A Organização de Investigação Espacial Indiana (ISRO) realizou o seu primeiro lançamernto orbital em 2026. A missão PSLV-C62 deveria representar o regresso ao activo do lançador PSLV após o desaire de 18 de Maio de 2025. Porém, o terceiro estágio do lançador voltou a condenar a missão, levando à perda da sua carga composta por 16 satélites.
O lançamento teve lugar às 0448:30UTC do dia 12 de Janeiro e foi realizado pelo foguetão PSLV-DL (PSLV-C62) a partir da Plataforma de Lançamrnto FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota, Andhra Pradesh.
O desempenho dos dois primeiro estágios do lançador decorreu sem problemas, porém, pouco depois de ter sido declarado um funcionamento nominal do terceiro estágio e perto do final da sua queima, este apresnetou um comportamento errático com a perda de controlo de atitude a T+6m 18s. A missão seria declarada perdida pouco depois.
Este desaire surge como um duro golpe nas âmbições da Índia e é pouco normal num lançador cuja taxa de sucesso de 94,4%. As causas do acidente serão investigadas.
A carga da missão PSLV-C62
A bordo da missão PSLV-C62 seguiam 16 satélites, sendo a carga principal o satélite EOS-N1, sendo os restantes satélites o Theos-2, CGUSat-1, DSUSAT-1, MOI-1, Lachit-1, Thybolt-3, MUNALSAT, KID, Edusat-1, Uaisat, Galaxy Explorer, Orbital Temple, Aldebaran-1, Sanskarsat e Aayulsat. Os satélites CGUSat-1, DSUSAT-1, MUNALSAT, Lachit-1, Thybolt-3, Sanskarsat, MOI-1 e Aayulsat, faziam parte da missão “Polar Access 1” da Dhruva Space.
Também designado “Anvesha”, o satélite EOS-N1 era um satélite de observação hiperespectral que transportada uma carga de observação HySIC que seria operada pelo imaging payload by DRDO (Defence Research and Development Organisation) – Organização de Pesquisa e Desenvolvimento da Defesa, sendo utilizado pela vigilância militar.
O satélite seria capaz de obter imagens com uma resolução de 12 metros com um varrimento de 12 km. A sua resolução espectral seria de 10-20 nm (VNIR, SWIR).
O satélite foi desenvolvido pela ISRO e tinha uma massa de 407 kg.
Os satélites THEOS-2 representam a segunda geração de satélites do sistema de observação GISTA da Tailândia, substituindo os satélites THEOS-1.
Em Junho de 2018, a GISTA assinou um contrato com a Airbus e no âmbito desse contrato, foi criado um programa de formação abrangente que envolveu engenheiros tailandeses no desenvolvimento de um sistema integrado de geoinformação, segmento terrestre e dois satélites de observação da Terra: um de altíssima resolução e outro de pequena dimensão. O sistema de pequena dimensão, da subsidiária da Airbus, SSTL (Surrey Satellite Technology Ltd), foi montado e testado na Tailândia por engenheiros tailandeses, visando a transferência de tecnologia e o envolvimento de fornecedores locais. Este programa foi complementado por um extenso programa de formação, aproveitando a vasta experiência da Airbus em geointeligência, e impulsionará ainda mais o setor geoespacial tailandês.
O satélite de baixa resolução THEOS-2A foi construído com base numa plataforma concebida pela SSTL, a SSTL-42 (com uma massa de 100 kg), e foi montado e testado na Tailândia por engenheiros tailandeses. A bordo transportava as cargas: um sistema de observação como carga útil principal com uma resolução de aproximadamente 1 m, capaz de captar imagens estáticas e vídeos, utilizando um telescópio Cassegrain com mecanismo de auto-foco; receptores AIS e ADS-B com antenas VHF para a recepção de sinais de navios e aeronaves; uma série de placas Raspberry Pi, totalmente concebidas pela Tailândia, para realizar a obtenção de imagens estáticas, vídeos e dados experimentais AOCS.
