Polar Satelliten-Trägerrakete
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Polar Satelliten-Trägerrakete Space Launcher | |
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| Allgemeine Daten | |
|---|---|
| Heimatland | Indien |
| Baumeister | ISRO |
| Erster Flug | 20. September 1993 |
| Status | Betriebsbereit |
| Starts (Fehler) | 54 (2,5) |
| Höhe | 44,4 Meter |
| Durchmesser | 2,8 Meter |
| Gewicht abnehmen | 320 Tonnen |
| Etage(n) | 4 |
| Startbasis (n) | Satish-Dhawan |
| Beschriebene Version | XL |
| Andere Versionen | G, G+, CA, DL, QL |
| Nutzlast | |
| Niedrige Umlaufbahn | 3.250 kg |
| Sonnensynchrone Umlaufbahn | 1.800 kg (XL) |
| Geostationäre Übertragung (GTO) | 1410 kg |
| Motorisierung | |
| Ergols |
Feste Treib hypergolische Treibmittel |
| Booster-Triebwerke | 6 × 719 kN ( Festtreibstoff ) |
| 1 st Boden | 4.800 kN (Festtreibstoff) |
| 2 e Etage | 1 x Vikas 799 kN |
| 3 e Etage | 1 × 247 kN (Festtreibstoff) |
| Missionen | |
| Niedrige Erdumlaufbahn und heliozentrisch | |
Die Polar Satellite Launch Vehicle ( Abkürzung für PSLV , auf Hindi : ध्रुवीय उपग्रह प्रक्षेपण यान , auf Französisch: "Polar Satellite Launch Vehicle" ) ist eine Trägerrakete, die von ISRO , der indischen Raumfahrtbehörde, entwickelt wurde . Wie der Name schon sagt, soll es Satelliten in eine polare Umlaufbahn bringen . Es wird entwickelt, um Indien zu ermöglichen, seine indischen Fernerkundungssatelliten (IRS) in eine sonnensynchrone Umlaufbahn zu bringen , ein Dienst, der bis zur Einführung des PSLV von Russland bereitgestellt wurde. Das PSLV kann auch Kleinsatelliten in eine geostationäre Transferbahn (GTO) bringen. Mehrere Versionen werden entwickelt und können 1 bis 2 Tonnen in eine sonnensynchrone Umlaufbahn bringen.
Historisch
Die PSLV-Trägerrakete wird von der indischen Raumfahrtbehörde ISRO entwickelt . Es wird in seinem Vikram-Sarabhai Space Center (VSSC) in Thiruvananthapuram in Kerala entworfen und entwickelt . Die Inertialsysteme werden von der ISRO Inertial Systems Unit (IISU) in Thiruvananthapuram entwickelt. Die zweite und vierte Stufe des Flüssigantriebs sowie Reaktionskontrollsysteme werden vom Liquid Propulsion Systems Center (LPSC), ebenfalls in Thiruvananthapuram, entwickelt. Die Feststofftriebwerke werden im Satish-Dhawan Space Center hergestellt, wo sich auch die Startbasis befindet.
Nach einigen Verspätungen machte die PSLV ihren Erstflug am 20. September 1993. Obwohl alle der Hauptmotoren wie erwartet ausführen, eine Lagesteuer Problem stört zweite und dritte Stufe Flug und der Start ist nicht erfolgreich. Nach einem Teilausfall auf dem vierten Flug, der20. September 1997, hat der Launcher eine Reihe erfolgreicher Starts (34 in Folge Ende 2016). ISRO entwickelt eine neue, leistungsfähigere Trägerrakete, die GSLV ( Geosynchronous Satellite Launch Vehicle ), um ihre Satelliten in einer geostationären Umlaufbahn zu starten, aber die PSLV führt weiterhin die Starts von indischen Satelliten an, die in einer niedrigen Erdumlaufbahn zirkulieren . Der Launcher profitiert von mehreren Verbesserungen, die darauf abzielen, den Schub zu erhöhen, die Effizienz zu optimieren und das Gewicht zu reduzieren (GD, GC, G +). Mehrere Versionen – PSLV, PSLV-CA, PSLV-XL – wurden entwickelt und im Jahr 2014 vermarktet.
