Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	Indien (ISRO)
Bezeichnung(en)	ASLV
Entwicklungszeitraum	1980-1987
erster Start	24.03.1987 (Fehlstart)
Einsatzzeitraum	1987-1994
Stufenzahl	4 + 2 Feststoffbooster
Gesamthöhe	ca. 23,6 m
Basisdurchmesser	ca. 1,0 m
max. Nutzmasse	150 kg (400 km Kreisbahn)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse (ohne Nutzlast)	um 41.000 kg
Startschub	880 kN
Startstufe
Hersteller
Bezeichnung(en)	2 Feststoffbooster
Länge	ca. 11,0 m
Durchmesser	ca. 1,0 m
Leermasse	je 2.963 kg
Treibstoffmasse	je 8.637 kg
Gesamtmasse	ja 10.600 kg
Antrieb	je 1 Feststofftriebwerk
Treibstoff	Feststoff HTPB
Startschub	je 440 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	229 s
Brenndauer	49 s
1. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge	ca. 10,0 m
Durchmesser	ca. 1,0 m
Leermasse	ca. 2.900 kg
Treibstoffmasse	ca. 8.900 kg
Gesamtmasse	ca. 10.800 kg
Antrieb	1 Feststofftriebwerk
Treibstoff	Feststoff HTPB
Vakuumschub	503 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	259 s
Brenndauer	49 s
2. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge	ca. 6,35 m
Durchmesser	ca. 0,8 m
Leermasse	ca. 1.200 kg
Treibstoffmasse	ca. 3.200 kg
Gesamtmasse	ca. 4.400 kg
Antrieb	1 Feststofftriebwerk
Treibstoff	Feststoff HTPB
Vakuumschub	267 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	276 s
Brenndauer	40 s
3. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge	2,44 m
Durchmesser	0,815 m
Leermasse	ca. 650 kg
Treibstoffmasse	ca. 1.060 kg
Gesamtmasse	ca. 1.710 kg
Antrieb	1 Feststofftriebwerk
Treibstoff	Feststoff HEF-20
Vakuumschub	91 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	277 s
Brenndauer	45 s
4. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge	ca. 1,4 m
Durchmesser	0,657 m
Leermasse	195 kg
Treibstoffmasse	317 kg
Gesamtmasse	512 kg
Antrieb	1 Feststofftriebwerk
Treibstoff	Feststoff HEF-20
Vakuumschub	27 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	281 s
Brenndauer	33 s
Nutzlastverkleidung
Länge über Endstufe	ca. 5,0 m
max. Durchmesser	ca. 1,0 m
Nachdem Indien 1979 den ersten (noch erfolglosen) Testflug einer Satellitenträgerrakete unternommen hatte, lief die Entwicklung auf diesem Gebiet kontinuierlich weiter. Von 1980 bis 1983 gelang der Start von drei weiteren SLV-3 Trägerraketen, die ihre kleinen Nutzlasten auf mehr oder weniger brauchbaren Umlaufbahnen plazierten. Doch die Nutzlastkapazität von lediglich 40 kg war nicht ausreichend für die ambitionierten Pläne. Zunächst wurde das Design der SLV-3 daher um zwei Booster erweitert, die von den Abmessungen und Leistungsdaten her weitgehend der SLV-3 Erststufe entsprachen. Im Gegensatz zur Erststufe wurden die Triebwerksdüsen der Booster ab 9° aus der Längsachse gekantet. Da ausschließlich diese Triebwerke den Startschub lieferten, mußte die Erststufe für die Zündung im Flug modifiziert werden. Die Zündung der Stufe erfolgte planmäßig 3 ms nach Brennschluß der Startstufe. Das Triebwerk verfügte über Einlässe für ein Schubvektorkontrollsystem. Einige Änderungen erfolgten auch an den anderen Stufen. Die Zweitstufe war eine Modifikation des entsprechenden Triebwerks der SLV-3. Das Gehäuse bestand nun aus kohlefaserverstärktem Kunststoff. Der Aluminium-Anteil der Treibstoffmischung wurde von 12 auf 18% erhöht, eine stärkere Ablativschicht schützte die Triebwerksdüse. Die Drittstufe wurde direkt von der SLV-3 übernommen. Bei der Viertstufe wurden die Verbesserungen übernommen, die bereits beim letzten SLV-3 Flug erprobt worden waren. Auch hier bestand das Gehäuse nun aus kohlefaserverstärktem Kunststoff (Kevlar 49). Die Treibstoffmasse konnte durch eine Verlängerung des Treibstoffblocks vergrößert werden, wobei der Längenzuwachs teilweise durch eine neue Form der gekürzten Entspannungsdüse kompensiert werden konnte. Schließlich wurde eine größere Nutzlastverkleidung aus einer Aluminium-Legierung eingeführt. Außerdem fand eine neue Flugsteuerung Verwendung. Während die Erststufe noch einer Programmsteuerung folgte, wurden die Oberstufen von einer Plattform oberhalb der Drittstufe kontrolliert. Dies alles ermöglichte nun den Start größerer und schwererer Nutzlasten. Allerdings waren die Probleme der Entwicklung wohl doch unterschätzt worden. Jedenfalls scheiterten die beiden ersten Startversuche in den Jahren 1987 und 1988. Wie sich zeigte, hatte sich die Dynamik des Gesamtsystems stärker geändert, als die Berechnungen vorhergesehen hatten. Jedenfalls dauerten die Untersuchungen nach dem zweiten Fehlstart nahezu ein Jahr und im Ergebnis wurden eine Vielzahl von Modifikationen an der Rakete vorgenommen. So wurden am Heck der Rakete beispielsweise aerodynamische Stabilisatoren eingeführt. Der nächste Flug fand erst 1992 statt und brachte einen Teilerfolg, als der mitgeführte Satellit wegen Problemen mit der Spin-Stabilisierung in einem zu niedrigen Orbit endete. Doch der vierte und letzte Start war ein voller Erfolg. Danach wurde die ASLV aber nicht mehr eingesetzt. Die ISRO konnte zwei parallele Programme, ASLV und PSLV, nicht sinnvoll managen und die ASLV war ohnehin nur als technologischer Brückenschlag zwischen der SLV-3 und der weit anspruchsvolleren PSLV konzipiert.