A Índia levou a cabo com sucesso o lançamento do satélite de comunicações GSAT-6A.
O GSAT-6A proporciona serviços de comunicações através de cinco feixes localizados em banda-S e um feixe nacional em banda-C para utilização estratégica, isto é, militar.
Baseado na plataforma I-2K, o GSAT-6A tem uma massa de 2.117 kg no lançamento, tendo uma massa de 985 kg sem propelentes (cuja massa é 1.132 kg). O seu tempo de vida útil deverá atingir os 9 anos. As suas dimensões são 1,53 x 1,65 x 2,4 metros. O satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais por indução de momento. O seu sistema de propulsão utiliza MMH e MON-3. Os seus painéis solares geram 3.119 W de potência.
Uma das características avançada do GSAT-6 é a sua antena de banda-S com 6 metros de diâmetro. Esta é a maior antena de satélite desenvolvida pelo ISRO e será utilizada para cinco feixes localizados sobre o território continental Indiano. Estes feixes exploram o esquema de reutilização de frequências para aumentar a eficiência de utilização do espectro de frequências. Outra característica avançada do satélite é o modelo 70 V que está pela primeira vez a ser utilizado num satélite Indiano. A transmissão em banda-C utiliza uma antena com 0,8 metros de diâmetro.
O foguetão Geosynchronous Satellite Launch Vehicle (GSLV) é o veículo mais recente na frota de lançadores indiana, tendo sido projectado para colocar em órbita de transferência geossíncrona satélites de comunicações e é o quarto lançador desenvolvido pela Índia após o Satellite Launch Vehicle (SLV), Augmented Satellite Launch Vehicle (ASLV) e o Polar Satellite Launch Vehicle (PSLV).
O lançamento inaugural do GSLV a 20 de Abril de 2001 transportou o satélite de comunicações experimental GramSat-1 (GSAT-1). Nesta missão os dois primeiros estágios do veículo tiveram o desempenho desejado, porém a queima do terceiro estágio não correu como previsto, colocando a carga numa órbita mais baixa do que a desejada. A missão seguinte do GSLV em Maio de 2003 teve melhor sucesso, colocando o GSAT-2 na sua órbita de transferência prevista.
O foguetão GSLV MkII (designação geral dos foguetões GSLV que utilizam um estágio superior desenvolvido na Índia) está equipado com um novo estágio superior de fabrico indiano. No seu voo inaugural em Abril de 2010 transportou o satélite GSAT-4. Com os dois primeiros estágios a funcionarem como previsto, o terceiro estágio teve um problema a 2,2 segundos após a sua ignição, levando à perda do satélite. O problema esteve relacionado com a Fuel Boost Turbopump (FBTP) que aparentemente perdeu velocidade logo após a sua entrada em funcionamento. Após este falhanço a ISRO optou por levar a cabo mais testes no novo terceiro estágio, utilizando o GSLV MkI para as suas missões.
O GSLV é um lançador a três estágios com quatro propulsores laterais adicionando força ao primeiro estágio. O primeiro estágio, GS-1, utiliza um motor S-139 de propulsão sólida utilizando HTPB (hydroxyl-terminated polybutadiene). O estágio pode desenvolver até 4.846,9 kN de força máxima. Tem um comprimento de 21,25 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 138.110 kg de propelente e o seu tempo de queima é de 106 segundos.
Os quatro propulsores laterais L40H utilizam o motor Vikas que consome UH25 (uma mistura de três partes de UDMH – dimetil-hidrazina assimétrica – e uma parte de hidrato de hidrazina (N2O4) – que é oxidada por tetróxido de dinitrogénio. O motor Vikas foi desenvolvido a partir do motor Viking de origem francesa que fez parte da família de lançadores Ariane. Cada propulsor fornece 759,4 kN de força máxima. Cada propulsor tem um comprimento de 19,74 metros e um diâmetro de 2,1 metros. Transporta 42.700 kg de propelente e o seu tempo de queima é de 148,9 segundos.
O segundo estágio (GS-2 ou L-37.5H) também utiliza o motor Vikas e desenvolve 846,8 kN de força máxima. Tal como os propulsores laterais, consome UH25 e N2O4. Tem um comprimento de 11,57 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 39.480 kg de propelente e o seu tempo de queima é de 150 segundos.
Finalmente, o terceiro estágio (GS-3) utiliza o motor Indian Cryogenic Engine (ICE) e consome hidrogénio líquido (LH2) e oxigénio líquido (LOX) como oxidante, desenvolvendo 73,55 kN de força e tendo um tempo de queima de 720 segundos. Tem um comprimento de 8,47 metros e um diâmetro de 2,8 metros. Transporta 12.840 kg de propelente criogénico.
O GSLV-F08 tinha um comprimento de 49,1 metros, uma massa de 415.600 kg no lançamento e utilizou uma carenagem de protecção de 3,4 metros de diâmetro.
