CE-7.5 - CE-7.5
Menşei ülke | Hindistan |
---|---|
İlk uçuş | 15 Nisan 2010 (başarısız) 5 Ocak 2014 (başarılı) |
Tasarımcı | LPSC, Hindistan Uzay Araştırma Örgütü |
Üretici firma | Hindustan Aeronautics Limited ISRO |
Uygulama | Üst kademe güçlendirici |
Durum | Kullanımda |
Sıvı yakıtlı motor | |
İtici | FÜME BALIK / LH2[1] |
Döngü | Aşamalı yanma |
Yapılandırma | |
Bölme | 1 |
Verim | |
İtme (vakum) | 73,5 kN (16,500 lbf)[2] |
Oda basıncı | 5,8 MPa (58 bar) / 7,5 MPa (75 bar) |
bensp (vac.) | 454 saniye (4,45 km / sn) |
Boyutlar | |
Uzunluk | 2,14 m (7,0 ft) |
Çap | 1,56 m (5,1 ft) |
Kuru ağırlık | 435 kilo |
Kullanılan | |
Üst aşaması GSLV Mk.II |
CE-7.5 bir kriyojenik roket motoru tarafından geliştirildi Hindistan Uzay Araştırma Örgütü üst aşamasına güç vermek için GSLV Mk-2 fırlatma aracı. Motor, Kriyojenik Üst Aşama Projesi'nin (CUSP) bir parçası olarak geliştirildi. Yerini aldı KVD-1 (RD-56) Üst aşamaya güç veren Rus kriyojenik motor GSLV Mk-1.
Genel Bakış
CE-7.5 rejeneratif soğutmalı, değişken itme gücü, aşamalı yanma döngüsü roket motoru.[3][4]
Teknik Özellikler
Motorun teknik özellikleri ve temel özellikleri şunlardır:
- Çalışma Döngüsü - Aşamalı yanma[5]
- İtici Yakıt Kombinasyonu - FÜME BALIK / LH2[6]
- Maksimum itme (Vakum) - 73,55 kN[7]
- Çalışma İtme Aralığı (GSLV Mk2 D5 uçuşu sırasında gösterildiği gibi) - 73,55 kN - 82 kN [2][8]
- Motora Özgü Darbe - 454 ± 3 saniye (4,452 ± 0,029 km / sn)[3][5]
- Motor Yanma Süresi (Nom) - 720 saniye[7]
- İtici Kütle - 12800 kg[7]
- İki bağımsız regülatör: itme kontrolü ve karışım oranı kontrolü[6]
- İtme sırasında direksiyon: iki yalpalamalı direksiyon motoruyla sağlanır[6]
Geliştirme
ISRO resmen 1994 yılında Kriyojenik Üst Aşama Projesi başlattı.[9] Motor, 2008 yılında Uçuş Kabul Sıcak Testini başarıyla tamamladı,[5] ve ilk fırlatma için sevk tankları, üçüncü aşama yapıları ve ilgili besleme hatları ile entegre edildi. İlk uçuş denemesi Nisan 2010'da GSLV Mk.II D3 / GSAT-3 görevi sırasında gerçekleşti. Motor ateşlendi, ancak FBTP'nin Sıvı Hidrojenden (LH2) yoksun kalması nedeniyle, Ateşlemeden yaklaşık 34.500 rpm 480 milisaniye sonra bir hıza ulaştıktan sonra Fuel Booster Turbo Pompası (FBTP) kapandığında ateşleme devam etmedi.[2] 27 Mart 2013 tarihinde motor, vakum koşullarında başarıyla test edilmiştir. Motor beklendiği gibi çalıştı ve GSLV Mk-2 roketinin üçüncü aşamasına güç vermeye hak kazandı. 5 Ocak 2014 tarihinde kriyojenik motor başarıyla gerçekleştirildi ve GSAT-14 GSLV-D5 / GSAT-14 görevindeki uydu.[10][11]
Başvurular
ISRO'nun GSLV Mk.II roketinin üçüncü aşamasında CE-7.5 kullanılıyor.[12]
Ayrıca bakınız
Referanslar
- ^ ISRO yetkilileri, "Kriyojenik motor testinin büyük bir başarıya ulaştığını söylüyor". Hint Ekspresi. Alındı 27 Aralık 2013.
- ^ a b c "GSLV-D3". ISRO. Arşivlenen orijinal 16 Nisan 2010'da. Alındı 8 Ocak 2014.
- ^ a b "GSLV-D3 broşürü" (PDF). ISRO. Arşivlenen orijinal (PDF) 7 Şubat 2014.
- ^ "GSLV MkIII, bir sonraki dönüm noktası". Cephe hattı. 7 Şubat 2014.
- ^ a b c "Yerli Kriyojenik Motorun Uçuş Kabul Sıcak Testi Başarılı". ISRO. Alındı 8 Ocak 2014.
- ^ a b c "Yerli Kriyojenik Üst Aşama". Arşivlenen orijinal 6 Ağustos 2014. Alındı 27 Eylül 2014.
- ^ a b c "GSLV-D5". ISRO. Arşivlenen orijinal 6 Ekim 2014. Alındı 27 Eylül 2014.
- ^ "GSLV-D5 fırlatma videosu - CE-7.5 itme gücü% 9,5 artırılarak 82 kN'ye yükseltildi ve ardından tekrar 73,55 kN'lik nominal itme gücüne getirildi". Doordarshan Ulusal TV.
- ^ "ISRO, özgün kriyojenik motoru nasıl geliştirdi". The Economic Times.
- ^ "Arşivlenmiş kopya". Arşivlenen orijinal 4 Ocak 2014. Alındı 5 Ocak 2014.CS1 Maint: başlık olarak arşivlenmiş kopya (bağlantı)
- ^ "Yerli Kriyojenik Üst Aşama Başarıyla Uçuş Testi Yerinde GSLV-D5". ISRO. Arşivlenen orijinal 8 Ocak 2014. Alındı 6 Ocak 2014.
- ^ http://www.isro.gov.in/launchers/gslv