Der PSLV-Träger wird in der Basisversion zu einem Preis von 17 Millionen US-Dollar und in der XL-Version für 20 bis 25 Millionen US-Dollar vermarktet .
Technische Daten (Grundversion G+)
PSLV ist ein Launcher mit vier Stufen sowie null bis sechs Boostern. Der Körper des Trägers hat eine Höhe von 44,5 Metern bei einem Durchmesser von 2,8 Metern. Seine Masse liegt je nach Ausführung zwischen 229 Tonnen und 320 Tonnen.
Erste Stock
Die erste Stufe wird durch ein betriebenes Raketentriebwerk mit Festtreibstoff PS1 Brennen HTPB ) Bereitstellen eine Druckanfang 4386 kN mit einem spezifischen Impulse von 269 Sekunden (Leistung im Vakuum). Die 20,34 Meter hohe Bühne mit einem Durchmesser von 2,8 Metern hat eine Leermasse von 30,2 Tonnen und beim Start 168,2 Tonnen. Die Nick- und Gierorientierungssteuerung wird durch Einspritzen von Strontiumperchlorat in die Hyperschallströmung des Raketentriebwerks erreicht ( Sekundäreinspritzungs- Schubvektorsteuerung oder SITVC). Die Rollsteuerung wird durch zwei kleine Raketenmotoren erreicht, die radial an gegenüberliegenden Seiten des Werfers montiert sind. Die Bühne arbeitet für 105 Sekunden und löst sich in einer Höhe von 76 Kilometern vom Rest der Trägerrakete. Eine Sprengschnur trennt sie von der oberen Stufe, und kleine Motoren sorgen dafür, dass die erste Stufe frei ist, bevor die zweite gezündet wird.
Booster-Triebwerke
In der gängigsten Version verfügt die Trägerrakete über sechs PSOM-Festtreibstoff- Booster-Triebwerke mit einem Durchmesser von einem Meter, die an der ersten Stufe befestigt sind. Sie leuchten in zwei Stufen: 4 leuchten beim Start und zwei weitere 25 Sekunden später. Sie liefern jeweils 502,6 kN Schub für 44 Sekunden (49,5 Sekunden in der XL-Version mit ausgefahrenen Booster-Triebwerken) mit einem spezifischen Impuls von 262 Sekunden. Zwei der Booster-Triebwerke verfügen über ein sekundäres Einspritzsystem, das das Rollen des Werfers steuern soll. 10 Meter hoch (13,5 Meter in der XL-Version), haben beim Start eine Masse von 11 Tonnen (XL: 14 Tonnen) inklusive 9 Tonnen Festtreibstoff (XL: 12 Tonnen). In der Basisversion trennen sich die am Boden beleuchteten Booster-Triebwerke in einer Höhe von 24 Kilometern nach 68 Sekunden Flug und die anderen beiden Triebwerke in einer Höhe von 41 Kilometern nach 90 Sekunden Flug. Die DL-Version des Launchers verfügt über zwei verlängerte Booster-Triebwerke.
Zweiter Stock
Die zweite Stufe ähnelt im Design der Trägerrakete Ariane 2 und verwendet den in Indien unter dem Namen Vikas in Lizenz hergestellten Flüssigtreibstoff-Raketenmotor von Viking . Dabei verbrennt ein N 2 O 4 -Gemisch/ UH 25 und arbeitet für 148 Sekunden mit einem spezifischen Impuls von 293 Sekunden und liefert einen Schub von 799 kN . Der Korpus im Obergeschoss ist 12,8 Meter hoch und hat einen Durchmesser von 2,8 Metern. Seine Leermasse beträgt 5,3 Tonnen und beim Start sind es 46 Tonnen. Der Vikas-Motor arbeitet mit einem Druck von 55,5 bar im Brennraum . Bühnenorientierungssteuerung für Gieren und Nicken durch Drehen des Raketenmotors um einen Winkel von bis zu 4°. Die Rollsteuerung wird durch Motoren erreicht, die die heißen Gase verwenden, die vom Vikas-Gasgenerator erzeugt werden. Nach dem Löschen des Triebwerks, 158 Sekunden nach dem Zünden, erfolgt die Trennung mit der Oberstufe mit Sprengschnüren, unterstützt von Trenntriebwerken.