O GSLV-F08 foi configurado em todos os seus estágios de forma semelhante à configuração utilizada nas missões anteriores que por sua vez já beneficiaram de melhorias neste lançador (GSLV-D5 e GSLV-D6). Estas configurações, em comparação com prévias missões, tiveram como objectivo aumentar a fiabilidade do lançador. As melhorias introduzidas no F08 passaram para introdução do motor HTVE (Hugh Thrust Vikas Engine) no estágio GS2 e pela introdução do sistema de actuador electromecânico (EMA) em lugar do sistema de actuação electro-hidráulica no GS2.
O estágio criogénico superior utilizado pelo GSLV-F08 tinha a designação de CUS-F08. Um estágio criogénico superior é um sistema de propulsão mais eficiente e fornece mais força por cada quilograma de propelente que utiliza em comparação com os estágios sólidos ou hipergólicos. Tecnicamente, o estágio criogénico é um sistema mais complexo em comparação com os estágios sólidos ou hipergólicos devido à sua utilização de propelentes a temperaturas extremamente baixas e devido aos desafios térmicos que lhes estão associados. O oxigénio liquidifica a -183ºC e o hidrogénio a -253ºC. Os propelentes a estas temperaturas baixas têm de ser bombeados por turbo-bombas que funcionam a 40.000 rpm.
Lançamento do GSLV-F08
O lançamento inicia-se com a ignição dos quatro propulsores laterais, 4,8 segundos antes da hora de lançamento. O estágio central de propulsão sólida entra em ignição a T=0s e a sua queima tem uma duração de 100 segundos. Finalizada a sua queima, o primeiro estágio permanece ligado ao segundo estágio aguardando o final da queima dos quatro propulsores laterais cuja queima tem uma duração ligeiramente superior. A T+2m 28,94s, os propulsores terminam a sua queima e o segundo estágio entra em ignição a T+2m 29,54s. A separação do primeiro estágio e dos propulsores ocorre a T+2m 31,14s.
| Evento | Tempo | Altitude (km) | Velocidade (m/s) |
| Ignição propulsores laterais | -4,8s | 0,03 | 0,0 |
| Ignição do primeiro estágio | 0,0s | 0,03 | 0,0 |
| Final da ignição dos propulsores laterais | 2m 28,94s | 71,29 | 2.393,9 |
| Ignição do segundo estágio | 2m 29,54s | 71,75 | 2.394,8 |
| Separação do primeiro estágio | 2m 31,14s | 72,97 | 2.393,2 |
| Separação da carenagem | 3m 45,34s | 115,33 | 3.438,1 |
| Final da ignição do segundo estágio | 4m 41,92s | 132,54 | 4.914,8 |
| Separação do segundo estágio | 4m 45,42s | 133,27 | 4.934,4 |
| Ignição do estágio criogénico | 4m 46,42s | 133,47 | 4.934,0 |
| Final da queima do estágio criogénico | 17m 31,50s | 239,39 | 9.753,2 |
| Separação do GSAT-6A | 17m 46,50s | 254,53 | 9.743,2 |
A separação do GSAT-6A ocorre às 11:43UTC e dá-se numa órbita com um perigeu a 170 km e apogeu a 35.975 km, com uma inclinação de 20,63º. Posteriormente o satélite utiliza os seus próprios meios de propulsão para atingir a sua órbita operacional após a realização de três manobras orbitais com uma variação total de velocidade de 1.656 m/s.
Após a separação do GSAT-6, o centro de controlo do ISRO em Hassan irá assumir o controlo do satélite e irá levar a cabo as manobras iniciais para elevar os seus parâmetros orbitais utilizando o motor LAM (Liquid Apogee Motor) que o coloca na órbita geossíncrona. Após ter atingido a órbita geossíncrona, procede-se à abertura das antenas e à estabilização nos três eixos espaciais do satélite. O GSAT-6A será colocado na posição 83º longitude Este.
Dados estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5728
– Lançamento orbital Índia: 63 (1,10%)
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 63 (1,10%)
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
29 Mar (17:38:42) – 14A15 Soyuz-2.1v – GIK-1 Plesetsk, LC43/4 – ‘Cosmos’
29 Mar (1750:00) – CZ-3B/Y1 Chang Zheng-3B/Y1 – Xichang, LC2 – Beidou-3MEO5 (Beidou-30); Beidou-3MEO6 (Beidou-31)
30 Mar (1414:00) – Falcon-9 (B1041.2) – Vandenberg AFB, SLC-4E – Iridium-NEXT (140); Iridium-NEXT (143); Iridium-NEXT (144); Iridium-NEXT (145); Iridium-NEXT (146); Iridium-NEXT (148); Iridium-NEXT (149); Iridium-NEXT (150); Iridium-NEXT (157)
31 Mar (0320:00) – CZ-4C Chang Zheng-4C – Taiyuan, LC9 – Gaofen (x3)
02 Abr (2030:00) – Falcon-9 (B1039.2) – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Dragon SpX-14 (CRS-14); RemoveDEBRIS; DebrisSat-1; DebrisSat-2; EnduroSat One; Overview-1A
05 Abr (2134:07) – Ariane-5ECA (VA242) – CSG Kourou, ELA3 – Superbird-8 (Superbird-B3) / DSN-1 (Kirameki-1); Hylas-4