Lanzamiento fallido del GSLV-D3 (GSAT-4)

La agencia espacial india (ISRO) lanzó hoy día 15 de abril a las 10:27 UTC un cohete GSLV Mk. II (GSLV-D3) con el satélite GSAT-4 desde el Centro Espacial Satish Dawan, situado en la Isla de Sriharikota. Desgraciadamente, el lanzamiento ha resultado en fracaso por culpa de un fallo en los motores vernier de la tercera etapa. La telemetría del vehículo se perdió 505 segundos después del lanzamiento.

GSAT-4 (Gunter’s Space Site).

Precisamente, se trataba del sexto lanzamiento de un GSLV y el primero de la versión Mk. II, que se caracteriza por la tercera etapa criogénica de fabricación india. Tras 18 años de desarrollo, el primer vuelo de esta etapa ha sido un fracaso. GSAT-4 (HealthSat) es un satélite experimental de comunicaciones geoestacionario de 2220 kg desarrollado en la India para probar nuevas tecnologías relacionadas con los satélites de comunicaciones. Una vez situado en órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), debía haber ocupado la posición 82º E en la órbita geoestacionaria (GEO) usando sus propios motores. Su vida útil se estimaba en unos siete años.

El cohete

El GSLV (Geostationary Launch Vehicle) Mk. II es el cohete indio en servicio más potente, con capacidad para situar 2,5 toneladas en GTO y, teóricamente, 5 toneladas en LEO. Es un lanzador de tres etapas, 49 metros de longitud y una masa al lanzamiento de 416 toneladas. Junto a la versión GSLV Mk. I, se trata del único cohete en servicio que emplea combustibles sólidos, hipergólicos y criogénicos al mismo tiempo (el Delta II usa una combinación de kerolox en vez de criogénica).

GSLV (ISRO).

La primera etapa (GS-1, 20,3 x 2,8 m) es un cohete de combustible sólido S-139 de HTPB (138,25 toneladas) con un empuje de 4700 kN y un impulso específico (Isp) de 166 segundos. Rodeando esta etapa se encuentran cuatro aceleradores de combustible líquido L-40H basados en la segunda etapa del PSLV. Cada booster L-40H (19,7 x 2,1 m) emplea combustibles hipergólicos -tetróxido de dinitrógeno y UDMH (UH25)- y un motor Vikas de 680 kN y un Isp de 262 s. El Vikas es en realidad un motor Viking 4 europeo -empleado en el Ariane 4- fabricado bajo licencia por la India. Los aceleradores funcionan durante 160 s, mientras que la primera etapa durante sólo 100 s, por lo que durante cerca de un minuto los cuatro L-40H se encargan de arrastrar el peso muerto de la primera fase y nunca separan de ésta. Esta configuración -una etapa de combustible sólido rodeada de impulsores hipergólicos- es absolutamente única en el mundo.

La segunda etapa (GS-2/L-37.5) es de combustible hipergólico y funciona durante 150 s. Tiene unas dimensiones de 11,56 x 2,8 m y usa un motor Vikas con un empuje de 720 kN y 295 s.

La tercera etapa criogénica (GS-3) es la protagonista del GSLV Mk. II y el elemento principal que lo diferencia de su predecesor Mk. I. Se denomina CUS (Cryogenic Upper Stage) o CUS-12 y está propulsada por un motor CS, también llamado ICE (Indigenous Cryogenic Engine), de 73,5 kN y 460 s, además de dos motores vernier. La ICUS está basada en la etapa criogénica C-12 del GSLV Mk. I, fabricada en colaboración con Rusia. India empezó a trabajar junto con Rusia para desarrollar su etapa criogénica (hidrógeno y oxígeno líquidos) en los años 90 y, como resultado, la empresa Khrúnichev adaptó la etapa KVRB -diseñada para el Protón y Angará- para su uso en el GSLV con el nombre de 12KRB, C-12 para la ISRO, utilizando un motor KVD-1M (RD-56M) de KBKhM Isayev. Debido a las presiones de los EEUU, en 1993 Rusia decidió no seguir colaborando con India en esta tecnología, por lo que la ISRO no tuvo más remedio que desarrollar una etapa criogénica de fabricación propia, aunque claramente basada en tecnología rusa.

Tercera etapa criogénica (ISRO).

