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 ステージ準備施設にあるCE-7.5エンジンを搭載したGSLV-F09のCUS15上段ステージ | |
| 原産国 | インド |
|---|---|
| 初飛行 | 2010年4月15日（失敗） 2014年1月5日（成功） |
| デザイナー | LPSC、インド宇宙研究機関 |
| メーカー | ヒンドゥスタン航空機株式会社 ISRO |
| 応用 | 上段ブースター |
| 状態 | 使用中 |
| 液体燃料エンジン | |
| 推進剤 | LOX / LH2 [1] |
| サイクル | 燃料リッチ段階燃焼 |
| 構成 | |
| チャンバー | 1 |
| パフォーマンス | |
| 推力、真空 | 73.5kN（16,500lbf）[2] |
| チャンバー圧力 | 5.8MPa (58バール) / 7.5MPa (75バール) |
| 比推力、真空 | 454秒（4.45 km/s） |
| 寸法 | |
| 長さ | 2.14メートル（7.0フィート） |
| 直径 | 1.56メートル（5.1フィート） |
| 乾燥質量 | 435キロ |
| 使用される場所 | |
| GSLV Mk.IIの上段 | |
CE -7.5は、インド宇宙研究機関がGSLV Mk-2ロケットの上段に動力を供給するために開発した極低温ロケットエンジンです。このエンジンは、極低温上段プロジェクト（CUSP）の一環として開発されました。GSLV Mk-1の上段に動力を与えていたロシアのKVD-1 （RD-56）極低温エンジンに代わるものです。[3]
概要
CE-7.5は、再生冷却式、可変推力、燃料リッチの段階燃焼サイクル ロケットエンジンです。[4] [5]
仕様
エンジンの仕様と主な特徴は次のとおりです。
- 運転サイクル –段階燃焼[6]
- 推進剤の組み合わせ – LOX / LH2 [7]
- 最大推力（真空） – 73.55 kN [8]
- 動作推力範囲（GSLV Mk2 D5飛行中に実証） – 73.55 kNから82 kN [2] [9]
- エンジン比推力 - 454 ± 3秒（4.452 ± 0.029 km/s）[4] [6]
- エンジン燃焼時間（公称） – 720秒[8]
- 推進剤質量 – 12,800 kg [8]
- 2つの独立したレギュレータ：推力制御と混合比制御[7]
- 推力中の操舵：2つのジンバル式操舵エンジンによる[7]
発達
インド宇宙研究機関（ISRO）は、1994年に正式に極低温上段プロジェクトを開始しました。[10]エンジンは2008年に飛行受け入れ高温試験に合格し、[6]最初の打ち上げに向けて燃料タンク、第3段構造物、および関連する供給ラインと統合されました。最初の飛行は、2010年4月のGSLV Mk.II D3/GSAT-3ミッション中に行われました。エンジンは点火しましたが、燃料ブースターターボポンプ（FBTP）が点火後480ミリ秒で約34,500 rpmの速度に達した後に停止したため、点火は持続しませんでした。これは、FBTPの液体水素（LH2）が不足していたためです。[2] 2013年3月27日、エンジンは真空状態でテストされ、正常に動作しました。エンジンは期待どおりに機能し、GSLV Mk-2ロケットの第3段に動力を供給する資格を得ました。 2014年1月5日、極低温エンジンが正常に作動し、GSLV-D5/GSAT-14ミッションでGSAT-14衛星が打ち上げられた。 [11] [12]
アプリケーション
CE-7.5はISROのGSLV Mk.IIロケットの第3段に使用されている。[13]
参照
参考文献
- ^ 「極低温エンジンテストは大成功、ISRO職員が発表」Indian Express。2013年4月1日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2013年12月27日閲覧。
- ^ abc "GSLV-D3". ISRO. 2010年4月16日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2014年1月8日閲覧。
- ^ Ramachandran, R. (2014年1月22日). 「ロシアのルート」. Frontline . 2020年10月24日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2021年8月17日閲覧。
- ^ ab 「GSLV-D3パンフレット」（PDF）。ISRO。2014年2月7日時点のオリジナル（PDF）よりアーカイブ。
- ^ 「GSLV MkIII、次のマイルストーン」。フロントライン。2014年2月7日。
- ^ abc 「国産極低温エンジンの飛行受け入れ高温テストが成功」。ISRO。2016年6月30日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年1月8日閲覧。
- ^ abc 「Indigenous Cryogenic Upper Stage」。2014年8月6日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年9月27日閲覧。
- ^ abc "GSLV-D5". ISRO. 2014年10月6日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年9月27日閲覧。
- ^ 「GSLV-D5打ち上げビデオ - CE-7.5の推力は9.5%向上して82kNとなり、その後、公称推力73.55kNに戻されました」Doordarshan National TV。2021年12月21日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「ISROが独自の極低温エンジンを開発した経緯」。The Economic Times。2014年1月10日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「インド宇宙研究機関へようこそ - GSLV-D5/GSAT-14ミッション」。2014年1月4日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年1月5日閲覧。
- ^ 「Indigenous Cryogenic Upper Stage Successfully Flight Tested On-board GSLV-D5」 ISRO。2014年1月8日時点のオリジナルよりアーカイブ。2014年1月6日閲覧。
- ^ “GSLV - Isro”. 2015年9月4日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2016年5月31日閲覧。