Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	Indien (ISRO)
Bezeichnung(en)	PSLV
Entwicklungszeitraum	1982-
erster Start	20.09.1993 (Fehlstart)
Einsatzzeitraum	1993-
Stufenzahl	4 + 6 Feststoffbooster
Gesamthöhe	ca. 44,30 m ¦ 44,43 m ¦ 44,43 m
Spannweite über Booster	ca. 5,1 m
max. Nutzmasse	805 kg ¦ 1.200 kg ¦ 1.500 kg (auf sonnensynchrone 800 km Polarbahn) 1.055 kg (auf GTO)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse	ca. 275.000 kg ¦ ca. 294.000 kg ¦ ca. 295.000 kg
Startschub
Feststoff-Starthilfen
Hersteller
Bezeichnung(en)	PS0M
Länge	ca. 11,0 m
Durchmesser	ca. 1,0 m
Leermasse
Treibstoffmasse	je ca. 8.920 kg
Gesamtmasse	je ca. 10.930 kg
Antrieb	je 1 Feststofftriebwerk S 9
Treibstoff	Feststoff HTPB
Startschub bei Zündung am Boden	6 × 440 kN
Vakuumschub bei Zündung im Flug	6 × 662 kN ¦ 677 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	229 s
spezifischer Impuls (Vakuum)	253 s
Brenndauer	45 s
1. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)	PS1
Länge mit Adapter	ca. 20,1 m
Durchmesser	ca. 2,8 m
Leermasse
Treibstoffmasse	ca. 128.000 kg ¦ ca. 138.000 kg ¦ ca. 138.000 kg
Gesamtmasse	ca. ???.??? kg ¦ ca. 168.200 kg
Antrieb	1 Feststofftriebwerk S 125
Treibstoff	Feststoff HTPB
Vakuumschub	4.628 kN ¦ 4.430 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	266 s
Brenndauer	107 s
2. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)	PS2
Länge	ca. 12,5 m ¦ ca. ??,? m ¦ ca. 12,8 m
Durchmesser	ca. 2,8 m
Leermasse
Treibstoffmasse	ca. 37.500 kg ¦ ca. 40.600 kg ¦ ca. 40.600 kg
Gesamtmasse	ca. 42.800 kg ¦ ca. 46.000 kg ¦ ca. 46.000 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk L 40 „Vikas”
Treibstoff	UDMH + Stickstofftetroxid
Vakuumschub	724..725 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)
Brenndauer	162..163 s
3. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)	PS3
Länge	ca. 3,6 m
Durchmesser	ca. 2,0 m
Leermasse
Treibstoffmasse	ca. 7.200 kg ¦ ca. 7.300 kg ¦ ca. 7.600 kg
Gesamtmasse	ca. 8.400 kg ¦ ca. ?.??? kg ¦ ca. 8.300 kg
Antrieb	1 Feststofftriebwerk S 7
Treibstoff	Feststoff HTPB
Vakuumschub	340 kN ¦ 324 kN ¦ 260 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)
Brenndauer	76 s
4. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)	PS4
Länge	ca. 2,1 m ¦ ca. 2,6 m ¦ ca. 2,9 m
Triebwerksdurchmesser	ca. 1,3 m
Leermasse
Treibstoffmasse	ca. 2.000 kg ¦ ca. 2.000 kg ¦ ca. 2.500 kg
Gesamtmasse	2.890 kg ¦ 2.890 kg ¦ 2.920 kg
Antrieb	2 Flüssigkeitstriebwerke L 2
Treibstoff	Monomethyhydrazin + Stickstoffoxid-Mischung
Vakuumschub	2 × 7,4 kN ¦ 2 × 7,4 kN ¦ 2 × 7,4 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)
Brenndauer	415 s ¦ 421 s
Nutzlastverkleidung
Länge über Endstufe	ca. 8,3 m
max. Durchmesser	ca. 3,2 m
