CE-7.5はインド宇宙研究機関(ISRO)で開発された液体水素/液体酸素を推進剤とする極低温ロケットエンジンであり、GSLV Mk II ロケットの3段目のエンジンに使用される。エンジンは極低温上段エンジン計画(CUSP)の一環として開発された。GSLV Mk II ロケットは、GSLV Mk I ロケットの3段目エンジンであるロシア製のKVD-1M(RD-56M) をCE-7.5 に置き換えたものである。最初の打ち上げに向けた推進剤タンク、構造体、推進剤供給管と組み合わせた状態での燃焼試験は成功したhttp://www.isro.org/pressrelease/scripts/pressreleasein.aspx?Dec20_2008。しかし、2010年4月15日のCE-7.5エンジンを使用したGSLV Mk II ロケットの最初の打ち上げは、同エンジンの不調により失敗したhttp://www.zeenews.com/news619223.html。
概要 CE-7.5は再生冷却式推力可変二段燃焼サイクルエンジンである。
仕様諸元 エンジンの主要な特性を以下に示す: 運転サイクル – 二段燃焼サイクル 推進剤の組み合わせ – 液体酸素 / 液体水素 最大推力 (真空中) – 運転推力帯域 (GSLV Mk2 D5 の飛行中に実証済み) – から 燃焼室圧力 (定格値) – 推進剤の混合比 (酸化剤/燃料 重量比) – 5.05cryogenic engine ppt by santosh 比推力 - 454 ± 3 秒 (4.452 ± 0.029 km/s)[ エンジン燃焼時間 (定格値) – 720秒間 推進剤重量 – 12800 kg 2系統の独立した調整装置: 推力制御と混合比の制御 推力偏向: 2軸の操向ジンバルによる
開発 インド宇宙研究機関は1994年に正式に極低温上段計画を開始した。 2008年にエンジンは飛行受領燃焼試験に成功して完了して 初打ち上げのために3段目のタンク、構造体と推進剤の供給配管と接続された。初打ち上げは2010年4月にGSLV Mk-2 D3 打ち上げ機を使用して実施された。しかし、エンジンは点火に失敗した。 2013年3月27日にエンジンは真空中での試験に成功した。エンジンはGSLV Mk-2ロケットの3段目の動力用として承認され、作動を期待された。2014年1月5日に極低温エンジンは作動に成功してGSLV D5を使用したGSAT-14人工衛星の打ち上げに成功した。http://www.isro.gov.in/gslv-d5/mission.aspx
搭載機 CE-7.5 はISROのGSLV Mk-2ロケットの3段目で使用される。
比較 + エンジンの比較http://www.isro.org/Launchvehicles/GSLV/gslv.aspx 用途 GSLVの第3段 Mk I に搭載 Mk II に搭載使用エンジンKVD-1M(RD-56M) × 1CE-7.5 × 1サイクル二段燃焼サイクル二段燃焼サイクル燃焼室圧力5.6 MPa5.8 MPa推進薬液体酸素液体水素(LOX/LH2)液体酸素液体水素(LOX/LH2)推力 (真空中)69.6 kN73.5 kN(標準)82 kN(改良)比推力460 秒452 秒有効燃焼時間720 秒714.4秒
関連項目 CE-20 KVD-1 (RD-56) GSLV YF-75 HM7B RL-10 RD-0146 LE-5B
出典
外部リンク Cryogenic Upper Stage Project