LVM3

ロケットMark-3
SDSC SLP上のLVM3 M3、36基のOneWeb衛星を搭載
関数中型ロケット[1]
メーカーインド宇宙研究機関
原産国インド
打ち上げコスト40億2千万ルピー（4,800万米ドル）[2]
サイズ
身長43.43メートル（142.5フィート）[3] [1]
直径4メートル（13フィート）[3]
質量640,000 kg (1,410,000 ポンド) [1]
ステージ3 [1]
容量
LEOへのペイロード
質量10,000 kg (22,000 ポンド) [4] [5]
GTOへのペイロード
質量4,200 kg (9,300 ポンド) [1] [6] [5]
TLIへのペイロード
質量3,000 kg (6,600 ポンド) [7] [5]
関連ロケット
家族静止衛星打ち上げロケット
比較可能
発売履歴
状態アクティブ
発射場サティッシュ・ダワン SLP
総打ち上げ数8
成功8
失敗0
部分的な失敗0
初飛行
  • 2014年12月18日（弾道飛行）
  • 2017年6月5日（軌道上）
最終便2025年11月2日
乗客または貨物を運ぶ
第一段階 – S200ブースター
身長25メートル（82フィート）[1]
直径3.2メートル（10フィート）[1]
空の塊各31,000 kg (68,000 lb) [8]
総質量236,000 kg (520,000 lb) 各[8]
推進剤質量205,000 kg (452,000 lb) 各[8]
搭載ソリッドS200
最大推力5,150 kN (525 tf) [9] [10] [11]
比推力274.5秒（2.692 km/s）（真空）[8]
燃焼時間128秒[8]
推進剤HTPB / AP [8]
第2ステージ – L110
身長21.39メートル（70.2フィート）[12]
直径4.0メートル（13.1フィート）[8]
空の塊9,000 kg (20,000 ポンド) [12]
総質量125,000 kg (276,000 ポンド) [12]
推進剤質量116,000 kg (256,000 ポンド) [12]
搭載2基のVikasエンジン
最大推力1,692 kN (172.5 tf) [8] [13] [14]
比推力293秒（2.87 km/s）[8]
燃焼時間203秒[12]
推進剤UDMH / N2O4
第三段階 – C25
身長13.545メートル（44.44フィート）[8]
直径4.0メートル（13.1フィート）[8]
空の塊5,000 kg (11,000 ポンド) [12]
総質量33,000 kg (73,000 ポンド) [12]
推進剤質量28,000 kg (62,000 ポンド) [8]
搭載1 CE-20
最大推力186.36 kN (19.003 tf) [8]
比推力442秒（4.33 km/s）
燃焼時間643秒[8]
推進剤LOX / LH 2
[Wikidataで編集]

マーク3ロケットまたはLVM3 [1] [15] [16]（以前はGSLV Mk IIIと呼ばれていた）[a]は、インド宇宙研究機関（ISRO）が開発した3段式 中型ロケットである。[1]主に通信衛星を静止軌道に打ち上げるために設計されているが、[18]インド有人宇宙飛行計画の下で有人ミッションの打ち上げも予定されている。[19] LVM3は、前身のGSLVよりもペイロード容量が大きい。[20] [21] [22] [23]

数回の遅延と2014年12月18日の弾道試験飛行を経て、ISROは2017年6月5日にサティシュ・ダワン宇宙センターからLVM3の最初の軌道試験打ち上げを成功させた。[24]

プロジェクトの総開発費は2,962.78億ルピー（ 2023年時点で450億ルピー、5億3000万米ドル相当）であった。[25] 2018年6月、連邦内閣は5年間で10機のLVM3ロケットを製造するために4,338億ルピー（ 2023年時点で580億ルピー、6億9000万米ドル相当）を承認した。[26]

