A Índia levou a cabo o seu 5º lançamento orbital em 2015 ao colocar em órbita seis satélites da Singapura.
O lançamento do foguetão PSLV-C29 (na sua versão PSLV-CA) teve lugar às 1230UTC do dia 16 de Dezembro de 2015 a partir da Plataforma de Lançamento FLP (First Launch Pad) do Centro Espacial Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota.
A carga principal a bordo do PSLV-C29 foi o satélite TeLEOS-1 que foi acompanhado por outros cinco pequenos satélites.
A missão C29 envolveu pela primeira vez a reignição do quarto estágio do foguetão PSLV. A queima do primeiro estágio que se iniciou na plataforma de lançamento, terminou a T+1m 53,08s (1,65 km/s). O segundo estágio entrou em ignição a T+1m 53,3s (1,65 km/s) e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+2m 53,3s (2,25 kms). A queima do segundo estágio terminada a T+4m 20,0s (4,33 km/s), separando-se de imediato.
O terceiro estágio iniciava a sua queima a T+4m 21,2s (4,32 km/s), terminando a T+9m 44,1s (7,52 km/s) e separando-se de seguida. A primeira ignição do quarto estágio ocorria entre T+15m 7,5s (7,35 km/s) e T+17m 25,0s (7,58 km/s).
O satélite TeLEOS-1 separava-se do quarto estágio a T+18m 12,0s, com o satélite Kent Ridge-1 a separar-se a T+18m 42,0s, o satélite VELOX-C1 a separar-se a T+18m 42,4s, o satélite VELOX-2 a separar-se a T+19m 12,0s, o satélite Galassia a separar-se a T+20m 7,0s e o satélite Athenoxat-1 a separar-se a T+21m 2,0s.
O quarto estágio executa a sua segunda queima entre T+1h 7m 25,5s e T+1h 7m 29,5s.
A carga a bordo do PSLV-C29
O TeLEOS-1 é o primeiro satélite comercial de Singapura e foi construído pela ST Electronics (Satellite Systems). É o primeiro satélite de observação da Terra localizado numa órbita equatorial próxima, operando a uma altitude de 550 km. O satélite tem uma massa de 400 kg e será operado pela AgilSpace. As suas dimensões são 1,9 x 2,0 x 1,6 metros e o seu tempo de vida útil será de 5 anos.
O TeLEOS-1 será capaz de obter uma resolução de 1 metro (pancromático) com um período de revisita de 12 horas a 16 horas. As zonas observáveis terão uma largura de 12 km. Isto vai permitir aos seus utilizadores um acesso rápido a imagens de alta resolução e a soluções geospaciais que vão permitir uma resposta rápida a eventos tais como segurança nacional e controlo de fronteiras, resolução de problemas marítimos e monitorização de desastres naturais na área equatorial.
O envio e recepção de dados é feita através de banda-S (telemetria) e banda-X (dados).
O Kent Ridge-1 (KR-1) é um microssatélite de observação hiperespectral desenvolvido pela Universidade Nacional de Singapura em colaboração com a Berlin Space Technologies (BST). Baseado na plataforma LEOS-50, tem uma massa de 78 kg. A bordo do satélite seguem duas cargas: a VNIR Hyperspectral Camera (GSD 44m), de média resolução, e a Short Wave Infrared (SWIR) Hyperspectral Camera (GSD 110m). Como carga secundária transporta a câmara Real-time High Resolution Video, com uma resolução de 6 metros. O satélite envia dados de telemetria através de uma ligação UHF e dados através de banda-X.
O VELOX-C1 é um satélite experimental desenvolvido pela Universidade Tecnológica de Nanyang, Singapura, e tem como missão estudar os climas tropicais através de ocultação de rádio. A sua massa é de 123 kg.
O satélite Galassia é baseado na plataforma CubeSat-2U e tem uma massa de 3,4 kg. Foi desenvolvido pela Universidade Nacional de Singapura e é um projecto educacional transportando duas cargas científicas. Uma destas cargas irá medir o número total de electrões detectados na ionosfera sobre Singapura, o Total Electron Count (TEC), e a outra carga é o Small Photon-Entangling Quantum System (SPEQS), 
com o objectivo de obter dados de correlação quântica no espaço. O satélite recebe dados através de uma ligação UHF e envia dados através de VHF.
O VELOX-2 é baseado na plataforma CubeSat-6U e tem uma massa de 13 kg. Foi desenvolvido pela Universidade Tecnológica de Nanyang e é um projecto educacional transportando a bordo uma carga de comunicações experimental desenvolvida pela Addvalue Innovation Pte Ltd., transportando também uma carga experimental de GPS e uma carga de detecção de tolerância de falhas.
O satélite Athenoxat-1 é baseado na plataforma CubeSat-3U e tem como objectivo demonstrar a funcionalidade de uma carga óptica de visão nocturna num satélite CubeSat. O satélite foi projectado, desenvolvido e construído pela Microspace Rapid Pte Ltd. no seu laboratório de Singapura.
O foguetão 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 propolente no primeiro, segundo e quarto; melhoria na performance do motor do terceiro estágio ao se optimizar 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 á 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 49,5º em relação ao equador terrestre ou então 800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.
O quadro seguinte mostra as características do PSLV-C30 (massa no lançamento: 320.200 kg, altura: 44,4 metros).
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:
• 1º Estágio: sistema SITVC (Secondary Injection Thrust Vector Control) para controlo de translação, e motores de reacção para controlo da rotação;
• 2º Estágio: movimentação do motor para controlo de translação e motor de controlo da rotação;
• 3º Estágio: escape (tubeira) flexível para controlo de translação e sistema de controlo de reacção PS-4 para controlo da rotação;
• 4º Estágio: 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.
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.
Dados Estatísticos e próximos lançamentos
– Lançamento orbital: 5507
– Lançamento orbital com sucesso: 5155
– Lançamento orbital Índia: 49
– Lançamento orbital Índia com sucesso: 42
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR: 49
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR com sucesso: 49
– Lançamento orbital desde Satish Dawan SHAR em 2015: 5
Ao se referir a ‘lançamentos com sucesso’ significa um lançamento no qual algo atingiu a órbita terrestre, o que por si só pode não implicar o sucesso do lançamento ou da missão em causa (como foi o caso do lançamento do Progress M-27M).
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono à data deste lançamento.
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo: 29,5% foram realizados pela Rússia; 21,8% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 21,8% pela China; 14,1% pela Arianespace; 5,1% pelo Japão; 6,4% pela Índia e 1,3% pelo Irão.
Os próximos lançamentos orbitais previstos são (hora UTC):
17 Dez (0015:00) – CZ-2D Chang Zheng-2D (Y31) – Jiuquan, LC43/603 – DAMPE
17 Dez (1151:56) – Soyuz-STB/Fregat-MT (VS13) – CSG Kourou (Sinnamary), ZLS – Galileo-FOC FM08 (Andriana); Galileo-FOC FM09 (Liene)
20 Dez (0125:00) – Falcon-9 v1.2 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Orbcomm-G2 FM102; Orbcomm-G2 FM108; Orbcomm-G2 FM110; Orbcomm-G2 FM112 a Orbcomm-G2 FM118
21 Dez (0844:41) – 14A14-1A Soyuz-2-1A – Baikonur, LC31 PU-6 – Progress MS (ISS-61P)
23 Dez (2130:50) – 8K82KM Proton-M/Briz-M – Baikonur, LC200 PU-39 – Express-AMU1 (Экспресс-АМУ1 ) / Eutelsat-36C