A Índia levou a cabo o primeiro lançamento orbital de 2014 ao colocar em órbita o satélite de comunicações GSAT-14. O lançamento teve lugar às 1048UTC do dia 5 de Janeiro de 2014 a partir do Complexo de Lançamento SLP (Second Launch Pad) do Centro de Lançamento Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota. A separação do satélite GSAT-14 teve lugar às 1105UTC.
Este lançamento esteve originalmente previsto para ter lugar em Agosto de 2013, no entanto vários problemas técnicos entre os quais uma fuga de hidrazina no seu segundo estágio a 19 de Agosto, levaram ao seu adiamento com a necessidade do veículo ser transportado de volta para o edifício de integração e montagem. Em consequência destes problemas, seguiu-se um longo adiamento devido à contaminação por todo o veículo resultante dessa fuga. O lançador foi então desmantelado, utilizando agora dois novos estágios e propulsores renovados, enquanto que o segundo estágio utiliza agora novos tanques de propolente à base de liga de alumínio.
O foguetão Geosynchronous Satellite Launch Vehicle (GSLV) executou a sua primeira missão em 2001, sendo o veículo mais recente na frota de lançadores indiana. O foguetão foi projectado para colocar em órbita de transferência geossíncrona satélites de comunicações e é o quatro 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 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 entretanto 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 4.800 kN de força.
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 – 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 680 kN de força.
O segundo estágio (GS-2 ou L-37.5H) também utiliza o motor Vikas e desenvolve 720 kN. Por seu lado, o terceiro estágio (GS-3 ou CUS-12) utiliza o motor Indian Cryogenic Engine (ICE) e consome hidrogénio líquido e oxigénio líquido como oxidante, desenvolvendo 75 kN de força.
Comparado com os lançamentos anteriores, o GSLV-D5 incorpora várias modificações com o objectivo de aumentar a sua fiabilidade. O interestágio entre o segundo e o terceiro estágio foi redesenhado para permitir aguentar cargas superiores, enquanto que o túnel contendo as ligações eléctricas entre os estágios foi também consolidado. O FBTP foi modificado para permitir uma melhor performance nas baixas temperaturas nas quais opera. O perfil aerodinâmico do voo e a sequência de ignição do terceiro estágio foram ajustados. Nesta missão o foguetão transportou pela primeira vez câmaras para gravar a sua operação.
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+149s, os propulsores terminam a sua queima e o segundo estágio entra em ignição um segundo mais tarde. A separação do primeiro estágio e dos propulsores ocorre então dois segundos depois.
A queima do segundo estágio tem uma duração de 139,5 segundos. Cerca de 75 segundos após a sua ignição dá-se a separação das duas metades da carenagem de protecção. Terminada a queima do segundo estágio o lançador entra num voo balístico não propulsionado durante 3,5 segundos antes da separação, como terceiro estágio a ser programado para entre em ignição um segundo após a separação. Este estágio tem uma queima de 12 minutos e 1,5 segundos para atingir a órbita de transferência geossíncrona planeada.
A separação do GSAT-14 dá-se numa órbita com um perigeu a 180 km e apogeu a 35.975 km, com uma inclinação de 19,3º. A separação ocorre 13 segundos após o final da queima do terceiro estágio, 17 minutos e 8 segundos após o lançamento.
O satélite GSAT-14 tinha uma massa de 1.982 kg no lançamento e foi construído pela ISRO baseado na plataforma I-2K. Está equipado com seis repetidores de banda-C e seis repetidores de banda-Ku. Dois conjuntos solares fornecem até 2.600 watts de energia que é armazenada em baterias de iões de lítio. Para além das suas cargas de comunicações, o satélite transporta duas cargas de banda-Ku que serão utilizadas para investigar a forma como as condições meteorológicas afectam as comunicações do satélite.
O GSAT-14 ocupa a posição 74º longitude Este na órbita geossíncrona e deverá operar por 12 anos. A maior parte da sua massa é propolente cuja maior parte será gasto nas manobras orbitais para elevar o satélite da sua órbita de transferência inicial para a órbita geossíncrona. Sem propolente o satélite tem uma massa de 851 kg.
Estatísticas:
– Lançamento orbital: 5336
– Lançamento orbital com sucesso: 4989
– Lançamento orbital Índia: 41
– Lançamento orbital Índia com sucesso: 34
– Lançamento orbital desde Sriharikota: 41
– Lançamento orbital desde Sriharikota com sucesso: 34
A seguinte tabela mostra os totais de lançamentos executados este ano em relação aos previstos para cada polígono (entre parêntesis estão os lançamentos fracassados se for o caso):
Baikonur – 0 / 32
Plesetsk – 0 / 18
Dombarovskiy – 0 / 5
Cabo Canaveral AFS – 0 / 25
Wallops Island MARS – 0 / 3
Vandenberg AFB – 0 / 6
Kauai TF – 0 / 1
Jiuquan – 0 / 1*
Xichang – 0 / 6*
Taiyuan – 0 / 3*
Hainan – 0 / 1
Tanegashima – 0 / 6
Kourou – 0 / 16
Satish Dawan, SHAR – 1 / 5
Odyssey – 0 / 1
Semnan – 0 / 2
* Valores não precisos
Dos lançamentos bem sucedidos levados a cabo 0% foram realizados pela Rússia; 0% pelos Estados Unidos (incluindo ULA, SpaceX e Orbital SC); 0% pela China; 0% pela Arianespace; 0% pelo Japão; 100 % pela Índia e % pel0 Irão.
Os próximos cinco lançamentos orbitais previstos são:
06 Janeiro (2257:00) – Falcon-9 v1.1 – Cabo Canaveral AFS, SLC-40 – Thaicom-6
07 Janeiro (1855:00) – Antares-120 – Wallops Island MARS, LP-0A – Cygnus Orb-1 (CRS1); Flock-1 (x28); LitSat-1; LituanicaSAT-1; ArduSat-2; SkyCube-1; UAPSat-1
23 Janeiro (????:??) – Ariane-5ECA (VA216) – CSG Kourou, ELA3 – Astra-5B; Amazonas-4A
24 Janeiro (0205:00) – Atlas-V/401 – Cabo Canaveral, SLC-41 – TDRS-L
05 Fevereiro (????:??) – 11A511U-PBV Soyuz-U (Е15000-139) – Baikonur, LC31 PU-6 – Progress M-22M