CE-20
CE-20Model of CE-20 |
原產國 | 印度 |
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設計者 | 印度太空研究組織 |
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製造者 | 液體推進系統中心(英语:Liquid Propulsion Systems Centre) |
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用途 | 上升段助推器 |
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現狀 | Under Development |
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液態 |
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構造 |
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燃燒室 | 1 |
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喷管面积比 | 100 |
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性能 |
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推力(真空) | 196.5 kN |
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燃燒室壓力 | 60.00 bar |
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比衝(真空) | 434秒(4.26公里每秒) |
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尺寸 |
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淨重 | 588 kg |
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參考文獻 |
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參考文獻 | [1] |
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CE-20是一種印度為了给GSLV-III提供上升段動力而發展的低溫火箭引擎,由液體推進系統中心(印度太空研究組織的附屬機構)開發。它是印度第一個使用燃氣發生器循環的低溫火箭引擎。
参考资料
- ^ High Thrust Cryogenic Engine (CE20) Development. ISRO. [2022-02-16]. (原始内容存档于2022-02-16) (英语).
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| 液体燃料 | | |
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| | 美國 | - F-1
- H-1
- Kestrel
- LR-79
- LR-89
- LR-105
- 默林
- RS-27
- RS-27A
- RS-58
- XLR50
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| 歐盟 | |
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| 俄羅斯 | |
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| 中国 | |
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| 液氧偏二甲肼 低溫常溫混合推進劑 | |
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| 自燃推進劑 | 航空肼50/N2O4 | |
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| UH 25/N2O4 | |
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| MMH/N2O4 | |
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| 其他 | |
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| 固體燃料 | 美国 | |
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| 日本 | |
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| 欧盟 | |
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| 印度 | |
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| 中国 | - FG-02
- FG-36
- FG-46
- FG-47
- SpaB-65
- SpaB-140C
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| 以色列 | |
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