PSLV

מתוך ויקיפדיה, האנציקלופדיה החופשית
(הופנה מהדף PSLV (משגר לוויינים))
קפיצה אל: ניווט, חיפוש
PSLV
PSLV.svg

הדמיה של משגר PSLV
ייעוד שיגור לוויינים
יצרן הארגון ההודי לחקר החלל
ארץ ייצור הודוFlag of India.svg  הודו
גרסאות PSLV, PSLV-CA, PSLV-XL
היסטוריית שיגורים
סטטוס בשימוש
אתרי שיגור מרכז החלל סאטיש דהוואן
שיגורים 33
הצלחות 31
כשלונות 1
חלקיות 1
שיגור ראשון 20 בספטמבר 1993
מטענים ידועים לוויין המכ"ם הישראלי טכסאר, ינואר 2008
יכולת
מטען ל-LEO 3,250 ק"ג
מטען ל-GTO 1,060 ק"ג
מידע נוסף
גובה 44 מטר
קוטר 2.8 מטר
משקל 294,000 ק"ג
שלבים 4
מאיץ ראשון דגם PSLV - S9
מספר מאיצים 6
דחף 510 ק"נ
זמן בעירה 44 שניות
דלק Hydroxyl-terminated polybutadiene‏ (HTPB)
מאיץ ראשון דגם PSLV-XL - S12
מספר מאיצים 6
דחף 719 ק"נ
זמן בעירה 49 שניות
דלק HTPB
שלב ראשון S139
גובה 20 מטר
משקל 229 טון
מספר מנועים 1
סוג מנוע מנוע דלק מוצק
דחף 4,800 ק"נ
זמן בעירה 105 שניות
דלק HTPB (מוצק)
שלב שני ויקאס
גובה 12.5 מטר
משקל 46 טון
מספר מנועים 1
סוג מנוע מנוע דלק נוזלי
דחף 799 ק"נ
זמן בעירה 158 שניות
דלק חנקן ארבע-חמצני/דימתיל הידרזין
שלב שלישי S7
גובה 3.6 מטר
קוטר 2 מטר
משקל 8.4 טון
מספר מנועים 1
סוג מנוע מנוע דלק מוצק
דחף 240 ק"נ
זמן בעירה 83 שניות
דלק HTPB
שלב רביעי 2xL-2-5
גובה 2.1 מטר
קוטר 1.3 מטר
משקל 2.89 טון
מספר מנועים 2
סוג מנוע מנוע דלק נוזלי
דחף 15.2 ק"נ
זמן בעירה 425 שניות
דלק דימתיל הידרזין/מתיל הידרזין

PSLV (קיצור של Polar Satellite Launch Vehicle) הוא משגר לוויינים וחלליות רב שלבי שפותח על ידי הארגון ההודי לחקר החלל ומשמש לשיגור לוויינים צבאיים ומסחריים של הודו ולקוחותיה.

מתקני השיגור של משגרי PSLV נמצאים במרכז החלל סאטיש דהוואן הממוקם בחוף הדרום-מזרחי של הודו.

למשגר יכולת להציב לוויינים במסלול לווייני נמוך (LEO) מסונכרן שמש - מסלול הקפה עוקב קווי אורך המסונכרן עם סיבוב כדור הארץ כך שהלוויין חולף מעל אזורים קבועים בשעות קבועות. מסלול זה יעיל במיוחד ללווייני צילום שמסלולם מסונכרן כך שיעברו מעל אזורי עניין בשעות בהן זוויות התאורה יעילות, וכן ללווייני מכ"ם שמסלולם עוקב אחר קו זריחת השמש או שקיעתה, כך שהתאים הסולאריים שלהם מכוונים וחשופים תמידית לשמש ומספקים את דרישות האנרגיה הגבוהות של המכ"ם. למשגר יש יכולת להציב לוויינים קלים גם במסלול גאוסטציונרי.