Desenvolvido pela indiana Dhruva Space e pela CV Raman Global University (CGU), Odisha, o satélite CGUSAT-1 foi construído sobre a plataforma P-DoT da Dhruva Space e tinha como missão demonstrar comunicações de armazenamento e retransmissão baseadas em radioamador. A Dhruva Space forneceu a plataforma do satélite, a integração de lançamento, a implantação via DSOD-1U e estabeleceu uma estação terrestre VHF/UHF licenciada e um centro de controlo de missão no campus universitário.
Desenvolvido pela Dhruva Space, o satélite DSUSAT-1 iria realizar tarefas de demontarção tecnológica, tendo sido desenvolvido em conjunto com estudantes universitários. O DSUSAT-1 é um satélite desenvolvido no Centro de Inovação Atal da Universidade Dayananda Sagar (DSU), Karnataka, com foco nas comunicações bidirecionais em banda amadora e telemetria. A missão foi viabilizada com recurso à plataforma P-DoT da Dhruva Space, ao sistema de implantação DSOD-1U (CubeSat-1U) e à infraestrutura de estação terrestre VHF/UHF no campus.
O satélite MOI-1 (My Orbital Infrastructure One) foi o primeiro de uma série de nanossatélites da TakeMe2Space que permitem às empresas, startups e inovadores executar computação em órbita terrestre baixa (LEO). Os satélites MOI possibilitam a computação no espaço com acesso a sensores específicos do sector, comunicação de alta velocidade e recursos fiáveis de computação de bordo.
O MOI-1 (com uma massa de 14 kg) era baseado no factor de forma CubeSat-6U e transportava o OrbitRadio, sendo este um rádio amador que transmite telemetria por satélite a estudantes, investigadores e entusiastas do rádio amador. Além disso, permite aos utilizadores enviar mensagens através da aplicação da empresa, que são depois transmitidas gratuitamente num horário UTC ou região definida pelo 
utilizador. O MOI-1 foi concebido para fornecer infraestrutura de computação de IA no espaço. A missão visava servir a comunidade estudantil e de radioamadores através do OrbitRadio, oferecido gratuitamente, e de um laboratório comercial de IA no espaço, operando em bandas comerciais disponíveis. O OrbitRadio foi concebido para servir a comunidade de radioamadores, estudantes e investigadores, transmitindo dados de satélite gratuitamente ao longo da sua órbita.
O satélite Lachit-1 é uma missão liderada por estudantes, desenvolvida inteiramente com financiamento próprio da Universidade Assam Don Bosco (ADBU). A universidade lançou o seu programa espacial em 2022 e, desde então, expandiu o seu trabalho em engenharia de satélites, operações de missão e gestão de estações terrestres. Uma Sala de Controlo de Missão dedicada foi estabelecida no campus Tapesia da ADBU, perto de Guwahati, para rastrear e comunicar com o satélite após o lançamento.
A missão foi liderada pela ADBU, em colaboração com a empresa de engenharia espacial Dhruva Space, sediada em Hyderabad. Baptizado em homenagem ao lendário general Ahom Lachit Borphukan, o satélite foi concebido para operar durante cerca de 12 meses, e tinha como objectivo monitorizar parâmetros atmosféricos e ambientais, como a temperatura, a humidade e a poluição, utilizando a tecnologia da Internet das Coisas (IoT). O satélite estava equipado com um sistema de comunicação de armazenamento e retransmissão, permitindo retransmitir mensagens curtas durante emergências, quando as redes de comunicação convencionais são interrompidas.
Os engenheiros e cientistas da Dhruva Space acompanharam de perto os alunos da ADBU durante todo o ciclo de vida do satélite, desde o design e montagem até à integração e testes. Uma vez operacional, o Lachit-1 estaria também acessível à comunidade global de radioamadores. Em parceria com o Instituto Nacional de Radioamadores, seriam realizados programas de formação sobre a utilização de satélites amadores para comunicação de emergência.
