LVM3

La primera etapa consta de dos motores sólidos S200, también conocidos como Grandes Propulsores Sólidos (LSB), acoplados a la etapa central. Cada propulsor tiene 3,2 metros (10 pies) de ancho, 25 metros (82 pies) de largo y transporta 207 toneladas (456 000 lb) de propelente a base de polibutadieno con terminación hidroxilo (HTPB) ^{[ 42 ]} en tres segmentos con carcasas hechas de acero maraging M250 . El segmento de cabeza contiene 27 100 kg de propelente, el segmento medio contiene 97 380 kg y el segmento de tobera está cargado con 82 210 kg de propelente. Es el propulsor de combustible sólido más grande después de los SRB del SLS , los SRB del Transbordador Espacial y los SRB del Ariane 5 .      

Las boquillas flexibles pueden ser vectorizadas hasta ±8° por actuadores electrohidráulicos con una capacidad de 294 kilonewtons (66 000 lb _f ) utilizando pistones hidroneumáticos que operan en modo de descarga por aceite y nitrógeno a alta presión. Se utilizan para el control del vehículo durante la fase de ascenso inicial. ^{[ 43 ] [ 44 ] [ 45 ]} El fluido hidráulico para operar estos actuadores se almacena en un tanque cilíndrico montado externamente en la base de cada propulsor. ^{[ 46 ]} Estos propulsores arden durante 130 segundos y producen un empuje promedio de 3578,2 kilonewtons (804 400 lb _f ) y un empuje máximo de 5150 kilonewtons (1 160 000 lb _f ) cada uno. La separación simultánea de la etapa central ocurre a los T+149 segundos en un vuelo normal y se inicia mediante dispositivos de separación pirotécnicos y seis pequeños motores de eyección de combustible sólido ubicados en los segmentos de nariz y popa de los propulsores. ^{[ 44 ] [ 10 ]}   

La primera prueba de encendido estático del propulsor de cohete sólido S200 , ST-01, se realizó el 24 de enero de 2010. ^{[ 10 ]} El propulsor se encendió durante 130 segundos y tuvo un rendimiento nominal durante toda la combustión. Generó un empuje máximo de aproximadamente 4900 kN (1 100 000 lbf) . ^{[ 47 ] [ 11 ]} Una segunda prueba de encendido estático, ST-02, se realizó el 4 de septiembre de 2011. El propulsor se encendió durante 140 segundos y nuevamente tuvo un rendimiento nominal durante toda la prueba. ^{[ 48 ]} Una tercera prueba, ST-03, se realizó el 14 de junio de 2015 para validar los cambios a partir de los datos del vuelo de prueba suborbital. ^{[ 49 ] [ 50 ]}  

La segunda etapa, denominada L110 , es una etapa de combustible líquido que tiene 21 metros (69 pies) de altura y 4 metros (13 pies) de ancho, y contiene 110 toneladas métricas (240 000 lb) de dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) y tetróxido de nitrógeno ( N₂O₄ ). Está impulsada por dos motores Vikas 2 _, cada uno generando 766 kilonewtons (172 000 lb _f ) de empuje, lo que da un empuje total de 1532 kilonewtons (344 000 lb f ₎ . ^{[ 14 ] [} ₁₅ ^] El L110 es el primer motor de combustible líquido agrupado ^diseñado en la India. Los motores Vikas utilizan refrigeración regenerativa , lo que proporciona un peso y un impulso específico mejorados en comparación con los cohetes indios anteriores. ^{[ 44 ] [ 51 ]} Cada motor Vikas puede ser cardán individualmente para controlar el cabeceo, la guiñada y el alabeo del vehículo. La etapa central L110 se enciende 114 segundos después del despegue y arde durante 203 segundos. ^{[ 44 ] [ 15 ]} Dado que la etapa L110 se enciende con el aire, sus motores necesitan protección durante el vuelo contra el escape de los propulsores S200 en funcionamiento y el flujo inverso de gases mediante un «sistema de cierre de tobera» que se desecha antes del encendido de la L110. ^{[ 52 ]}     

ISRO realizó la primera prueba estática de la etapa central L110 en sus instalaciones de prueba del Centro de Sistemas de Propulsión Líquida (LPSC) en Mahendragiri , Tamil Nadu, el 5 de marzo de 2010. La prueba estaba planificada para durar 200 segundos, pero se interrumpió a los 150 segundos tras detectarse una fuga en un sistema de control. ^{[ 53 ]} El 8 de septiembre de 2010 se realizó una segunda prueba estática de encendido de duración completa. ^{[ 54 ]}