LVM3は、インドの宇宙カプセル回収実験モジュールCARE、インドの2回目と3回目の月探査ミッションであるチャンドラヤーン2号とチャンドラヤーン3号を打ち上げており、インドの有人宇宙飛行計画による初の有人ミッションであるガガニャーンの運搬に使用される予定である。2022年3月、英国を拠点とするグローバル通信衛星プロバイダーのOneWebは、ロシアのウクライナ侵攻によりロスコスモスの打ち上げサービスが遮断されたため、PSLVに加えてLVM3にOneWebの衛星を搭載して打ち上げる契約をISROと締結した。[27] [28] [29] 最初の打ち上げは2022年10月22日に行われ、36機の衛星が低地球軌道に投入された。

車両の説明

LVM3-X構成

ISROは当初、低軌道および極軌道への打ち上げを目的とした極軌道衛星打ち上げ機（ Polar Satellite Launch Vehicle）と、静止トランスファー軌道（GTO）へのペイロードを運ぶための大型の静止軌道衛星打ち上げ機（Geosynchronous Satellite Launch Vehicle ）の2つのロケットファミリーを計画していた。ISROの任務変更に伴い、このロケットはより強力なロケットとして再構想された。この大型化により、より大型の通信衛星や多目的衛星の打ち上げ、有人ミッションの打ち上げのための有人運用、そして将来の惑星間探査が可能になった。[30] LVM3の開発は2000年代初頭に開始され、最初の打ち上げは2009年から2010年に計画されていた。[31] [32] [33]極低温上段の故障によりGSLV D3の打ち上げに失敗したため、[33] LVM3の開発プログラムは遅延した。[34] [35] LVM3は開発中に「GSLV Mark III」と命名されていたが、GSLV Mark IIとは異なるシステムとコンポーネントを備えている。

LVM3を官民パートナーシップ（PPP）方式で製造するため、ISROとNewSpace India Limited（NSIL）がプロジェクトに着手しました。NSILは、インドの民間セクターを通じたLVM3製造のためのPPPパートナーシップの可能性を調査するため、IIFCL Projects Limited（IPL）を雇用しました。[36] 2024年5月10日（金）、NSILはLVM-3の大規模製造に関する民間パートナーからの応募を募る資格審査依頼書（RFQ）を発表しました。 [37] [38] [39]計画では、ISROと選定された民間企業との間で14年間のパートナーシップが締結されます。民間パートナーは、今後12年間、年間4機から6機のLVM3ロケットを製造できる見込みで、最初の2年間は技術とノウハウの移転のための「開発フェーズ」となります。[40]

仕様

仕様第一段階 - S200ストラップオン×2第2段-L110第三段階 - C25 CUS
長さ25.75メートル21.39メートル13.545メートル
直径3.20メートル4.0メートル4.0メートル
ノズル径3.27メートル約1.80メートル
推進剤固体HTPBベースの複合推進剤UH 25 (75% UDMH、25%ヒドラジン) /四酸化窒素液体水素/液体酸素
不活性質量31,000キログラム9,000キログラム5,000キログラム
推進剤質量205,000キログラム116,000キログラム28,000キログラム
打ち上げ質量236,000キログラム125,000キログラム33,000キログラム
ケース/タンク材質M250マルエージング鋼アルミニウム合金
セグメント3該当なし
エンジンS200 LSB2 xヴィカスエンジンCE-20 1個
エンジンタイプ固体ガス発生器
最大推力（SL）5,150 kN1,588 kN186.36 kN
平均推力（SL）3,578.2 kN
推力（真空）該当なし756.5 kN200kN
比推力（SL）227秒293秒該当なし
比推力（真空）274.5秒443秒
最大圧力56.92バール58.5バール60バール
平均圧力39.90バール該当なし
エンジン乾燥重量該当なし900キロ588キロ
高度制御フレックスノズルジンバルエンジンジンバル2つのバーニアエンジン
面積比12.113.99100
フレックスノズルの長さ3.474メートル該当なし
喉径0.886メートル該当なし
推力ベクトル制御油圧空気圧ピストン該当なし
ベクトル機能+/- 8°該当なし
スルーレート10°/秒該当なし
アクチュエータ負荷294 kN該当なし
エンジン直径0.99メートル
混合比該当なし1.7（牛/燃料）5.05（牛/燃料）
ターボポンプ速度該当なし10,000回転
流量該当なし275 kg/秒
ガイダンス慣性プラットフォーム、閉ループ
再起動機能該当なしいいえ沿岸フェーズのRCS
燃焼時間130秒200秒643秒
点火T+0秒T+110秒
ステージ分離花火用ファスナー、ジェティソンモーターズアクティブ/パッシブコレット該当なし
分離時間T+149秒