Desenvolvido pela Dhruva Space e pela Universidade Assam Don Bosco, o satélite Thybolt-3 tinha como missão realizar uma rápida demonstração tecnológica e desenvolv imento de constelações para múltiplos utilizadores com funcionalidade Store-and-Forward. A missão Thybolt-3 daria continuidade à série Thybolt na plataforma P-DoT qualificada para operações espaciais da Dhruva Space. O objetivo era demonstrar uma rede de comunicação por satélite para catástrofes, utilizando uma arquitetura de radioamadorismo, com foco na resposta a emergências e na segurança pública. Representa um avanço no roteiro das demonstrações tecnológicas em órbita da Dhruva Space.
O satélite era baseado no factor de forma CubeSat-0.5 e tinha uma massa de 0,5 kg. Tal como as missões Thybolt anteriores, o deveria demonstrar operações de armazenamento e retransmissão (S&F) e realizar o envio programado e não programado de dados S&F de operadores amadores, armazenar os dados a bordo e transmiti-los para estações terrestres compatíveis com rádio amador distribuídas na Índia, publicando-os onde necessário, de acordo com o Plano Experimental para Amadores. Os operadores amadores poderiam utilizar esta facilidade para avaliar os seus equipamentos de uplink, enviando mensagens S&F para o satélite e validando a receção com sucesso das mensagens enviadas a partir do site que exibe todas as mensagens S&F após a passagem por uma estação terrestre.
O MUNALSAT, era baseado no factor de forma CubeSat-1U, sendo desenvolvido pela Academia Nepalesa de Ciência e Tecnologia (NAST) e pela Antarikchya Pratishan Nepal (APN). Tratava-se de um satélite de observação da Terra e a sua missão centrava-se no mapeamento da densidade da vegetação para monitorização e investigação ambiental. A integração do veículo de lançamento e a implantação do satélite foram realizadas pela Dhruva Space.
A missão KID (Kestrel Initial Demonstrator) contava de uma pequena cápsula de reentrada desenvolvida pela Orbital Paradigm, de Espanha. A cápsula de 25 kg serviu como protótipo à escala reduzida para a cápsula de reentrada Kestrel, de maiores dimensões.
A missão tinha como objetivo demonstrar tecnologias-chave de reentrada para os futuros sistemas de retorno comercial da Orbital Paradigm. A KID transportava aproximadamente 3 kg de cargas úteis do cliente e seria utilizada para validar o desempenho do sistema de orientação durante uma reentrada atmosférica controlada. Outro objecivo era a avaliação em voo de material cerâmico de protecção térmica em condições de aquecimento durante a reentrada.
A KID foi concebida como um demonstrador de tecnologia não recuperável. A missão centrava-se na aquisição de dados, e não no retorno da carga útil, com telemetria transmitida durante as fases de voo livre e reentrada, não estando previstas operações de recuperação após a entrada atmosférica sobre o Pacífico Sul.
A cápsula incorporava uma estrutura simplificada e uma arquitetura de aviónica representativa do sistema Kestrel planeado. Os materiais e subsistemas seleccionados foram testados sob a forma de protótipo para reduzir o risco de desenvolvimento em missões futuras. Inclui um sistema de orientação autónomo e um conjunto limitado de aviónica concebida para um voo livre de curta duração. A proteção térmica é assegurada por materiais cerâmicos experimentais montados no escudo térmico. Não estava equipada com pára-quedas nem outros sistemas de desaceleração ou recuperação. Após a libertação, iria voar livremente durante aproximadamente 30 minutos antes de entrar na atmosfera. A telemetria seria assegurada através de dois transceptores Iridium, permitindo a transmissão de dados durante a missão até à perda de sinal durante a reentrada.
O satélite brasileiro Edusat-1, foi desenvolvido integralmente por estudantes do Ensino Médio do Distrito Federal, no âmbito do programa Desafio Espacial, criado pela Ideia Space. Os alunos participaram de todas as etapas do processo, desde o projecto e a integração do satélite até o planeamento de sua operação em órbita.
A Agência Espacial Brasileira teve um papel fundamental na missão, com suporte institucional e técnico, além de actuação no processo de seleção dos 30 estudantes participantes do Desafio Espacial. A iniciativa fortaleceu a articulação entre políticas públicas, educação científica e o sector espacial nacional.