La etapa superior criogénica , denominada C25 , tiene 4 metros (13 pies) de diámetro y 13,5 metros (44 pies) de longitud, y contiene 28 toneladas métricas (62 000 lb) de propulsor LOX y LH2 , presurizado por helio almacenado en botellas sumergidas. ^{[ 51 ] [ 55 ]} Está impulsada por un único motor CE-20 _, que produce 200 kN (45 000 lb _f ) de empuje. El CE-20 es el primer motor criogénico desarrollado por la India que utiliza un generador de gas , en comparación con los motores de combustión escalonada utilizados en el GSLV. ^{[ 56 ]} En la misión LVM3-M3, se introdujo una nueva etapa C25 de color blanco que tiene procesos de fabricación más respetuosos con el medio ambiente, mejores propiedades de aislamiento y el uso de materiales ligeros. ^{[ 57 ]} La etapa también alberga las computadoras de vuelo y el Sistema de Navegación Inercial Redundante de Correas del vehículo de lanzamiento en su bahía de equipos. El sistema de control digital del lanzador utiliza guiado de bucle cerrado durante todo el vuelo para garantizar la inyección precisa de los satélites en la órbita objetivo. El sistema de comunicaciones del vehículo de lanzamiento consta de un sistema de banda S para la transmisión de telemetría y un transpondedor de banda C que permite el seguimiento por radar y la determinación preliminar de la órbita, también instalados en el C25. El enlace de comunicaciones también se utiliza para la seguridad del alcance y la terminación del vuelo, mediante un sistema dedicado ubicado en todas las etapas del vehículo y que cuenta con aviónica independiente. ^{[ 44 ]}     

La primera prueba de encendido estático de la etapa criogénica C25 se llevó a cabo el 25 de enero de 2017 en las instalaciones del Complejo de Propulsión de ISRO (IPRC) en Mahendragiri, Tamil Nadu. La etapa se encendió durante 50 segundos y funcionó correctamente. ^{[ 58 ]} Una segunda prueba de encendido estático, con una duración total de vuelo de 640 segundos, se completó el 17 de febrero de 2017. ^{[ 59 ]} Esta prueba demostró la consistencia en el rendimiento del motor junto con sus subsistemas, incluyendo la cámara de combustión, el generador de gas, las turbobombas y los componentes de control durante toda la duración. ^{[ 59 ]}

El carenado de carga útil de compuesto CFRP tiene un diámetro de 5 metros (16 pies) , una altura de 10,75 metros (35,3 pies) y un volumen de carga útil de 110 metros cúbicos (3900 pies cúbicos ) . ^{[ 9 ]} Es fabricado por LMW Advanced Technology Centre con sede en Coimbatore . ^{[ 60 ]} Después del primer vuelo del cohete con el módulo CARE , el carenado de carga útil se modificó a una forma ojival , y los conos de la nariz del propulsor S200 y la estructura entre tanques se rediseñaron para tener un mejor rendimiento aerodinámico. ^{[ 61 ]} El vehículo cuenta con un gran carenado con un diámetro de cinco metros para proporcionar suficiente espacio incluso para grandes satélites y naves espaciales. La separación del carenado en un escenario de vuelo nominal ocurre aproximadamente a T+253 segundos y se logra mediante un mecanismo de separación y eyección de cilindro de pistón lineal (cuerda zip) que abarca toda la longitud del PLF que se inicia pirotécnicamente . La presión del gas generada por el cable expande una goma situada debajo que separa el pistón y el cilindro, empujando las mitades del carenado de la carga útil lateralmente, alejándolas del lanzador. El carenado está hecho de aleación de aluminio con mantas de absorción acústica . ^{[ 44 ]}    

El LVM3 con capacidad para vuelos tripulados tendría la siguiente configuración: dos propulsores auxiliares HS200, derivados de los propulsores S200 con cambios de seguridad adicionales; una etapa L110 mejorada con una etapa C32 de nuevo desarrollo, que es una variante alargada de la etapa C25, junto con modificaciones para soportar un sistema de escape de la tripulación. ^{[ 62 ]}

Si bien el LVM3 está siendo certificado para vuelos tripulados en el proyecto Gaganyaan , el cohete siempre fue diseñado teniendo en cuenta posibles aplicaciones para vuelos espaciales tripulados. La aceleración máxima durante la fase de ascenso se limitó a 4 G para la comodidad de la tripulación y se utilizó una cofia de carga útil de 5 metros (16 pies) de diámetro para poder alojar módulos grandes como segmentos de la estación espacial. ^{[ 63 ]} 

Además, se planean varios cambios para hacer que los subsistemas críticos para la seguridad sean confiables para márgenes operativos más bajos, redundancia, requisitos de calificación estrictos, reevaluación y fortalecimiento de componentes. ^{[ 64 ]} La mejora de la aviónica incorporará una computadora de navegación y guía (NGC) cuádruplemente redundante, un procesador de telemetría y telecomando (TTCP) de doble cadena y un sistema integrado de monitoreo de salud (LVHM). El vehículo de lanzamiento tendrá los motores Vikas de alto empuje (HTVE) de la etapa central L110 operando a una presión de cámara de 58,5 bar en lugar de 62 bar. Los propulsores S200 (HS200) aptos para vuelos tripulados operarán a una presión de cámara de 55,5 bar en lugar de 58,8 bar y sus juntas de segmento tendrán tres juntas tóricas cada una. Se emplearán actuadores electromecánicos y controladores de etapa digitales en las etapas HS200, L110 y C25. ^{[ 65 ]}

