CE-20
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![]() Model of CE-20 | |
原產國 | ![]() |
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設計者 | 印度太空研究組織 |
製造者 | 液體推進系統中心 |
用途 | 上升段助推器 |
現狀 | Under Development |
液態 | |
構造 | |
燃燒室 | 1 |
喷管面积比 | 100 |
性能 | |
推力(真空) | 196.5 kN |
燃燒室壓力 | 60.00 bar |
比衝(真空) | 434秒(4.26公里每秒) |
尺寸 | |
淨重 | 588 kg |
參考文獻 | |
參考文獻 | [1] |
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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