A missão contou ainda com parcerias com o Instituto Brasileiro de Informação em Ciência e Tecnologia (IBICT), a Universidade Federal de São João del-Rei (UFSJ) e a UFMA. A integração entre educação básica, ensino superior e infraestrutura espacial ampliou o alcance científico, tecnológico e social da iniciativa.
O satélite teria aplicações na monitorização ambiental, segurança marítima e recolha de dados para o agronegócio.
Desenvolvido pelo Laboratório Integrado de Sistemas Espaciais (LISE) da Universidade Federal de São João del-Rei (UFSJ), campus Alto Paraopeba, o satélite UaiSat era um PocketQube-1P (com uma massa de 0,25 kg) equipado com duas plataformas, uma de recolha de dados sobre a agropecuária, solo, temperatura e humidade, e a outra de monitorização de tempestades, em parceria com o Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE).
O satélite Galaxy Explorer era um PocketQube-1P e tinha como missão a medição da radiação, estudar a Anómalia do Atlãntico Sul e testar sensores IoT.
Com uma massa de 0,245 kg, o satélite Orbital Temple era baseado no factor de forma PocketQube-1P. As suas dimensões era 50 x 58 x 64 mm, sendo fabricado à base de alumínio, ouro e fibra de vidro, albergando componentes electrónicos.
O satélite era considerado uma obra de arte criada por Edson Pavoni, criada em colaboração com Pedro Kaled, João Pedro Polito, Victor Baptista & João Victor Alves, André Biagioni, VK, Jonathan Querubina, Guilherme Bullejos, Eduardo Dias, Roberta Savian Rosa, Clara Marques, e todos aqueles que enviaram nomes para serem inscritos no satélite.
O projeto consistia em três elementos interligados que trabalhariam em conjunto para enviar nomes para o espaço. O satélite orbitaria a Terra a uma altitude de aproximadamente 525 km, armazenando os nomes na sua memória. As estações terrestres comunicariam com o satélite durante as suas passagens, transmitindo os nomes que as pessoas enviassem através da página do projecto. Ao enviar um nome, entraria numa fila de espera e seria transmitido ao satélite na próxima passagem disponível, recebendo-se uma confirmação por e-mail quando o nome fosse carregado com sucesso no Orbital Temple.
O Cubesat-1U Aldebaran-I foi desenvolvido por pesquisadores e alunos do curso de engenharia aeroespacial da Universidade Federal do Maranhão (UFMA), com apoio financeiro da Agência Espacial Brasileira, que teria como missão ajudar as autoridades costeiras do Brasil em missões de busca e resgate de pequenas embarcações pesqueiras que enfrentam dificuldades no mar. O satélite também seria utilizado para localizar queimadas, usando plataformas de recolha de dados ambientais.
O nome Aldebaran-I é uma referência à estrela mais brilhante da constelação de Touro, tendo origem árabe e significa o seguidor, que tem a ver com a missão do satélite. Ao mesmo tempo, Aldebaran aparece em várias canções regionais, e 
algumas pessoas dizem que é o nome da estrela que vai na testa do boi, o protagonista da mais tradicional festa do estado do Maranhã, o Bumba Meu Boi.
O projeto do Aldebaran-I integrou uma iniciativa do Programa Nacional de Atividades Espaciais (PNAE) 2022-2031, coordenado pela AEB, cujo foco é a construção de nanossatélites acadêmicos, dispositivos de baixo custo e ciclo de desenvolvimento mais curto.
O Aldebaran-1 tinha como objectivo testar o conceito no auxilio do resgate de pequenas embarcações no município da Raposa-MA por meio do nanossatélite e de localizadores de baixo custo, além de validar a tecnologia de comunicação LoRa no espaço, contribuir para a cultura aeroespacial no ambiente acadêmico da UFMA e a nível regional, capacitar os professores e alunos de graduação e pós-graduação em Aeroespacial Engenharia da UFMA no desenvolvimento de nanossatélite, e estabelecer uma estação de rastreio para transmitir/receber sinais de satélite.