Nach insgesamt 20-jähriger Entwicklung steht Indien mit der PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) eine eigene leistungsfähige Trägerrakete zur Verfügung, die in der Lage ist, die wichtigsten Nutzlasten, nämlich Erderkundungssatelliten vom Typ IRS auf sonnensynchrone Polarbahnen zu transportieren und nach einigen Modifikationen, sogar Satelliten der 1.000 kg Klasse auf eine geostationäre Übergangsbahn. Aufbauend auf den Erfahrungen mit der SLV-3 und der ASLV bedeutete die PSLV doch auf vielen Gebieten technologisches Neuland für Indien. Während die erste, dritte und vierte Stufe sowie die Feststoffbooster noch konventionelle Triebwerke waren, handelte es sich bei der Zweitstufe um ein modernes Flüssigkeitstriebwerk. Allerdings beruht das „Vikas” Triebwerk weitgehend auf französischen Lizenzen für das „Viking” Triebwerk der europäischen Ariane-Rakete. Dennoch machte auch der Nachbau dieses Triebwerks die Einführung zahlreicher neuer Fertigungsverfahren und Technologien erforderlich. Außen an der Erststufe befinden sich zwei große Tanks des Schubvektor-Kontrollsystems. Die schwenkbare Düse der Zweitstufe erhöhte die Steuerungsfähigkeit der Rakete. Interessant ist auch die Startsequenz der Feststoffbooster. Von ihnen wurden bei den ersten drei Starts von Entwicklungsmustern der PSLV (Serie PSLV-D) zwei gemeinsam mit dem Erststufentriebwerk gezündet, weitere vier folgten nach 30,5 s in etwa 3 km Höhe. Ab dem vierten Start, dem ersten des verbesserten Serienmodells PSLV-C, wurden bereits beim Start vier der Triebwerke gezündet. Unterhalb der Viertstufe befindet sich eine Instrumentensektion mit dem Inertiallenksystem der Rakete. Insgesamt investierte Indien 138,3 Mio $ in die Entwicklung der Rakete bis zur Serienreife. Dazu gehörten beispielsweise auch die Anlage eines neuen Startkomplexes und die Konstruktion einer mobilen Transport- und Serviceplattform. Der erste Start der PSLV scheiterte allerdings im September 1993, als ein Softwarefehler die Rakete vom Kurs abkommen ließ. Der zweite Versuch ein Jahr später war dann aber erfolgreich. Mit der Serienreife der PSLV verfügte Indien über eine Trägerrakte vom Leistungsvermögen der amerikanischen Atlas E. Nach einigen Verbesserungen konnte Indien 1998 bei der Vermarktung der Rakete auch erste kommerzielle Erfolge verbuchen, als der Start eines deutschen und eines koreanischen Satelliten auf der PSLV gebucht wurden. In der PSLV-C Serie wurden zunächst die Feststoffbooster verlängert und das neue Zündregime eingeführt, bei dem vier der sechs Booster bereits am Boden gezündet werden. Die Viertstufe der PSLV-C3 wurde erstmals in einer neuen Leichtgewichts-Bauweise ausgeführt. Dazu kam ein neues Nutzlastinterface kompatibel zur europäischen Ariane sowie ein neuer Datenspeicher und weitere Verbesserungen im Telemetriesystem. Für die Mission PSLV-C4 auf eine geostationäre Übergangsbahn wurde insbesondere die dritte Stufe überarbeitet. Der Polyaramidfaser-Mantel wurde optimiert, ebenso die Isolierung. Dazu kam eine flexible Triebwerksdüse. Zusammen mit einer höheren Treibstoffzuladung ergab dies den High Performance PS3 (HPS3) Antrieb, der bei geringerem Schub eine längere Brenndauer und einen besseren spezifischen Impuls aufwies. Auch der Treibstoffvorrat der vierten Stufe wurde zugunsten einer längeren Brenndauer erhöht. Der Nutzlastadapter wurde nun aus Kohlefaser gefertigt, eine neue Elektronik-Steuerplattform installiert.