S200ソリッドブースター

S200 ストラップオン：車載カメラ映像
LVM3-M4ミッションの前にS200ブースターが統合される

第1段は、コア段に取り付けられた大型固体燃料ブースター（LSB）としても知られる2つのS200固体燃料モーターで構成されています。各ブースターは幅3.2メートル（10フィート）、長さ25メートル（82フィート）で、M250マルエージング鋼製のケーシングを備えた3つのセグメントに、 207トン（456,000ポンド）のヒドロキシ末端ポリブタジエン（HTPB）ベースの推進剤を搭載しています。ヘッドエンドセグメントには27,100 kgの推進剤、ミドル​​セグメントには97,380 kg、ノズルエンドセグメントには82,210 kgの推進剤が搭載されています。これは、SLS SRB、スペースシャトルSRB、アリアン5 SRBに次ぐ最大の固体燃料ブースターです。フレックスノズルは、高圧油と窒素によってブローダウンモードで動作する油圧空気圧ピストンを使用した294キロニュートン（66,000 lb f ）の容量を持つ電気油圧アクチュエータによって最大±8°まで方向転換できます。これらは上昇初期段階における機体制御に使用されます。 [41] [42] [43]これらのアクチュエータを操作するための油圧油は、各ブースターの基部に外部に取り付けられた円筒形タンクに貯蔵されています。[44]これらのブースターは130秒間燃焼し、平均推力3,578.2キロニュートン（804,400 lb f）、ピーク推力5,150キロニュートン（1,160,000 lb f）をそれぞれ発生します。コアステージからの同時分離は、通常の飛行ではT+149秒で発生し、ブースターの先端部と後部セグメントに配置された火工品分離装置と6つの小型固体燃料分離モーターによって開始されます。[42] [9]

S200固体ロケットブースターの最初の静的燃焼試験であるST-01は、2010年1月24日に実施されました。[9]ブースターは130秒間燃焼し、燃焼中を通して公称性能を維持しました。最大推力は約4,900 kN（1,100,000 lbf）でした。[45] [10] 2回目の静的燃焼試験であるST-02は、2011年9月4日に実施されました。ブースターは140秒間燃焼し、試験中も公称性能を維持しました。[46] 3回目の試験であるST-03は、弾道試験飛行データからの変更点を検証するために、2015年6月14日に実施されました。[47] [48]

L110液体コアステージ

ステージ準備施設のL110ステージ

第2段はL110と名付けられ、高さ21メートル（69フィート）、幅4メートル（13フィート）の液体燃料段で、110トン（24万ポンド）の非対称ジメチルヒドラジン（UDMH）と四酸化窒素（N 2 O 4 ）を収容している。2基のVikas 2エンジンによって駆動され、各エンジンは766キロニュートン（172,000 lb f ）の推力を発生し、合計1,532キロニュートン（344,000 lb f ）の推力を発揮する。[13] [14] L110はインドで設計された初のクラスター型液体燃料エンジンである。Vikasエンジンは再生冷却を採用しており、初期のインド製ロケットに比べて重量と比推力が向上している。[42] [49]各ヴィカスエンジンは個別にジンバル制御が可能で、機体のピッチ、ヨー、ロールを制御する。L110コアステージは打ち上げ後114秒で点火し、203秒間燃焼する。[42] [14] L110ステージは空気点火式であるため、飛行中は作動中のS200ブースターの排気ガスと逆流ガスからエンジンを保護するために「ノズル閉鎖システム」が必要となる。このノズル閉鎖システムはL110の点火前に切り離される。[50]

インド宇宙研究機関（ISRO）は、2010年3月5日にタミル・ナードゥ州マヘンドラギリにある液体推進システムセンター（LPSC）の試験施設で、L110コアステージの最初の静的試験を実施した。試験は200秒間続く予定だったが、制御システムの漏れが検出されたため150秒で中止された。[51] 2回目の全期間の静的火災試験は2010年9月8日に実施された。[52]