Dritte Etage
Die dritte Stufe PS3 verwendet einen S-7-Feststoffraketenmotor, der PBHT verbrennt . Es bietet einen Schub von 244 kN mit einem spezifischen Impuls von 294 Sekunden. Die 3,54 Meter hohe Bühne mit einem Durchmesser von 2,02 Metern hat eine Leermasse von 1,1 Tonnen und beim Start 7,8 Tonnen. Der Bodenbelag besteht aus Kevlar-Polyamid-Faser. Die Düse ist in die Bühne eingelassen und verwendet ein flexibles Gelenk, das es ermöglicht, die Schubachse um 2° zu ändern und so den Werfer in Nick- und Gierrichtung zu steuern. Die Rollkontrolle wird durch die kleinen Raketenmotoren der vierten Stufe erreicht. Die Bühne arbeitet für 112 Sekunden und ist in einer Höhe von 580 Kilometern vom Rest der Trägerrakete getrennt.
Vierter Stock
Die vierte Stufe PS4 wird von zwei L-2-5 Flüssigtreibstoff-Raketenmotoren angetrieben , die ein MMH / MON 3- Gemisch verbrennen . Sie liefern einen Gesamtschub von 14,6 kN mit einem spezifischen Impuls von 308 Sekunden. Die 2,6 Meter hohe Bühne mit einem Durchmesser von 2,02 Metern hat eine Leermasse von 920 kg und beim Start 2,92 Tonnen (CA 2,52 Tonnen). Die Schubachse kann um 3° gegenüber der Bühnenachse geneigt werden, was es ermöglicht, den Werfer in Nick- und Gierrichtung zu steuern. Kleine Raketenmotoren werden verwendet, um das Rollen während der Vortriebsphase und die vollständige Ausrichtung der Bühne während der Nichtvortriebsphasen zu steuern. Die Bühnenbetriebszeit hängt von der Mission ab und kann bis zu 525 Sekunden betragen. Im vierten Stock befindet sich der Geräteraum der Trägerrakete , insbesondere das Trägheitssystem, der Bordcomputer (Vikram 1601), das Telemetrie-Sammel- und Übertragungssystem und die Avionikausrüstung.
- Launcher-Komponenten
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Booster Thrusters an der Basis des Launchers.
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Zweiter Stock.
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Dritte und vierte Etage.
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Vierter Stock.
Deckel
Die Ladung wird unter einer Verkleidung platziert, deren Eigenschaften allen Versionen mit einer Höhe von 8,3 Metern bei einem Durchmesser von 3,2 m und einer Masse von 1150 kg gemeinsam sind . Die Verkleidung wurde 165 Sekunden nach dem Start freigegeben, während sich die Trägerrakete in einer Höhe von 130 km befand .
