band-Nutzlast an Bord ist Tests und Kommunikation mit mobilen Geräten (Satellite Digital Multimedia Broadcasting / S-DMB) gewidmet und soll Hub-Funktionalität für 2.5G/3G-Netzwerke zur Verfügung stellen.

Wichtig für Indien ist dabei die Nutzung der bei der Internationalen Fernmeldeunion (International Telecommunication Union, ITU) reservierten Frequenzbereiche, die sonst nach Ablauf einer gewissen Frist anderweitig vergeben werden können.

Als Verstärker im S-Band-Teil dienen 5 Wanderfeldröhrenverstärker (Travelling Wave Tube Amplifier, TWTA) mit einer Leistung von je 235 Watt. Der Umsetzung in das C-Band dienen 5 Transponder mit einer Bandbreite von je 9 MHz für Empfang im C- und Sendungen im S-Band, sowie weitere 5 mit einer Bandbreite von je 2,7 MHz für Empfang im S- und Sendungen im C-Band.

Die fünf durch den Satelliten realisierbaren Ausleuchtzonen im S-Band werden zusammen das gesamte indische Mutterland abdecken. Die C-Band-Ausleuchtzone deckt auch das gesamte indische Mutterland ab.

Als Betreiber von GSAT 6 könnte die sogenannte indische nationale technische Forschungsorganisation (National Technical Research Organisation, NTRO), ein indischer Nachrichtendienst, fungieren. Neben Nutzern staatlicher und militärischer Stellen sollen auch solche aus dem zivilen Sektor von den Leistungen des neuen Satelliten profitieren.

GSAT 6 alias INSAT 4E ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 40.880 und als COSPAR-Objekt 2015-041A.

Update:
Seit dem Start wird GSAT 6 von einem als MCF für Master Control Facility bezeichneten Satellitenkontrollzentrum im indischen Hassan überwacht und gesteuert. Dementsprechend werden von Hassan aus die Brennphasen des Apogäumsmotors des Satelliten zur Bahnanhebung initiiert und kontrolliert.

Der Apogäumsmotor von GSAT 6 absolvierte nach Angaben der ISRO am 28. August 2015 erfolgreich eine erste Brennphase. Diese dauerte 3.385 Sekunden und wurde um 8:35 Uhr IST (5:05 Uhr MESZ) begonnen.

Update 2:
Am 29. August 2015 meldete die ISRO den erfolgreichen Abschluss einer zweiten Brennphase des Apogäumsmotors von GSAT 6. Die 2.663 Sekunden lange Brennphase wurde um 11:10 Uhr und 53 Sekunden IST gestartet. Nach ihrem Ende befand sich GSAT 6 auf einer Bahn mit einem Perigäum von 26.998 Kilometern und einem Apogäum von 35.682 Kilometern über der Erde. Die Restinklination betrug laut ISRO 0,115 Grad (1,15 Grad?). Für einen Erdumlauf benötigte GSAT auf dieser Bahn rund 20 Stunden und 15 Minuten.

Update 3:
Das dritte Bahnanhebungsmanöver von GSAT 6 wurde laut ISRO am 30. August 2015 um 07:52 Uhr IST initiiert und dauerte 580,32 Sekunden. Nach dieser dritten Brennphase des Apogäumsmotors war ein Perigäum von 35.634 und ein Apogäum von 35.681 Kilometern über der Erde erreicht. Die Inklination nach dem Manöver betrug 1,17 Grad. Von einer Position bei 78 Grad Ost im GEO driftet GSAT 6 in Richtung seiner Einsatzposition bei 83 Grad Ost.

Die erfolgreiche Entfaltung der großen Gitternetzantenne von GSAT 6, von der ISRO als UFA für unfurlable antenna bezeichnet, fand ebenfalls am 30. August 2015 statt.

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• GSLV-D6 mit GSAT 6 alias INSAT 4E

Der Beitrag Indien: GSLV-D6 bringt GSAT 6 ins All erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: ISRO.

