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La agencia espacial india (ISRO) lanzó hoy día 15 de abril a las 10:27 UTC un cohete GSLV Mk. II (GSLV-D3) con el satélite GSAT-4 desde el Centro Espacial Satish Dawan, situado en la Isla de Sriharikota. Desgraciadamente, el lanzamiento ha resultado en fracaso por culpa de un fallo en los motores vernier de la tercera etapa. La telemetría del vehículo se perdió 505 segundos después del lanzamiento.

GSAT-4 (Gunter's Space Site).

Precisamente, se trataba del sexto lanzamiento de un GSLV y el primero de la versión Mk. II, que se caracteriza por la tercera etapa criogénica de fabricación india. Tras 18 años de desarrollo, el primer vuelo de esta etapa ha sido un fracaso. GSAT-4 (HealthSat) es un satélite experimental de comunicaciones geoestacionario de 2220 kg desarrollado en la India para probar nuevas tecnologías relacionadas con los satélites de comunicaciones. Una vez situado en órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), debía haber ocupado la posición 82º E en la órbita geoestacionaria (GEO) usando sus propios motores. Su vida útil se estimaba en unos siete años.

El cohete

El GSLV (Geostationary Launch Vehicle) Mk. II es el cohete indio en servicio más potente, con capacidad para situar 2,5 toneladas en GTO y, teóricamente, 5 toneladas en LEO. Es un lanzador de tres etapas, 49 metros de longitud y una masa al lanzamiento de 416 toneladas. Junto a la versión GSLV Mk. I, se trata del único cohete en servicio que emplea combustibles sólidos, hipergólicos y criogénicos al mismo tiempo (el Delta II usa una combinación de kerolox en vez de criogénica).

GSLV (ISRO).

La primera etapa (GS-1, 20,3 x 2,8 m) es un cohete de combustible sólido S-139 de HTPB (138,25 toneladas) con un empuje de 4700 kN y un impulso específico (Isp) de 166 segundos. Rodeando esta etapa se encuentran cuatro aceleradores de combustible líquido L-40H basados en la segunda etapa del PSLV. Cada booster L-40H (19,7 x 2,1 m) emplea combustibles hipergólicos -tetróxido de dinitrógeno y UDMH (UH25)- y un motor Vikas de 680 kN y un Isp de 262 s. El Vikas es en realidad un motor Viking 4 europeo -empleado en el Ariane 4- fabricado bajo licencia por la India. Los aceleradores funcionan durante 160 s, mientras que la primera etapa durante sólo 100 s, por lo que durante cerca de un minuto los cuatro L-40H se encargan de arrastrar el peso muerto de la primera fase y nunca separan de ésta. Esta configuración -una etapa de combustible sólido rodeada de impulsores hipergólicos- es absolutamente única en el mundo.

La segunda etapa (GS-2/L-37.5) es de combustible hipergólico y funciona durante 150 s. Tiene unas dimensiones de 11,56 x 2,8 m y usa un motor Vikas con un empuje de 720 kN y 295 s.

La tercera etapa criogénica (GS-3) es la protagonista del GSLV Mk. II y el elemento principal que lo diferencia de su predecesor Mk. I. Se denomina CUS (Cryogenic Upper Stage) o CUS-12 y está propulsada por un motor CS, también llamado ICE (Indigenous Cryogenic Engine), de 73,5 kN y 460 s, además de dos motores vernier. La ICUS está basada en la etapa criogénica C-12 del GSLV Mk. I, fabricada en colaboración con Rusia. India empezó a trabajar junto con Rusia para desarrollar su etapa criogénica (hidrógeno y oxígeno líquidos) en los años 90 y, como resultado, la empresa Khrúnichev adaptó la etapa KVRB -diseñada para el Protón y Angará- para su uso en el GSLV con el nombre de 12KRB, C-12 para la ISRO, utilizando un motor KVD-1M (RD-56M) de KBKhM Isayev. Debido a las presiones de los EEUU, en 1993 Rusia decidió no seguir colaborando con India en esta tecnología, por lo que la ISRO no tuvo más remedio que desarrollar una etapa criogénica de fabricación propia, aunque claramente basada en tecnología rusa.

Tercera etapa criogénica (ISRO).

Fases del lanzamiento:

- T-4,8 s: encendido de los cuatro Vikas de los L-40H.
- T-0 s: encendido de la primera etapa.
- T+105,3 s: apagado de la primera etapa.
- T+148,4 s: apagado de los aceleradores y separación de la primera etapa. Altura: 69 km. Velocidad: 2,8 km/s.
- T+150 s: encendido de la segunda etapa.
- T+290 s: apagado de la segunda etapa. 131 km de altura y 5,4 km/s.
- T+292,5 s: separación de la segunda etapa y encendido de la tercera.
- T+1013 s: separación de la carga útil de la tercera etapa en una órbita de 180 x 36000 km (GTO) con una inclinación de 18º y con una velocidad de 10,2 km/s.