Zusammenfassung der technischen Eigenschaften
| Feature | Booster-Triebwerke (× 6) | 1 st Boden | 2 e Etage | 3 e Etage | 4 e Etage |
|---|---|---|---|---|---|
| Motoren | Festtreibstoff | Festtreibstoff | 1 Vikas- Motor | Festtreibstoff | 2 LVS- Flüssigtreibstoffmotoren |
| Schub | 2 458 + 1 332 kN | 4 386 kN | 805 kN | 199 kN | 15 kN |
| Spezifischer Impuls | 262 s Sekunden | 269 s | 293 s | 294 s | 308 s |
| Betriebsdauer | 44 Sekunden | 53 s und 49 s | 147 s | 110 s | 500 s |
| Ergols | PBHT | PBHT | N 2 O 4/ UH 25 | Festtreibstoff | MMH / MON |
Versionen
Die erste Version des Launchers, der PSLV-G Launcher, wird in dreifacher Ausführung für die Entwicklung gestartet. Eine etwas leistungsstärkere Version mit einer ersten Stufe, die 9 zusätzliche Tonnen Treibstoff trägt, ist die Basisversion geworden. Seit 2013 wird die Trägerrakete durch eine G+-Version mit 6 stärkeren Booster-Triebwerken ersetzt, die sich durch den Ersatz des UDMH durch UH25 als Flüssigtreibstoff für die zweite Stufe auszeichnet. Anfang 2019 gibt es drei Versionen des Launchers:
- die leistungsschwächere AC-Version ohne Backup-Triebwerk.
- die XL-Version mit 6 verlängerten Boostertreibstoffen mit 12 Tonnen statt 9 Tonnen Festtreibstoff.
- die DL-Version mit 2 verlängerten Booster-Triebwerken.
| Ausführung | G (Dx-Flüge) | G (Cx-Flüge) | G + | ES | XL | DL | QL |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Termine | 1993-1996 | 1997-2002 | 2003-2016 | 2007- | 2008- | 2019- | 2019- |
| Flüge (einschließlich Ausfällen) | 3 (1) | 4 (0,5) | 5 | 13 | 20 (1) | 1 | 2 |
| Nutzlast | Sonnensynchrone Umlaufbahn : 900 kg | Heliosynchron: 1.450 kg | Heliosynchron: 1.600 kg | Heliosynchron: 1.000 kg Niedrige Umlaufbahn : 2.100 kg |
Heliosynchron: 1750 kg | Heliosynchron: 1250 kg | Heliosynchron: 1.500 kg |
| Masse | 281 t Onnes | 292 t Onnes | 292 t Onnes | 226 t Onnes | 320 t Onnes |
Startverlauf
| Nummer | Ausführung | Veröffentlichungsdatum | Startort | Nutzlast | Raumfahrzeugtyp | Status |
| D1 | PSLV-G | 20. September 1993 | SDSC | IRS 1E | Erdbeobachtungssatellit | Fehler: Ein Computer Fehler bewirkt , dass der Launcher in dem zum Absturz Golf von Bengalen , nur 700 Sekunden lang nach dem Start (experimenteller Flug). |
| D2 | PSLV-G | 15. Oktober 1994 | SDSC | IRS P2 | Erdbeobachtungssatellit | Experimenteller Flug. |
| D3 | PSLV-G | 21. März 1996 | SDSC | IRS P3 | Erdbeobachtungssatellit | Experimenteller Flug. |
| C1 | PSLV-G | 29. September 1997 | SDSC | IRS 1D | Erdbeobachtungssatellit | Teilausfall: (Perigäum zu niedrig). |
| C2 | PSLV-G | 26. Mai 1999 | SDSC | OceanSat 1 , DLR-Tubsat, KitSat 3 | Erdbeobachtungssatellit | |
