GSLV

GSLV：インドの宇宙自立を支える静止衛星ロケット

GSLV（Geosynchronous Satellite Launch Vehicle）は、インド宇宙研究機関（ISRO）によって開発された、静止軌道へ衛星を送り出すための使い捨て型ロケットです。インドが自国の手で大型衛星を打ち上げる能力を持つことを目指し、その宇宙開発における自立を象徴する重要な役割を担ってきました。

開発の経緯

GSLVの開発計画は、1990年にスタートしました。当時のインドは、静止衛星のような大型衛星の打ち上げをソビエト連邦に依存している状況でした。この依存状態を解消し、自らの能力で衛星を打ち上げるべく、GSLVの開発が始まったのです。

ロケットの主要なコンポーネント、例えば第一段に使用されるS125/S139固体燃料モーターや、第二段および液体燃料ブースターに用いられるヴィカースエンジンなどは、先行する極軌道衛星打ち上げロケットPSLVで培われた技術や設計が踏襲されました。しかし、ロケットの性能を決定づける第三段のエンジンについては、当初ロシアからの調達が計画され、1991年には技術移転を含む契約が締結されます。

ところが、翌1992年、アメリカ合衆国がミサイル技術管理レジーム（MTCR）に基づき、ロシアからインドへのこの技術移転に対して異議を表明しました。これにより、技術移転を伴う契約は撤回されてしまいます。結果として、技術移転なしの条件で、ロシア製のKVD-1上段エンジン7基とモックアップ1基が改めて契約され、インドへ引き渡されることになりました。

一方でインドは、1994年には国産の極低温上段ロケット開発プロジェクトを開始し、第三段の国産化に向けた取り組みを水面下で進めていました。

最初のGSLV、GSLV-MkIの打ち上げは2001年4月18日に実施されました。このMkIにはロシア製の第三段エンジンが搭載されていましたが、続くGSLV-MkIIでは、インドが独自に開発した極低温エンジンへの置き換えが進められます。そして、2014年1月5日、国産エンジンを搭載したGSLV-MkIIによる衛星打ち上げに初めて成功し、インドは自国の技術のみで静止衛星を打ち上げる能力を獲得したのです。ただし、この国産エンジンを搭載したMkIIの初打ち上げ（2010年4月）は、第三段の燃料ターボポンプ故障により失敗に終わるなど、国産化への道のりは容易ではありませんでした。近年では、2021年8月12日の地球観測衛星EOS-03打ち上げでも、第三段点火失敗によりロケットが墜落する事例が発生しています。

ロケットの構成と特徴

GSLVは、PSLVに高推力の液体燃料ロケットブースターと低温液体燃料を使用する第三段を追加することで、打ち上げ能力を向上させた三段式のロケットです。第一段は固体燃料、第二段は自己着火性の推進剤を用いる液体燃料ロケットであり、これらはPSLVから引き継がれた要素です。第三段には、GSLV-MkIではロシア製のエンジンが用いられましたが、現行のGSLV-MkIIではインドが独自に開発した極低温燃料ロケットエンジンが搭載されています。

GSLVの構造における顕著な特徴の一つは、4基の液体燃料ブースターの取り付け方にあります。これらのブースターは第一段コアステージを取り囲むように配置されており、コアステージより長時間燃焼します。さらに、分離時には、役目を終えたコアステージのモーターケースと結合した状態で第二段から切り離されるという、非常にユニークな構成を持つロケットです。

