CE-20

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CE-20
Description de cette image, également commentée ci-après
Un modèle informatique de CE-20
Caractéristiques
Type moteur Cycle générateur de gaz
Ergols LH2 / LOX
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
Utilisation premier étage
Statut en développement
Constructeur
Pays Inde
Constructeur Hindustan Aeronautics Limited

Le CE-20 est un moteur-fusée cryogénique indien de 200 kN de poussée en cours de développement en 2017 qui doit propulser l'étage supérieur du lanceur de GSLV MkIII. Sa réalisation est conçue par le Centre de systèmes de propulsion liquides, 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 | modifier le code]

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 28 avril 2015 au centre de test Mahendragiri et réalisé avec succès un essai de combustion de longue durée (635 secondes)[4]. Le 16 juillet 2015, 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 19 février 2016, 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 | modifier le code]

Les spécifications du moteur comme indiquées sur les documents LPSC[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 | modifier le code]

Références[modifier | modifier le code]

  1. Indigenous Cryogenic Engine Tested Successfully ISRO 12 May 2012
  2. GSLV MkIII, the next milestone Frontline 7 February 2014
  3. « Space Transportation », GSLV - Mk III - Status of CE-20, Indian Space Research Organization, (consulté le 29 août 2009)
  4. http://timesofindia.indiatimes.com/india/Isros-desi-cryogenic-engine-test-successful/articleshow/47090046.cms
  5. http://isro.gov.in/update/20-jul-2015/indigenously-developed-high-thrust-cryogenic-rocket-engine-successfully-ground
  6. story/ISRO upbeat as indigenous cryo engine passes test The Hindu, 19 February 2016
  7. « LPSC Handouts at Aer India-2009 », Specifications of CE-20, Liquid Propulsion Systems Centre, (consulté le 29 août 2009)

Liens externes[modifier | modifier le code]