| C3 | PSLV-G | 22. Oktober 2001 | SDSC | TES, PROBA-1 , VOGEL | Meteorologischer Satellit | |
| C4 | PSLV-G | 12. September 2002 | SDSC | METSAT 1 (Kalpana 1) ( Indisches Nationales Satellitensystem ) | Meteorologischer Satellit | Satellit in geostationäre Transferbahn eingefügt . |
| C5 | PSLV-G + | 17. Oktober 2003 | SDSC | RessourcenSat 1 | Erdbeobachtungssatellit | |
| C6 | PSLV-G + | 5. Mai 2005 | SDSC | Cartosat-1 , HAMSAT | Erdbeobachtungssatellit | |
| C7 | PSLV-G + | 10. Januar 2007 | SDSC | CartoSat 2 , SRE , LAPAN-TUBSAT, PEHUENSAT-1. | Erdbeobachtungssatellit | |
| C8 | PSLV-CA | 23. April 2007 | SDSC | AGIL , MAO (in) | Erdbeobachtungssatellit | |
| C10 | PSLV-CA | 21. Januar 2008 | SDSC | Polaris Israel | ||
| C9 | PSLV-CA | 28. April 2008 | SDSC | Cartosat-2A , IMS-1 / TWSAT (en) , Cute 1.7 + APD-2 (en) , Seeds-2 (en) , CanX-2 (en) , CanX-6 / NTS (en) , Delfi-C3 ( de) , AAUSAT- II (en) , Kompass 1 (en) , RUBIN-8 (en) | Erdbeobachtungssatellit | |
| C11 | PSLV-XL | 22. Oktober 2008 | SDSC | Chandrayaan-1 | Mondraumsonde | |
| C12 | PSLV-CA | 20. April 2009 | SDSC | ANUSAT (de) , RISAT-2 | Radaraufklärungssatellit | |
| C14 | PSLV-CA | 23. September 2009 | SDSC | Oceansat-2 , Rubin 9.1 , Rubin 9.2 , SwissCube-1 , BeeSat (de) , UWE-2 , ITUpSAT1 (de) | Erdbeobachtungssatellit | |
| C15 | PSLV-CA | 12. Juli 2010 | SDSC | Cartosat-2B , ALSAT-2A , AISSat-1 (en) , TIsat-1, STUDSAT (en) | Erdbeobachtungssatellit | |
| C16 | PSLV-G + | 20. April 2011 | SDSC | ResourceSat-2 , X-Sat (en) , YouthSat (en) | Erdbeobachtungssatellit | |
| C17 | PSLV-XL | 15. Juli 2011 | SDSC | GSAT-12 ( Zoll ) | Telekommunikationssatellit | |
| C18 | PSLV-CA | 12. Oktober 2011 | SDSC | Megha-Tropiques , SRMSAT (en) , Jugnu , VesselSat-1 (en) | Erdbeobachtungssatellit | |
| C19 | PSLV-XL | 26. April 2012 | SDSC | RISAT-1 | Erdbeobachtungssatellitenradar | |
| C21 | PSLV-CA | 8. September 2012 | SDSC | SPOT-6 Frankreich | Erdbeobachtungssatellit | |
| C20 | PSLV-CA | 25. Februar 2013 | SDSC | SARAL | Erdbeobachtungssatellit | |
| C22 | PSLV-XL | 1 st Juli 2013 | SDSC | IRNSS -1A | Navigationssatellit | |
| C25 | PSLV-XL | 5. November 2013 | SDSC | Mars-Orbiter-Mission | Raumsonde: Mars-Orbiter | |
| C24 | PSLV-XL | 4. April 2014 | SDSC | IRNSS -1B | Navigationssatellit | |
| C23 | PSLV-CA | 30. Juni 2014 | SDSC | SPOT-7 , Can-X4, Can-X5 | Erdbeobachtungssatellit | |
| C26 | PSLV-XL | 15. Oktober 2014 um 20:02 | SDSC | IRNSS -1C | Navigationssatellit | |
| C27 | PSLV-XL | 28. März 2015 um 11:49 | SDSC | IRNSS -1D | Navigationssatellit | |
| C28 | PSLV-XL | 10. Juli 2015 um 16:28 | SDSC | UK-DMC 3A (en) , UK-DMC 3B (en) , UK-DMC 3C (en) , CBNT-1 , DeOrbitSail | Erdbeobachtungssatellit | |