GSLV-MkIIは、低軌道へ最大5000キログラム、そして傾斜角18度の静止トランスファー軌道へは2500キログラムの衛星を投入することが可能です。

各段の詳細

ブースター: 直径2.1メートルの液体燃料ロケットです。初期のMkI D1ではL40ブースターを、以降の打ち上げでは高圧化されたL40Hブースターを4基使用します。これらは第二段エンジンの改良型で、42.7トンの自己着火性推進剤（N2O4/UH25）がターボポンプで供給され、1基あたり760キロニュートンの推力で約150秒間燃焼します。推進剤は独立したタンクに貯蔵され、ジンバルによる制御が行われます。
第1段: 直径2.8メートルの固体燃料ロケットです。高張力鋼製のモーターケースを持ちます。初期にはS125モーター（推進剤125トン/燃焼100秒）が、以降の機体ではより大型のS139モーター（推進剤139トン/燃焼109秒）が採用されています。最大で4,700キロニュートンの推力を発揮します。飛行中の姿勢制御は主に液体ブースターに依存しますが、オプションとして二次噴射装置を用いた制御も可能です。第二段エンジンの点火後、FLSC接手による爆破分離方式で切り離されます。
第2段: 直径2.8メートルの液体燃料ロケットで、ヴィカースエンジンを搭載しています。約800キロニュートンの推力を発生させます。自己着火性の推進剤（L37.5Hで39.5トン、GL40で42.2トン）を使用します。推進剤は、共通の隔壁で分けられた2つのアルミニウム合金製タンクに貯蔵されています。ブースターの燃焼停止前にエンジンに点火することで、燃料をタンク底に押し付けるアレッジモーターを不要としています。姿勢制御は、ピッチ軸とヨー軸はジンバルによる推力偏向、ロール軸はコールドスラスタによって実施されます。第三段とは、作動時の衝撃が比較的少ないマルマンクランプ方式の分離機構で接続されています。
第3段: 直径2.8メートルの液体燃料ロケットです。GSLV-MkIではロシア製のKVD-1エンジンが、MkIIではインド国産のCE-7.5エンジンが搭載されています。いずれも液体酸素と液体水素（LOX/LH2）を用いる二段燃焼サイクルエンジンです。このステージは再点火能力を持ちます。フライトコンピュータや慣性誘導装置に加え、テレメータ送信用や追跡用のアンテナなどを備えています。姿勢制御は、旋回可能な2基のバーニアエンジンで行われます。GSLV-Mk IIのCUS12では12.8トン、Mk IIAで用いられるCUS15では15トンの推進剤を搭載しています。
第4段（オプション）: PSLVの第四段に類似したPAM-Gステージをオプションとして使用可能です。

型式による違い

GSLVにはいくつかの型式が存在し、改良が重ねられてきました。

GSLV Mk I (a): 第一段にS-125モーターを使用。静止トランスファー軌道（GTO）へ1,500キログラムの衛星を投入する能力を持っていましたが、現在は運用を終えています。
GSLV Mk I (b): 第一段にS-139、液体ブースターにL40H、第二段にL37.5Hを採用。液体ブースターと第二段の推進剤がUH25に変更されました。GTOへ1,900キログラムの打ち上げ能力を有し、運用を終えています。
GSLV Mk I (c): 第三段に推進剤が15トンに増量されたC15を採用した型式で、現在は運用を終えています。
GSLV Mk II: インド国産の極低温エンジンを備えた第三段（CUS12）を搭載。GTOへ2,200キログラム級の衛星投入が可能とされており、現在も運用されています。かつてのGSLV-MkIでは、ロシア製の低温燃料エンジンが使われていました。
GSLV Mk IIA: 第三段に推進剤搭載量が増えたCUS15を採用しています。GTOへ2,350キログラム級の衛星を打ち上げる能力を持ち、現在も運用されています。
* GSLV Mk IIC: オプションとしてPAM-G第四段の使用を想定した型式です。主に中軌道への航法衛星打ち上げを念頭に置いていますが、955キログラム級の衛星を静止軌道へ直接投入する能力も持つとされており、現在開発が進められています。

後継機 LVM3

元々GSLV-MkIIIという名称で開発が始まったLVM3は、GSLVシリーズの後継機にあたります。2014年12月には試験機による打ち上げと弾道飛行に成功し、2017年6月には人工衛星の軌道投入にも成功しています。これは、4500キログラムから5000キログラム級の大型静止通信衛星を打ち上げる能力や、将来的な有人打ち上げを実現することを主な目的として開発が進められています。

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