Топ питань
Часова шкала
Чат
Перспективи
PSLV
З Вікіпедії, вільної енциклопедії
Remove ads
PSLV — індійська ракета-носій. Назва є широко використовуваною абревіатурою від Polar Satellite Launch Vehicle, що українською означає «ракета-носій для виведення супутників на полярну орбіту». Ракета розроблена Індійською організацією космічних досліджень (ISRO), для запуску індійських супутників дистанційного зондування (IRS) на сонячно-синхронні орбіти.
PSLV — чотириступенева ракета-носій середнього класу, перший і третій ступені — твердопаливні, другий і четвертий — рідинні. Може бути запущена в трьох різних модифікаціях (PSLV, PSLV-CA, PSLV-XL), які відрізняються використанням бічних прискорювачів.
Перший запуск ракети-носія PSLV відбувся 20 вересня 1993 року. У квітні 2008 року з допомогою PSLV був здійснений успішний запуск відразу 10 супутників, що побило попередній світовий рекорд, поставлений Росією. Пізніше Росія повернула рекорд — 37 супутників у 2014 році[1]., який протримався до 15 лютого 2017 року, коли ракетою PSLV-XL були виведені на орбіту 104 супутники[2][3][4].
Ракета-носій використовується для запуску на низьку навколоземну, полярну, сонячно-синхронні орбіти індійських космічних апаратів, а також для комерційних запусків зарубіжних супутників; до появи PSLV подібні комерційні послуги надавала тільки Росія. З допомогою PSLV можна також запускати невеликі супутники на геоперехідну орбіту (ГПО).
22 жовтня 2008 року ракета-носій PSLV-XL була використана для запуску першого індійського місячного зонда Чандраян-1, а 5 листопада 2013 року — для запуску першого індійського міжпланетного зонда Мангальян (Mars Orbiter Mission) до Марса. Також PSLV-XL використовується для запуску супутників індійської регіональної навігаційної системи IRNSS.
Remove ads
Розробка
Розробка ракети-носія PSLV йшла з початку 1990-х років в Космічному центрі імені Вікрама Сарабхаї[en] в місті Тіруванантапурам (штат Керала). Інерційні системи були розроблені спеціальним відділенням ISRO. Рідинний другий і четвертий ступені, а також реактивна система управління розроблялися в Центрі рідкопаливних силових установок[en] (Трівандрум). Твердопаливні двигуни доопрацьовуються в космічному центрі імені Сатиша Дгавана, який також виконує операції запуску ракети-носія.
Remove ads
Конструкція
Узагальнити
Перспектива
Перший ступінь
Перший ступінь PS1 — один із найбільших твердопаливних ступенів у світі, поступається в розмірах тільки бічним прискорювачам «Спейс Шаттлу» та «Аріан-5». Корпус виготовлений із загартованого сталевого сплаву, має довжину 20,34 м, діаметр 2,8 м і суху вагу 30 200 кг. Вміщує 138 т твердого палива на основі полібутадієну з кінцевими гідроксильними групами (HTPB)[5]. Двигун S139 розвиває максимальну тягу 4800 кН з питомим імпульсом 269 с у вакуумі[6][7].
Керування вектором тяги по тангажу і рисканню здійснюється методом створення асиметричної тяги в соплі двигуна за допомогою системи SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control), яка впорскує розчин перхлорату стронцію в потрібну частину сопла. Розчин знаходиться в циліндричних алюмінієвих паливних баках, для його стабілізації в баках під час польоту використовується стиснений азот. Контроль обертання здійснюється за допомогою двох двигунів RCT (Roll Control Thrusters), розташованих на протилежних сторонах першого ступеня між бічними прискорювачами.
Перший ступінь працює протягом 105 секунд після запуску і від'єднується на висоті близько 76 км.
Прискорювачі
По боках першого ступеня прикріплені 6 твердопаливних прискорювачів.
Стандартна версія ракети-носія PSLV використовує прискорювачі PSOM, довжиною 10 м і діаметром 1 м. Кожен прискорювач вміщує близько 9 т палива на основі HTPB і розвиває тягу 503 кН з питомим імпульсом 262 с. Час роботи прискорювачів PSOM становить 44 с.
Версія PSLV-XL використовує збільшені прискорювачі PSOM-XL довжиною 13,5 м і вони вміщають до 12 т палива. Тяга прискорювачів PSOM-XL становить 719 кН, тривалість роботи — 49 с.