| C30 | PSLV-XL | 28. September 2015 | SDSC |
Astrosat LAPAN-A2 (de) , ExactView 9 , Lemur 2 (de) , Lemur 3 , Lemur 4 , Lemur 5 |
Ultraviolett- und Röntgen-Weltraumteleskop | |
| C29 | PSLV-CA | 16. Dezember 2015 | SDSC | TeLEOS 1 , VELOX C1 , Kent Ridge 1 , VELOX 2 , Athenoxat 1 , Galassia | Erdbeobachtungssatellit | |
| C31 | PSLV-XL | 20. Januar 2016 | SDSC | IRNSS -1E | Navigationssatellit | |
| C32 | PSLV-XL | 10. März 2016 | SDSC | IRNSS -1F | Navigationssatellit | |
| C33 | PSLV-XL | 28. April 2016 | SDSC | IRNSS -1G | Navigationssatellit | |
| C34 | PSLV-XL | 22. Juni 2016 | SDSC |
Cartosat-2C LAPAN-A3 (en) , BIROS, SkySat Gen2-1, GHGSat-D , M3MSat (en) , Swayam (en) , SathyabamaSat (en) , 12 × Flock-2P Dove Nanosatelliten |
Erdbeobachtungssatellit | |
| C35 | PSLV-G + | 26. September 2016 | SDSC | ScatSat-1 , ALSAT-1B , ALSAT-1N, ALSAT-2B, Pathfinder-1 (en) , Pratham , PISat (en) , Can-X7 | Erdbeobachtungssatellit | |
| C36 | PSLV-XL | 7. Dezember 2016 um 04:55 | SDSC | Ressourcenat-2A | Erdbeobachtungssatellit | |
| C37 | PSLV-XL | 14. Februar 2017 um 09:28 | SDSC | Cartosat-2D mit einem Gewicht von 714 kg , plus 103 Satelliten mit einem Gesamtgewicht von 664 kg . Rekordzahl von gleichzeitig gestarteten Satelliten, darunter Blue Diamond , Green Diamond , Red Diamond . | Erdbeobachtungssatellit | |
| C38 | PSLV-XL | 23. Juni 2017 | SDSC | Cartosat-2E , EMIsat , SPADEx | Erdbeobachtungssatellit | |
| C39 | PSLV-XL | 31. August 2017 | SDSC | IRNSS-1H | Navigationssatellit | Der Rückgang ist fehlgeschlagen Kappe |
| C40 | PSLV-XL | 12. Januar 2018 | SDSC | Cartosat-2F , MicroSat-TD , SPADEx , Carbonite-2 , LEO Vantage 1 , ICEYE X1 + CubeSats | Erdbeobachtungssatellit (Cartosat) | |
| C41 | PSLV-XL | 11. April 2018 | SDSC | IRNSS-1I | Navigationssatellit | |
| C42 | PSLV-CA | 16. September 2018 | SDSC | NovaSAR-S, SSTL-S1 bis 4 | Erdbeobachtungssatellit | |
| C43 | PSLV-CA | 29. November 2018 | SDSC | HysIS , Flock-3r 1 bis 16, Hiber 1, Reaktor Hello World, 3Cat 1 + CubeSats | Erdbeobachtungssatellit | |
| C44 | PSLV-DL | 24. Januar 2019 | SDSC | Microsat-R , Kalamsat (CubeSat 1U) | Zielmilitärsatellit ( ASAT ) | Neue Launcher-Version |
| C45 | PSLV-QL | 1 st April 2019 | SDSC | EMISAT von 436 kg , plus 28 Satelliten | Erdbeobachtungssatellit | Neue Launcher-Version |
| C46 | PSLV-CA | 22. Mai 2019 | SDSC | RISAT 2B | Erdbeobachtungssatellit | |
| C47 | PSLV-XL | 27. November 2019 | SDSC | Cartosat-3 , Flock-4p 1 bis 12, Meshbed | Erdbeobachtungssatellit | |
| C48 | PSLV-QL | 11. Dezember 2019 | SDSC | RISAT-2BR1 | Erdbeobachtungssatellit | |
| C49 | PSLV-DL | 7. November 2020 | SDSC | RISAT-2BR2 | Erdbeobachtungssatellit | |
