CE-20
| Type moteur | Cycle générateur de gaz |
|---|---|
| Ergols | LH2 / LOX |
| Rapport de mélange | 5,05 |
| Poussée | 200 kN |
| Pression chambre combustion | 60 bar |
| Nbre chambres de combustion | 1 |
| Impulsion spécifique | 443 s |
| Moteur réutilisable | non |
| Masse | 588 kg |
| Rapport poussée/poids | 34,7 |
| Utilisation | deuxième étage |
|---|---|
| Lanceur | GSLV Mk III |
| Premier vol | 5 juin 2017 (lancement de GSAT-19 (en)) |
| Statut | en service |
| Pays | Inde |
|---|---|
| Constructeur | Hindustan Aeronautics Limited |
Le CE-20 est un moteur-fusée cryogénique indien de 200 kN de poussée mis en service en 2017 et propulsant l'étage supérieur du lanceur de GSLV Mk III. Sa réalisation est conçue par le Centre de systèmes de propulsion liquides (en), un des établissements de l’agence spatiale indienne l'ISRO[1]. Il est le premier moteur cryogénique indien à utiliser un cycle générateur de gaz.
Vue d'ensemble modifier
Le CE-20 est le premier moteur cryogénique indien à utiliser un cycle générateur de gaz[2],[3]. Le moteur produit une poussée nominale de 200 kN et a une gamme de poussée de fonctionnement comprise entre 180 kN et 220 kN et peut être réglé sur des valeurs fixes dans cette plage. La chambre de combustion brûle de l'hydrogène et d'oxygène liquide à 6 MPa avec un ratio de mélange de 5,05. Le moteur a un rapport poussée-poids de 34,7 et une impulsion spécifique de 444 secondes dans le vide (4,35 km/s). L’ISRO a testé le CE-20 le au centre de test Mahendragiri et réalisé avec succès un essai de combustion de longue durée (635 secondes)[4]. Le , le CE-20 a été de nouveau testé avec pour une durée de 800 secondes. Cette durée est d'environ 25% supérieure à la durée de combustion du moteur en vol prévue[5]. Le , le moteur cryogénique CE-20 était à nouveau testé pour une durée de 640 secondes au complexe de l’ISRO à Mahendragiri[6].
Spécifications modifier
Les spécifications du moteur comme indiquées sur les documents LPSC (en)[7]:
- Cycle de fonctionnement - Générateur de gaz
- Combinaison propergols - oxygène liquide / hydrogène liquide
- Poussée nominale dans le vide - 200 kN
- Variabilité de poussée opérationnelle - 180 kN à 220 kN
- Pression de la chambre de combustion - 6 MPa
- Ratio massique (Oxydant / carburant) - 5,05
- Impulsion spécifique - 443 ± 3 s
- Durée de combustion nominale - 595 secondes
- Débit total - 462 kg/s
- Rapport de surface de la tuyère - 100
- Masse - 588 kg
Voir aussi modifier
Références modifier
- (en) Cet article est partiellement ou en totalité issu de l’article de Wikipédia en anglais intitulé « CE-20 » (voir la liste des auteurs).
- Indigenous Cryogenic Engine Tested Successfully ISRO 12 May 2012
- GSLV MkIII, the next milestone Frontline 7 February 2014
- « Space Transportation », GSLV - Mk III - Status of CE-20, Indian Space Research Organization, (consulté le )
- (en) « Isro’s desi cryogenic engine test successful / India News - Times of India », sur The Times of India (consulté le ).
- (en) « Indigenously Developed High Thrust Cryogenic Rocket Engine Successfully Ground… », sur isro.gov.in via Wikiwix (consulté le ).
- story/ISRO upbeat as indigenous cryo engine passes test The Hindu, 19 February 2016
- « LPSC Handouts at Aer India-2009 », Specifications of CE-20, Liquid Propulsion Systems Centre, (consulté le )
Liens externes modifier
- L'inde d'essai-le-feu autochtones cryo moteur de 800 secondes
- LPSC documents au moment de l'Aero India-2009 avec Ec-20 spécifications
- LPSC documents au moment de l'Aero India-2009 avec les spécifications de toutes remplies de Liquides moteurs de l'Inde
- Le statut de CE-20 dans l'Espace de Transport/GSLV Mk - III de l'ISRO 2008-09 du Rapport Annuel
- (en) Special Correspondent, « ISRO upbeat as indigenous cryo engine passes test », The Hindu, (lire en ligne, consulté le )