C25極低温上段

ステージ準備施設のC25ステージ

C25と呼ばれる極低温上段は、直径4メートル（13フィート）、長さ13.5メートル（44フィート）で、水中に保管されたヘリウムで加圧された28メトリックトン（62,000ポンド）の推進剤LOXおよびLH 2が含まれています。 [49] [53]単一のCE-20エンジンで駆動され、200 kN（45,000 lb f ）の推力を生み出します。 CE-20は、 GSLVで使用される多段燃焼エンジンと比較して、ガスジェネレータを使用するインドで開発された最初の極低温エンジンです。 [54] LVM3-M3ミッションでは、より環境に優しい製造プロセス、より優れた断熱特性、および軽量材料の使用を備えた新しい白い色のC25ステージが導入されました。[55]この段の機器ベイには、ロケットのフライトコンピュータと冗長ストラップダウン慣性航法システムも搭載されています。ロケットのデジタル制御システムは、飛行中ずっと閉ループ誘導を使用し、衛星を目標軌道に正確に投入することを保証します。ロケットの通信システムは、テレメトリダウンリンク用のSバンドシステムと、レーダー追跡と予備的な軌道決定を可能にするCバンドトランスポンダーで構成されており、C25にも搭載されています。通信リンクは、ロケットの全段に搭載され、独立した航空電子機器を備えた専用システムを使用して、射場の安全と飛行終了にも使用されます。 [42]

C25極低温段の最初の静的燃焼試験は、 2017年1月25日にタミル・ナードゥ州マヘンドラギリにあるISRO推進複合施設（IPRC）で実施されました。この段は50秒間燃焼し、正常に動作しました。 [56] 2回目の静的燃焼試験は、飛行時間640秒間にわたり、2017年2月17日に完了しました。[57]この試験では、推力室、ガス発生器、ターボポンプ、制御部品などのサブシステムを含むエンジン性能が、全飛行時間にわたって安定していることが実証されました。[57]

ペイロードフェアリング

36 個のOneWebサテライトのカプセル化

CFRP複合材ペイロードフェアリングは、直径5メートル（16フィート）、高さ10.75メートル（35.3フィート）、ペイロード容積110立方メートル（3,900立方フィート）である。[8]これは、コインバトールに拠点を置くLMW高度技術センターで製造されている。[58] CAREモジュールを搭載したロケットの初飛行後、ペイロードフェアリングはオジーブ形状に変更され、S200ブースターノーズコーンとタンク間構造が再設計され、より優れた空力性能が得られた。[59]この車両は、大型衛星や宇宙船にも十分なスペースを提供するために、直径5メートルの大型フェアリングを備えている。公称飛行シナリオでは、フェアリングの分離はおよそT+253秒で発生し、花火によって起動されるPLFの全長にわたる直線ピストンシリンダー分離および投棄機構（ジップコード）によって達成される。ジップコードによって発生したガス圧は、下部のゴムを膨張させ、ピストンとシリンダーを押し広げ、ペイロードフェアリングの両半分をロケットから横方向に押し離します。フェアリングは吸音ブランケットを備えたアルミニウム合金製です。[42]

バリエーションとアップグレード

人間評価認証

人間評価 LVM3 の表現。

LVM3はガガンヤーン計画のために有人試験を受けているが、このロケットは当初から有人宇宙飛行の可能性を考慮して設計されていた。上昇段階における最大加速度は乗員の快適性を考慮して4Gに制限され、宇宙ステーションのセグメントのような大型モジュールを搭載できるように直径5メートル（16フィート）のペイロードフェアリングが使用された。[60]

さらに、安全性が極めて重要なサブシステムの信頼性を高めるため、動作マージンの低減、冗長性、厳格な認定要件、再評価、コンポーネントの強化など、いくつかの変更が計画されている。[61]航空電子機器の改良には、4重冗長航法誘導コンピュータ（NGC）、デュアルチェーンテレメトリ＆テレコマンドプロセッサ（TTCP）、統合ヘルスモニタリングシステム（LVHM）が組み込まれる。打ち上げ機には、 L110コアステージの高推力ビカスエンジン（HTVE）が、62バールではなく58.5バールのチャンバー圧力で稼働する。有人対応S200（HS200）ブースターは、58.8バールではなく55.5バールのチャンバー圧力で稼働し、セグメントジョイントにはそれぞれ3つのOリングが備えられる。HS200、L110、C25ステージには、電気機械式アクチュエータとデジタルステージコントローラが採用される。[62]