| C50 | PSLV-CA | 17. Dezember 2020 | SDSC | GSAT-12R (de) | Telekommunikationssatellit | |
| Geplante Markteinführungen | ||||||
| C51 | PSLV-DL | 2021 | SDSC | Amazonien-1 ( Zoll ) | Erdbeobachtungssatellit | |
| C52 | PSLV-XL | 2021 | SDSC | IRNSS-1J | Navigationssatellit | |
| PSLV | 2021 | SDSC | Oceansat-3 | Erdbeobachtungssatellit | ||
| PSLV | 2021 | SDSC | Cartosat-3A | Erdbeobachtungssatellit | ||
| PSLV | 2021 | SDSC | Oceansat-3A | Erdbeobachtungssatellit | ||
| PSLV | 2021 | SDSC | Cartosat-3B | Erdbeobachtungssatellit | ||
| PSLV-XL | 2022 | SDSC | Aditya | Wissenschaftlicher Satellit: Sonnenobservatorium | ||
| PSLV | 2022 | SDSC | Ressourcenat-3A | Erdbeobachtungssatellit | ||
Nicht bestanden am 31. August 2017
Das 31. August 2017Die 41 th der PSLV-XL - Trägerrakete kopieren startet den IRNSS-1H Satellitennavigation trägt. Nach dem Brennen der zweiten Stufe schlägt die Freigabe der Verkleidung fehl. Die zweite Stufe dann die dritte Stufe der Trägerrakete bestraft durch die zusätzliche Masse (1150 kg ) nicht die geplante Geschwindigkeit (6,96 statt 7,28 km/s ). Die vierte Stufe arbeitet, bis der Kraftstoff ausgeht, ohne diese Drehzahldifferenz ausgleichen zu können. Die Trägerrakete befördert den Satelliten in eine Umlaufbahn von 167,4 × 6.554,8 km statt 284 × 20.650 km . Der Start ist ein Fehlschlag.
Hinweise und Referenzen
- (fr) Dieser Artikel ist ganz oder teilweise dem englischen Wikipedia- Artikel " Polar Satellite Launch Vehicle " entnommen ( siehe Autorenliste ) .
- (en) Patric Blau, „ PSLV Launch Vehicle “, auf spaceflight101.com (Zugriff am 18. Januar 2018 )
- (in) Norbert Brugge, " PSLV " (Zugriff am 5. Januar 2014 ) .
- (in) „ Liste der PSLV-Starts “ auf isro.gov.in , ISRO (Zugriff am 14. Februar 2017 ) .
- (in) Gunter Krebs, " PSLV " auf Gunters Weltraumseite (Zugriff am 14. Februar 2017 )
- (in) " Proba-1 "
- (de) PSLV-C7 hebt erfolgreich ab .
- Erfolgreiche Einführung von Megha-Tropiques , CNES ,12. Oktober 2011.
- (in) Indischer PSLV startet erfolgreich SPOT-6 für Frankreich , NASAspaceflight.com ,8. September 2012.
- (in) " ISRO stellt Weltraumrekord auf: Höhepunkte des erfolgreichen Starts von Cartosat-2 und 103 anderen Satelliten ' in der Hindustan Times ,15. Februar 2017(Zugriff am 15. Februar 2017 ) .
- " Indien bringt in einer einzigen Mission einen Rekord von 104 Satelliten in die Umlaufbahn " , auf Le Monde ,15. Februar 2017(Zugriff am 15. Februar 2017 ) .
- (in) Patric Blau, " Zwei-Jahrzehnte-Erfolgssträhne endet mit PSLV-Startfehler bei IRNSS 1H-Mission " auf spaceflight101.com ,31. August 2017
Siehe auch
Zum Thema passende Artikel
- Geosynchronous Satellite Launch Vehicle , Indiens andere aktive Trägerrakete
- Indiens Weltraumprogramm