O Sanskarsat era baseado no factor de forma CubeSat-1U, sendo desenvolvido para a Laxman Gyanpith School pela CubeSat Aerospace, e transportava uma carga LED simulando uma «estrela artificial» que srria visível desde Ahmedabad. A Dhruva Space forneceu a integração do veículo.
A missão Aayulsat era uma demonstração tecnológica que apresenta a Interface Standard para Porta de Acoplamento e Reabastecimento (SIDRP, na sigla em inglês) patenteada pela OrbitAID para reabastecimento de satélites em órbita. A Dhruva Space apoiou a missão através de GSaaS (Software as a Service), incluindo telemetria, rastreio, comando e transmissão de dados da carga útil. O satélite tinha uma massa de 25 kg
O lançamento da missão PSLV-C62
Com a contagem decrescente a decorrer sem probelmas, o veículo lançador é declarado pronto para a missão a T-17m 0s e o lançamento é autorizado a T-16m 0s. A sequência automática de lançamento é iniciada a T-14m 30s.
A missão iniciou-se com a ignição dos motores de controlo de reacção do primeiro estágio a T-3s, seguindo-se a ignição do primeiro estágio a T=0s.
Abandonando a plataforma de lançamento, o PSLV-DL inicia uma série de manobras para se colocar na trajectória de voo correcta.
| Tempo (h:m:s) | Evento |
| 00:00:00 | Ignição PS1 |
| 00:00:00 | |
| 00:00:00,42 | Ignição PSOM-XL 5 e 6 |
| 00:00:00,3 | |
| 00:01:09,9 | Separação PSOM-XL 5 e 6 |
| 00:01:09,8 | |
| 00:01:52,06 | Separação PS1 |
| 00:01:52,8 | |
| 00:01:52,26 | Ignição PS2 |
| 00:01:52,9 | |
| 00:02:47,86 | Separação da carenagem de protecção |
| 00:02:48,5 | |
| 00:02:52,86 | Iniciação CLG |
| 00:02:53,5 | |
| 00:04:23,36 | Separação PS2 |
| 00:04:23,1 | |
| 00:04:24,56 | Ignição PS3 |
| 00:04:24,2 | |
| 00:08:14,72 | Separação PS3 |
| 00:08:14,3 | |
| 00:08:25,12 | Ignição PS4 |
| 00:08:25,0 | |
| 00:16:24,62 | Final da queima PS4 |
| – | |
| 00:17:54,62 | Separação EOS-N1 |
| – | |
| 01:45:59,62 | Início manobra de alteração orbital
(queima de reentrada) |
| – | |
| 01:46:18,14 | Fim manobra de alteração orbital |
| – | |
| 01:48:05,14 | Separação cápsula KID |
| – |
Na tabela anterior, os valores a vermelho indicam o tempo actual de ocorrência na missão.
A T+6m 30s surgem as indicações de que o veículo se encontra descontrolado e a T+12m 00s o controlo de missão informa de que existem dificuldades na recepção de dados provenientes do lançador. A T+16m 00s é indicado que a telemetria do veículo já não é recepcionada.
Na conferência após o lançamento, o principal responsável pela ISRO refere: “O desempenho do veículo até perto do final do terceiro estágio foi o esperado e previsto. Próximo do final do terceiro estágio, observámos algumas perturbações no veículo. Houve um desvio na trajetória do veículo e a missão não pôde prosseguir na trajetória prevista. Estas são as informações disponíveis de momento. Estamos agora a analisar os dados e precisamos de os obter de todas as estações terrestres. Assim que a análise dos dados estiver concluída, voltaremos a contactar. Obrigado.”
O foguetão PSLV
Na missão PSLV-C61 foi utilizada a versão PSLV-XL do lançador PSLV.
O foguetão PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) foi desenhado e desenvolvido pelo ISRO para colocar em órbita polar sincronizada com o Sol, satélites com um peso máximo de 1.000 kg da classe IRS. Segundo dados fornecidos pelo ISRO, desde o seu primeiro voo em Outubro de 1994 a capacidade do PSLV foi aumentada de 850 kg para os actuais 1.400 kg para uma órbita sincronizada com o Sol a 820 km de altitude. O lançador demonstrou também uma capacidade múltipla no lançamento de diferentes satélites.