השיגור הנסיוני הראשון של PSLV נערך בשנת 1993 ונכשל עקב תקלת תוכנה, אולם מאז ועד שנת 2016 בוצעו עוד 31 שיגורים מוצלחים ושיגור אחד שהוגדר כהצלחה חלקית. במסגרת שיגורים אלו הוצבו במסלול לוויינים מתוצרת ישראל, הודו, גרמניה, איטליה, ארגנטינה, בלגיה, דרום קוריאה ואינדונזיה.

לוויין המכ"ם הישראלי טכסאר שוגר על גבי משגר PSLV בינואר 2008.

מבנה[עריכת קוד מקור | עריכה]

המשגר מורכב מארבעה שלבים, חלקם מונעים בדלק מוצק וחלקם בדלק נוזלי.

שלב ראשון[עריכת קוד מקור | עריכה]

גובה השלב הראשון 20 מטר ומשקלו 229 טון. מנוע השלב הראשון הוא אחד המנועים המוצקים הגדולים בעולם. קוטרו 2.8 מטר והוא מכיל 138 טון של דלק מוצק מסוג HTPB (Hydroxyl-terminated polybutadiene). הדחף המרבי של מנוע זה הוא 4,800 ק"נ. היגוי המשגר בשלב הראשון הוא היגוי וקטורי המתבצע באמצעות הזרקת תמיסה נוזלית לאזורים שונים בפיית הפליטה המשנה את כיוון הדחף ומאפשר עלרוד וסבסוב, שליטה בגלגול מתבצעת באמצעות היגוי וקטורי של שני מאיצים חיצוניים. משך בעירת מנוע השלב הראשון הוא 105 שניות.

לשלב הראשון מוצמדים חיצונית שישה מאיצים מוצקים חיצוניים שגובהם 10 מטר וקוטרם מטר. מאיצים אלו נושאים תשעה טון של דלק מוצק זהה למנוע הראשי ומספקים דחף של 662kN כל אחד במשך 45 שניות. בתצורות שיגור מסוימות לא נעשה שימוש במאיצים.

שלב שני[עריכת קוד מקור | עריכה]

גובה השלב השני 12.5 מטר ומשקלו 46 טון. מנוע השלב השני הוא מנוע דלק נוזלי המכונה Vikas, הוא נושא 41.5 טון של דלק נוזלי הידרזיני (UDMH) ומחמצן חנקתי ומספק דחף של 799 ק"נ למשך 158 שניות. ההיגוי מתבצע בעזרת הטיית פיית הפליטה ושני סילוני גז משניים לגלגול.

שלב שלישי[עריכת קוד מקור | עריכה]

גובה השלב השלישי 3.6 מטר, קוטרו 2 מטר ומשקלו 8.4 טון. מנועו של שלב זה הוא מנוע מוצק המכיל 7.2 טון של HTPB המספק דחף של 240 ק"נ למשך 83 שניות. היגוי השלב השלישי מתבצע באמצעות הטיית פיית הפליטה, בקרת הגלגול של השלב השלישי מבוצעת על ידי סילוני הגז המשמשים להיגוי השלב הרביעי.

שלב רביעי[עריכת קוד מקור | עריכה]

השלב הרביעי משמש להצבת הלוויין במסלולו הסופי. גובה השלב הרביעי 2.1 מטר, קוטרו 1.3 מטר ומשקלו 2.89 טון. השלב מונע על ידי שני מנועי דלק נוזלי המכילים 2 טון של דלק הידראזיני ומחמצן חנקתי. כל אחד מהמנועים מספק 15.2 ק"נ של דחף למשך עד 425 שניות. היגוי השלב לקביעת המסלול הסופי מתבצע בעזרת הטיית פיות המנועים בעת פעולתם ומערכת היגוי ריאקטיבית המבוססת על פליטת סילוני גז בשלב השיוט.

ראו גם[עריכת קוד מקור | עריכה]

קישורים חיצוניים[עריכת קוד מקור | עריכה]