Mit zwei Triebwerken des Typs Vikas ausgestattet wurde die L110 am 8. September 2010 in einem Teststand des Liquid Propulsion Systems Centre (LPSC) in Mahendragiri im Distrikt Thirnelveli im indischen Bundesstaat Tamil Nadu getestet. Gegen 15:50 Uhr Ortszeit wurden die Triebwerke gezündet, sie brannten rund 200 Sekunden lang. Im Gegensatz zum ersten Test am 5. März 2010, der wegen eines Lecks vor Erreichen der Nominalbrenndauer beendet wurde, musste der Versuch, bei dem Daten zu fast 500 verschiedenen Parametern wurden aufgezeichnet wurden, nicht vorzeitig abgebrochen werden. So kam die Raketenstufe zum ersten Mal auf die für sie vorgesehene Brennzeit. Eine erste Bewertung der gewonnenen Daten spricht dafür, dass die Stufe wie erwartet funktionierte und die geplante Leistung erreichte.

Auf 17 Meter Länge und einen Durchmesser von 4 Metern bringt es die L110, welche mit zusammen 110 Tonnen flüssigem Treibstoff (UH25) und Oxidator (N₂O₄) befüllt werden kann. Mit ihren beiden Vikas-Hochdrucktriebwerken stellt sie eine Weiterentwicklung der in PSLV und GSLV als zweite Stufe verwendeten Antriebskomponenten dar. Beim Einsatz der L110 auf der GSLV-Mk-III ist es geplant, die beiden Raketenmotore 200 Sekunden lang zu betreiben, bei Einsätzen in Raketen des Typs PSLV und GSLV sind nur 150 Sekunden Brennzeit für die einzeln eingesetzten Triebwerke gefordert. Die Vikas-Motore basieren auf dem europäischen Viking-4A-Triebwerk, das in der Ariane 3 verwendet wurde.
Eine GSLV-Mk-III wird sich im Wesentlichen aus einer L110 als Zentralstufe, zwei seitlich angebrachten Feststoffmotoren vom Typ S200 und einer kryogenen Oberstufe des Typs C25 zusammensetzen. Der erste Start einer GSLV-Mk-III – sie soll in der Lage sein, einen rund vier Tonnen schweren Satelliten für den Geostationären Orbit ins All zu bringen – wird vermutlich nicht vor 2012 erfolgen.

Raumcon:

• GSLV Mk III

Der Beitrag ISRO testet erneut Raketenstufe L110 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: ISRO.

Die mit zwei Vikas-Raketenmotoren ausgestattete Raketenstufe war in einem Teststand des Liquid Propulsion Systems Centre (LPSC) in Mahendragiri im Distrikt Thirnelveli im indischen Bundesstaat Tamil Nadu vertikal montiert und brannte nach der Zündung um 16:00 Uhr indischer Zeit 150 Sekunden lang.

Daten zu über 500 verschiedenen Parametern wurden während des Tests aufgezeichnet. Als sich einer der Parameter aus dem zulässigen Wertebereich bewegte, wurde die Brennphase, die ursprünglich 200 Sekunden hätte dauern sollen, nach 150 Sekunden beendet. Einen neuen Versuch, auf 200 Sekunden Brennzeit zu kommen, wird es geben, wenn die Daten des jetzt erfolgten Tests ausgewertet sind.

Auf 17 Meter Länge und einen Durchmesser von 4 Metern bringt es die L110, welche mit zusammen 110 Tonnen flüssigem Treibstoff (UH25) und Oxidator (N₂O₄) befüllt werden kann. Mit ihren beiden Vikas-Hochdrucktriebwerken stellt sie eine Weiterentwicklung der in PSLV und GSLV als zweite Stufe verwendeten Antriebskomponenten dar. Beim Einsatz der L110 auf der GSLV-Mk-III ist es geplant, die beiden Raketenmotore 200 Sekunden lang zu betreiben, bei Einsätzen in Raketen des Typs PSLV und GSLV sind nur 150 Sekunden Brennzeit für die einzeln eingesetzten Triebwerke gefordert. Die Vikas-Motore basieren auf dem europäischen Viking-4A-Triebwerk, das in der Ariane 3 verwendet wurde.
Der erste Start einer GSLV-Mk-III – sie soll in der Lage sein, einen rund vier Tonnen schweren Satelliten in den Geostationären Orbit zu bringen – ist nach derzeitigen Planungen für das Jahr 2011 vorgesehen.

Raumcon:

• GSLV Mk III

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