O PSLV foi desenvolvido no Centro Espacial Vikram Sarabhai, Thiruvananthapuram. O sistema de inércia foi desenvolvido pela unidade IISU (ISRO Inertial Systems Unit), localizado também em Thiruvananthapuram. O Centro de Sistemas de Propulsão Líquida desenvolveu os estágios de propulsão líquida bem como os sistemas de controlo de reacção. O Centro Espacial Satish Dawan, SHAR, processa os motores de combustível sólido e leva a cabo as operações do lançamento.
A melhoria das capacidades do PSLV foi conseguida através de vários meios: aumento da capacidade de carga de propelente no primeiro, segundo e quarto; melhoria no desempenho do motor do terceiro estágio optimizando-se o motor e a carga de combustível; e introdução de um adaptador de carga de material compósito carbónico. A sequência de ignição dos propulsores laterais foi também alterada. Anteriormente dois dos propulsores entravam em ignição na plataforma de lançamento e os restantes quatro entravam em ignição com o veículo em voo. Esta sequência foi alterada, entrando em ignição no solo quatro propulsores e os restantes dois entram em ignição com o veículo já em voo.
De forma geral, o PSLV tem uma altura de 44,4 metros, um diâmetro base de 2,8 metros e um peso de 294.000 kg. O PSLV é um lançador a quatro estágios, sendo o segundo e o quarto estágios a combustível líquido e os restantes a combustível sólido. O PSLV é capaz de colocar 3.700 kg numa órbita terrestre baixa a 200 km de altitude com uma inclinação de 49,5.º em relação ao equador terrestre ou então 800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
O primeiro estágio PS1 é um dos maiores estágios a combustível sólido actualmente existente, transportando 138.000 kg de HTPB (Hydroxyl Terminated Poly Butadiene). Tem um peso bruto de 210.000 kg (138.000 kg referentes ao corpo central juntamente com 72.000 kg referentes a seis propulsores laterais PSOM-XL com uma massa de 12.000 kg cada um) e desenvolve uma força de 4.787 kN no lançamento, tendo um Ies de 269 s (Ies-nm de 237 s) e um Tq de 102 s (os propulsores laterais de combustível sólido tem um Tq de 49 s). O seu comprimento total é de 20,3 metros e o seu diâmetro é de 2,8 metros, com os propulsores laterais a terem um diâmetro de 1,0 metros e um comprimento de 12,4 metros. Em torno do primeiro estágio estão colocados seis propulsores de combustível sólido. Destes seis propulsores, quatro entram em ignição no momento T=0, aumentando a força inicial do primeiro estágio.
O segundo estágio PS2 emprega o motor Vikas, desenvolvido pela Índia, e transporta 40.000 kg de UDMH e N2O4. Tem um comprimento de 12,8 metros, um diâmetro de 2,8 metros e é capaz de desenvolver 804 kN no lançamento, tendo um Ies de 293 s e um Tq de 148 s. Este segundo estágio tem um peso bruto de 45.800 kg e um peso de 5.300 kg sem combustível.
O terceiro estágio PS3 utiliza combustível sólido. Tem um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 2,0 metros, sendo capaz de desenvolver 242 kN no lançamento, tendo um Ies de 294 s e um Tq de 110 s. Tem um peso bruto de 8.400 kg, pesando 1.100 kg sem combustível. O compartimento do motor é fabricado à base de fibra de poliaramida.
O quarto estágio PS4 utiliza dois motores de combustível líquido que consomem MMH (Mono Metil Hidrazina) e MON (Mixed Oxides of Nitrogen). Tem um comprimento de 2,9 metros e um diâmetro de 2,8 metros, atingindo uma envergadura de 2,0 metros e sendo capaz de desenvolver 7,3 x 2 kN no lançamento (Ies de 308 s; Tq de 515 s). Tem um peso bruto de 2.920 kg, pesando 920 kg sem combustível.
A carenagem de protecção dos satélites tem um diâmetro base de 3,2 metros, podendo, no entanto, ser utilizadas outras variantes desta carenagem.