Fases del lanzamiento:

– T-4,8 s: encendido de los cuatro Vikas de los L-40H.– T-0 s: encendido de la primera etapa.– T+105,3 s: apagado de la primera etapa.– T+148,4 s: apagado de los aceleradores y separación de la primera etapa. Altura: 69 km. Velocidad: 2,8 km/s.– T+150 s: encendido de la segunda etapa.– T+290 s: apagado de la segunda etapa. 131 km de altura y 5,4 km/s.– T+292,5 s: separación de la segunda etapa y encendido de la tercera.– T+1013 s: separación de la carga útil de la tercera etapa en una órbita de 180 x 36000 km (GTO) con una inclinación de 18º y con una velocidad de 10,2 km/s.

Primera etapa (ISRO).

Motor Vikas (ISRO).

Integración de la segunda etapa (ISRO).

Integración de la tercera etapa criogénica (ISRO).

El GSAT-4 dentro de la cofia (ISRO).

Traslado a la rampa (ISRO).

El GSLV-D3 en la rampa (ISRO).

Lanzamiento (ISRO).

Cohetes indios (ISRO).

Vídeo del lanzamiento:

8 Comentarios

Participa Suscríbete

damian

La configuración de un cohete de combustible sólido rodeada de cohetes de combustible hipergólico es un total desperdicio de potencia, por eso es único en el mundo. No entiendo como en una industria donde la clave está en el menor peso muerto posible puede alguna agencia construir esto.

AngoAngo

¿Los motores tipo Vernier no se emplean para hacer rotar alrededor del eje longitudinal? ¿Sin su funcionamiento en la tercera etapa se va al garete TODA la misión?

Saludos.

AnonymousAnonymous

Sin el funcionamiento de los Vernier, el cohete no puede hacer las correcciones de las pequeñas desviaciones del motor principal, perdiendo rapidamente la estabilidad.

Daniel Marín

@Damian: parto de la base que los ingenieros indios no son idiotas. Sus razones tendrán (coste, infraestructuras, etc.) para elegir esta configuración tan poco eficiente.

@Ango: no se sabe aún qué ha pasado exactamente con los vernier, pero me imagino que, como apunta anónimo, un mal funcionamiento ha ocasionado que el vehículo perdiese la orientación o que los propergoles no se quedasen en el fondo de los tanques y se produjese una combustión incorrecta en el motor principal. Una pena.

Saludos.

etxazpi

Parece fácil decirlo ahora pero se veía venir. Una tecnologia nueva y en primer lanzamiento podía pasar esto. Espero que descubran que ha ido mal, lo corrijan y consigan hacer del cohete GSLV un lanzador fiable. Lo necesitan para cumplir sus ambiciosos planes.

A ver si el Falcon 9 tiene un poco más de suerte.

Iván

He visto el comentario de Damian y me gustaria dentro de mi ignorancia que alguno me explicara el por que de ese desperdicio de potencia.

Dentro de esa ignorancia sobre las eficiencias de los distintos tipos y como combinan entre si, ¿no es ridiculo darle a los aceleradores casi 60 segundos mas de empuje teniendo que arrastrar un peso muerto que haberle dado al principal el mismo tiempo de impulso? porque vamos, andar casi un minuto cargando con varios cientos o miles de kilos inutiles es ganas de desperdiciar potencia que podria servir para lanzar cargas mayores.

Saludos.

Nikolay

Iván, dentro de mi ignorancia: creo que debe ser más “fácil” escalar hacia arriba una etapa sólida que una etapa hipergólica, ni que hablar de una kerolox o criogénica (éste es el orden de complejidad en orden ascendente de las tecnologías de propulsion quimica existentes), ahora, de por que no alterar el orden de los encendidos ni idea…supongo que por cuestiones operativas, que hacen al costo de montar el lanzador de todas formas está claro que la configuracion es poco eficiente: segun datos que tomo de wikipedia el GSLV pone en LEO sólo un 1.26% de su masa total, mientras que el soyuz algo asi como el 2.27%..cerca del doble de eficiente.
Saludos!

Daniel Marín

Además hay que tener en cuenta que India cuenta con una floreciente tecnología en sistemas de propulsión de combustible sólido debido a su empleo en misiles militares.

Saludos.

Deja un comentario

Tu email nunca será mostrado o compartido. No olvides rellenar los campos obligatorios.

Obligatorio
Obligatorio
Obligatorio

Puedes usar las siguientes etiquetas y atributos HTML: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <strike> <strong>