CE-7.5

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CE-7.5
原開発国 インドの旗 インド
使用期間 2002
設計者 LPSC
開発企業 ISRO
目的 上段ブースター
現況 現役
液体燃料エンジン
推進薬 液体酸素 / 液体水素[1]
サイクル 二段燃焼サイクル
構成
燃焼室 1
性能
推力 (vac.) 73.5 kN[2]
燃焼室圧力 5.8 MPa / 7.5 MPa
Isp (vac.) 454 秒 (4.45 km/s)
寸法
全長 2.14 m (7.02 ft)
直径 1.56 m (5.11 ft)
乾燥重量 435 kg

CE-7.5インド宇宙研究機関(ISRO)で開発された液体水素/液体酸素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[3]。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[4]

概要[編集]

CE-7.5は再生冷却式推力可変二段燃焼サイクル[5][6]エンジンである。

仕様諸元[編集]

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[7]
  • 推進剤の組み合わせ – 液体酸素 / 液体水素[8]
  • 最大推力 (真空中) – 75 kN[9]
  • 運転推力帯域 (GSLV Mk2 D5 の飛行中に実証済み) – 73.55 kN から82 kN [10][2]
  • 燃焼室圧力 (定格値) – 58 bar[要出典]
  • 推進剤の混合比 (酸化剤/燃料 重量比) – 5.05[要出典]
  • 比推力 - 454 ± 3 秒 (4.452 ± 0.029 km/s)[[7][5]
  • エンジン燃焼時間 (定格値) – 720秒間[9]
  • 推進剤重量 – 12800 kg[9]
  • 2系統の独立した調整装置: 推力制御と混合比の制御[8]
  • 推力偏向: 2軸の操向ジンバルによる[8]

開発[編集]

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。[11] 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[7] 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。[2] 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。[12][13]

搭載機[編集]

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[編集]

エンジンの比較[14]
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) × 1 CE-7.5 × 1
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 73.5 kN 73.5 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[編集]

出典[編集]

  1. ^ Cryogenic engine test a big success, say ISRO officials”. 2013年12月27日閲覧。
  2. ^ a b c GSLV-D3”. ISRO. 2014年1月8日閲覧。
  3. ^ http://www.isro.org/pressrelease/scripts/pressreleasein.aspx?Dec20_2008
  4. ^ http://www.zeenews.com/news619223.html
  5. ^ a b GSLV-D3 brochure”. ISRO. 2014年9月27日閲覧。
  6. ^ GSLV MkIII, the next milestone”. Frontline. 2014年9月27日閲覧。
  7. ^ a b c Flight Acceptance Hot Test Of Indigenous Cryogenic Engine Successful”. ISRO. 2014年1月8日閲覧。
  8. ^ a b c Indigenous Cryogenic Upper Stage”. 2014年9月27日閲覧。
  9. ^ a b c GSLV-D5”. ISRO. 2014年9月27日閲覧。
  10. ^ GSLV-D5 launch video – CE-7.5 thrust was uprated by 9.5% to 82 kN and then brought back to nominal thrust of 73.55 kN”. Doordarshan National TV. 2014年9月27日閲覧。
  11. ^ How ISRO developed the indigenous cryogenic engine”. The Economic Times. 2014年1月8日閲覧。
  12. ^ http://www.isro.gov.in/gslv-d5/mission.aspx
  13. ^ Indigenous Cryogenic Upper Stage Successfully Flight Tested On-board GSLV-D5”. ISRO. 2014年1月6日閲覧。
  14. ^ http://www.isro.org/Launchvehicles/GSLV/gslv.aspx

外部リンク[編集]