半極低温ステージとの結合

SE-2000 パワーヘッド テスト記事

LVM3のL110コアステージは、SE-2000エンジン[63]を搭載したケロロックスステージであるSC120に置き換えられる予定であり、これにより静止トランスファー軌道（GTO）へのペイロード容量が7.5トン（17,000ポンド）に増加します。[64] SCE-200は、非対称ジメチルヒドラジン（UDMH）の代わりにケロシンを燃料として使用し、約200トンの推力を持ちます。このエンジンを4基搭載することで、ストラップオンブースターなしでロケットに搭載し、最大10トン（22,000ポンド）をGTOに打ち上げることができます。[65] SC120用の最初の推進剤タンクは、2021年10月にHALによって納入されました。[66]

SC120を動力源とするLVM3は、ガガンヤーン宇宙船の有人ミッションには使用されない。[67] [68] 2019年9月、AstrotalkUKのインタビューで、ヴィクラム・サラバイ宇宙センター所長のS・ソマナス氏は、SE-2000エンジンの試験開始準備が整ったと主張した。2005年にインドとウクライナの間で締結された協定に基づき、ウクライナはSE-2000エンジンのコンポーネントを試験することになっていたため、LVM3のアップグレード版は2022年よ​​り前には登場しないと予想されていた。[69] SE-2000エンジンは、マヤックファミリーの打ち上げロケットでの使用が提案されているウクライナのRD-810をベースにしていると報じられている。[70]

改良型極低温ステージの導入

約25トン（55,000ポンド）の燃料を搭載するC25段は、より燃料を搭載する32トン（71,000ポンド）のC32段に置き換えられる。C32段は再始動可能で、改良型のCE-20エンジンを搭載する。[71]航空電子機器の総質量は、小型化された部品の使用によって低減される。[72] 2020年11月30日、ヒンドゥスタン航空機有限会社はアルミニウム合金製の極低温タンクをISROに納入した。このタンクの燃料容量は5,755kg（12,688ポンド）、容積は89m3（3,100立方フィート）である。 [ 73] [74]

2022年11月9日、上段のCE-20極低温エンジンは、21.8トンの定格推力状態でテストされました。追加の推進剤を搭載した適切な段では、これによりLVM3からGTOへのペイロード容量が最大450 kg（990ポンド）増加する可能性があります。 [75] 2022年12月23日、CE-20エンジンE9は650秒間ホットテストされました。テストの最初の40秒間、エンジンは20.2トンの推力レベルで動作し、その後、このエンジンは20トンのオフノミナルゾーンで動作し、その後435秒間、22.2トンの推力レベルで動作しました。このテストにより、「E9」エンジンは飛行中の導入が認定されました。[76]この段階の導入により、GTOの積載量は6トンまで増加することが期待される。[77]

打ち上げ統計

LVM3は2025年11月2日現在、合計8回の打ち上げを達成しています。このうち8回すべてが成功しており、累積成功率は100%となっています。

1
2
2014
2015
2016
2017
2018
2019
2020
2021
2022
2023
2024
2025
2026
  •  失敗
  •  部分的な失敗
  •  成功
  •  計画済み
LVM3の10年ごとのリリース概要
十年成功部分的な成功失敗合計
2010年代4004 [78]
2020年代4004
合計8008


参照

注記

  1. ^ ISROは、LVM3-M2ミッションの打ち上げ成功後、GSLV Mk IIIの名称をLVM3に変更した。この改名は、この機体が特定の軌道にペイロードを投入する能力に関する曖昧さを排除するために行われた。[17] [16]

参考文献

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  • バーラト・ラクシャク GSLV-III 情報
  • GSLV-III図を含むNew Scientistの記事
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