Чотири прискорювачі з шести запалюються в момент запуску ракети-носія, 2 — через 25 секунд після старту. Зазвичай перші від'єднуються на висоті 24 км через 68 с після запуску, другі — на висоті 41 км на 90-й секунді польоту. Два прискорювачі також оснащені системою SITVC для додаткового контролю обертання ракети-носія.
Другий ступінь
Другий ступінь PS2 має діаметр 2,8 м, довжину 12,8 м і суху вагу 5300 кг.
На ступені встановлено один рідинний ракетний двигун Vikas[en] з тягою 799 кН (у перших 7 польотах тяга становила 725 кН), як паливо двигун використовує суміш несиметричного диметилгідразина (пальне) і тетраоксид діазота (окисник), яка самозаймається. Ступінь вміщує до 40,7 т компонентів палива.
Двигун може відхилятися від центральної осі в межах 4°, забезпечуючи контроль вектора тяги. Контроль обертання забезпечується двома двигунами реактивної системи управління (Hot Gas Reaction Motor Control).
Час роботи ступеня становить 158 с, відстиковується на висоті близько 277 км.
Третій ступінь
Третій ступінь PS3 — твердопаливний, використовує те ж паливо, що і перший ступінь. Має діаметр 2,02 м, довжину 3,54 м, суха вага 1100 кг і вміщає 6700 кг палива. Тяга двигуна S7 становить 240 кН з питомим імпульсом 294 с. Двигун має сопло з композитних матеріалів, який може відхилятися від центральної осі в межах 2°, даючи змогу здійснювати контроль вектора тяги по рисканню і тангажу. Обертання контролюється реактивною системою управління четвертого ступеня.
Четвертий ступінь
Четвертий ступінь PS4 обладнаний польотним комп'ютером і системою інерційної навігації, які забезпечують управління процесом польоту ракети-носія з моменту запуску. Діаметр ступеня 2,02 м, довжина — 2,6 м, суха вага — 920 кг. На ступінь встановлені два рідинні ракетні двигуни L-2-5, тяга кожного становить 7,6 кН, питомий імпульс — 308 с. Пальним для них служить монометилгидразин, а окислювачем — суміш оксидів азоту (MON[en]). Стабілізація палива забезпечується підвищеним тиском з використанням стисненого гелію. Двигуни можуть відхиляться від центральної осі до 3°, забезпечуючи контроль вектора тяги по тангажу і рисканню. Контроль обертання здійснює реактивною системою управління. Ця ж система забезпечує керування положенням ступеня у фазі вільного польоту і для переорієнтації при відстиковки декількох космічних апаратів.
При запуску модифікацій PSLV і PSLV-XL ступінь вміщує 2000 кг палива, при запуску PSLV-CA — 1600 кг Час роботи ступені залежить від профілю місії і може досягати 525 с.
Головний обтічник
На ракеті-носії використовують алюмінієвий обтічник висотою 8,3 м, діаметром 3,2 м і вагою 1150 кг. Зазвичай він від'єднується через 165 с після запуску на висоті близько 130 км.
Remove ads
Модифікації
PSLV
Перший і основний варіант PSLV. Чотириступенева ракета-носій, що використовує 6 стандартних бічних твердопаливних прискорювачів PSOM. Висота ракети становить 44 м, стартова маса — 295 т.
PSLV-CA
У цій модифікації ракета-носій вперше запущена у 2007 році, використовується за необхідності запуску порівняно невеликого корисного навантаження. CA в назві позначає Core Alone (з англ. core alone — лише серцевина). Використовуються основні ступені, без бічних прискорювачів. На першому ступені залишаються закріпленими баки з паливом для системи управління вектором тяги та двигуни для контролю обертання. Четвертий ступінь використовує на 400 кг менше палива. Стартова маса — 229 т[8].
PSLV-XL
Покращена стандартна модифікація PSLV. Стартова маса становить 320 т, використовуються збільшені бічні твердопаливні прискорювачі PSOM-XL. 29 грудня 2005 року ISRO провела успішні випробування вдосконаленої версії стартового прискорювача. Перший запуск версії PSLV-XL відбувся у 2008 році, був запущений перший індійський місячний зонд «Чандраян-1»[9].
Запуски ракети-носія PSLV
Узагальнити
Перспектива
.svg){kind=small}
.svg){kind=small}
.svg){kind=small}
Remove ads
Примітки
Wikiwand - on
Seamless Wikipedia browsing. On steroids.
Remove ads