O primeiro lançamento do PSLV (PSLV-D1) teve lugar a 20 de Setembro de 1993 (0512UTC) e acabou num fracasso (1993-F03), falhando a colocação em órbita do satélite IRS-1E. A primeira missão com sucesso teve lugar a 15 de Outubro de 1994 (0505UTC) quando o foguetão PSLV-D2 colocou em órbita o satélite IRS-P2 (23323 1994-068A).
O PSLV utiliza um grande número de sistemas auxiliares para a separação dos estágios, separação da ogiva de protecção, etc. Estes sistemas estão divididos pelos diferentes estágios: no 1.º Estágio, o sistema SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control) é utilizado para controlo de translação, além de motores de reacção para controlo da rotação; no 2.º Estágio é feita a movimentação do motor para controlo de translação e motor de controlo da rotação; no 3.º Estágio é utilizado um escape (tubeira) flexível para controlo de translação e um sistema de controlo de reacção PS-4 para controlo da rotação; no 4.º Estágio é feita a movimentação do motor para controlo de translação e sistema de controlo de reacção reactivável para controlo de atitude.
O sistema de navegação inercial localizado no compartimento de equipamento no topo do quarto estágio guia o lançador desde o seu lançamento até à injecção do satélite em órbita. O veículo possui instrumentação para monitorizar a sua performance durante o voo. O sistema de detecção fornece informação em tempo real sobre o desempenho do veículo, permitindo uma segurança do voo e permite a determinação da órbita preliminar na qual o satélite é colocado.
| Lançamento | Data de Lançamento
Hora (UTC) |
Lançador/Missão | Plataforma de Lançamento | Carga |
| 2022-013 | 14/Fev/22
00:29 |
PSLV-XL/PSLV-C52 | FLP | EOS-04 (RISAT-1A)
INSPIREsat-1 INS-2TD |
| 2022-072 | 30/Jun/22
12:30 |
PSLV-CA/PSLV-C53 | SLP | DS-EO
NeuSAR SCOOB-I POEM |
| 2022-158 | 26/Nov/22
06:26 |
PSLV-XL/PSLV-C54 | FLP | EOS-06 (Oceansat-3)
INS-2B (BhutanSat) Pixxel-TD 1 (Anand) Astrocast-0301 Astrocast-0302 Astrocast-0303 Astrocast-0304 Thybolt-1 Thybolt-2 |
| 2023-057 | 22/Abr/23
08:50 |
PSLV-CA/PSLV-C55 | FLP | TeLEOS-2
Lumelite-4 POEM-2 |
| 2023-109 | 30/Jul/23
01:01 |
PSLV-CA/PSLV-C56 | FLP | DS-SAR
VELOX AM ARCADE (INPIRESat-4) ORB-12 Strider Galassia-2 NuLIoN SCOOB-2 (S3-2) |
| 2023-132 | 02/Set/23
06:20 |
PSLV-XL/PSLV-C57 | SLP | Aditya-L1 |
| 2024-001 | 01/Jan/24
03:40 |
PSLV-DL (PSLV-C58) | FLP | XPoSat |
| 2024-233 | 05/Dez/24
09:42 |
PSLV-XL (PSLV-C59) | FLP | PROBA-3 |
| 2025-F03 | 18/Mai/25
00:29 |
PSLV-XL (PSLV-C61) | FLP | EOS-09 (RISAT-1B) |
| 2026-F01 | 12/Jan/26
04:48:30 |
PSLV-DL (PSLV-C62) | FLP | EOS-N1 (Anvesha) e outros |
A versão PSLV-CA (CA – Core Alone) foi desenvolvida a partir da versão ‘standard’ do lançador PSLV-C e é seleccionada tendo em conta o peso das cargas a ser colocadas em órbita. Esta versão tem uma massa de 230.000 kg no lançamento.
Por seu lado, a versão PSLV-DL utiliza os estágios ‘standard’ auxiliados por apenas dois propulsores laterais de combustível sólido, enquanto a versão PSLV-QL utiliza os estágios ‘standard’ auxiliados por quatro propulsores laterais de combustível sólido.
Imagens: ISRO e outros