La etapa central L110 del LVM3 está prevista para ser reemplazada por la SC120, una etapa de queroseno impulsada por el motor SE-2000 ^{[ 66 ]} para aumentar su capacidad de carga útil a 7,5 toneladas métricas (17 000 lb) a la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO). ^{[ 67 ]} El SCE-200 utiliza queroseno en lugar de dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) como combustible y tiene un empuje de alrededor de 200 toneladas. Cuatro de estos motores pueden agruparse en un cohete sin propulsores auxiliares para entregar hasta 10 toneladas (22 000 lb) a la GTO. ^{[ 68 ]} El primer tanque de propulsor para la SC120 fue entregado en octubre de 2021 por HAL. ^{[ 69 ]} La mayor parte del hardware para la etapa ya se había desarrollado y fabricado, y las pruebas de calificación de vuelo se realizarían más adelante. ^{[ 62 ]}  

La versión del LVM3 propulsada por SC120 no se utilizará para la misión tripulada de la nave espacial Gaganyaan. ^{[ 70 ] [ 71 ]} En septiembre de 2019, en una entrevista con AstrotalkUK, S. Somanath , director del Centro Espacial Vikram Sarabhai, afirmó que el motor SE-2000 estaba listo para comenzar las pruebas. Según un acuerdo entre India y Ucrania firmado en 2005, se esperaba que Ucrania probara componentes del motor SE-2000, por lo que no se esperaba una versión mejorada del LVM3 antes de 2022. ^{[ 72 ]} Se informa que el motor SE-2000 se basa en el ucraniano RD-810 , que a su vez se propone para su uso en la familia de vehículos de lanzamiento Mayak . ^{[ 73 ]} En 2025, Rusia también ha ofrecido integrar el motor RD-191M en futuras variantes del LVM3. ^{[ 74 ]} Se espera que esta adquisición reemplace la etapa L110 en el cohete LVM3 antes de la incorporación del SCE-200 en futuras iteraciones. ^{[ 75 ]}

La etapa C25 con una carga de propulsor de casi 25 t (55 000 lb) será reemplazada por la C32, con una carga de propulsor mayor de 32 t (71 000 lb) . La etapa C32 será reiniciable y contará con un motor CE-20 mejorado. ^{[ 76 ]} La masa total de la aviónica se reducirá mediante el uso de componentes miniaturizados. ^{[ 77 ]} El 30 de noviembre de 2020, Hindustan Aeronautics Limited entregó a ISRO un tanque criogénico de aleación de aluminio. El tanque tiene una capacidad de 5755 kg (12 688 lb) de combustible y un volumen de 89 m³ (3100 pies cúbicos ⁾ . ^{[ 78 ] [ 79 ]}         

El 9 de noviembre de 2022, el motor criogénico CE-20 de la etapa superior fue probado con un régimen de empuje mejorado de 21,8 toneladas. Junto con una etapa adecuada con carga de propulsor adicional, esto podría aumentar la capacidad de carga útil del LVM3 a GTO en hasta 450 kg (990 lb) . ^{[ 80 ]} El 23 de diciembre de 2022, el motor CE-20 E9 fue probado en caliente durante 650 segundos. Durante los primeros 40 segundos de la prueba, el motor operó a un nivel de empuje de 20,2 toneladas, luego operó en zonas no nominales de 20 toneladas y luego durante 435 segundos operó a un nivel de empuje de 22,2 toneladas. Con esta prueba, el motor 'E9' ha sido calificado para su inducción en vuelo. ^{[ 81 ]} Se espera que después de la introducción de esta etapa, la capacidad de carga útil GTO pueda aumentarse a 6 toneladas. ^{[ 82 ]}  

El 10 de marzo de 2026, ISRO realizó una prueba en caliente a nivel del mar del motor CE-20 a 22 toneladas utilizando un sistema de protección de tobera y un ignitor multielemento. La prueba fue exitosa y duró 165 segundos. Las pruebas anteriores se realizaron a 19 toneladas. Este motor en particular ha superado con éxito un número récord de pruebas en caliente (20). También ha demostrado varias tecnologías clave con empujes de 20 y 22 toneladas, incluyendo la misión Gaganyaan . ^{[ 83 ]} En julio de 2026 también se realizó otra prueba del CE-20 en el motor E18 para su uso en la etapa C32 mejorada. ^{[ 84 ]}