Ariane 5 Propulsion Fundamentals - PDF

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PART II: PROPULSION FUNDAMENTALS Ariane 5 : The today’s reference 76 successful launches 90 launches since 4th June 1996 0 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. NEWTON’S THIRD LAW è When one body exerts a force on a second body, the second body simultaneously exerts a force equal in magnitude and opposite in direction on the first body. (Wikipedia source) 1 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. NEWTON’S THIRD LAW è Application to rocket-engine: The rocket is propelled by hot burnt gases ejected through the nozzle and reacting onto Thrust chamber walls The force due to gas pressure on the bottom of the chamber is not compensated for from the outside. The resultant force F due to the internal and external pressure difference, the thrust, is opposite to the direction of the gas jet. It pushes the chamber upwards. 2 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. TSIOLKOVSKY EQUATION è Consider a rocket of initial mass m+ Dm which it launched at time t=0. The fuel is consumed at a constant rate q and is expelled at a constant speed ve relative to the rocket. At time t, the mass of the rocket shell and remaining fuel is m-qt or m-Dm, and the velocity is V. During the time interval t, a mass of fuel qt (or Dm) is expelled. è Conservation of momentum yields (no external force): (m + Dm)V = m(V + DV ) + DmVe è The velocity of the exhaust in the observer frame is related to the velocity of the exhaust in the rocket frame ve : Ve = V - ve dm è Conservation of momentum is recast: mDV = ve Dm with : Dm = -qt = - dt è Assuming ve is time-independent, integral form reads : m § m0 is the total initial mass including propellant mass DV = ve ln 0 mf § mf is the total final mass of the rocket 3 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. ROCKET THRUST è Thrust of propelled systems (EULER equation): F = m! e ve + (Pe - Pa )× Ae m! e is the mass rate of exhausted gas ve is the exhaust velocity of burnt gases in the rocket frame Pa is the atmospheric pressure Pe is the pressure at the exhausted gas (at the exit plane area of the nozzle) A e is the exit plane area of the nozzle è Thrust can be recast as follows: Pe - Pa F = m! eue where ue is the effective velocity: ue = ve + m! e 4 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXHAUST VELOCITY è It can be easily derived by setting the kinetic energy of the exhaust gas equal to the change in enthalpy of the gas as it cools and expands through the nozzle. è To put it in other way, this expresses the conservation of the total enthalpy between the combustion chamber and the nozzle exit under isentropic assumption. 1 cp (Tc - Te ) = (ve - vc ) 2 2 è In combustion chamber, Mach number is relatively low : ve >> vc è Thus the exhaust velocity is : ve = 2cp (Tc - Te ) cp = gR (g - 1)W (g -1) W is the molecular è For isentropic expansion and perfect gas : TP g = Cst weight of hot gases è The exhaust velocity becomes: 12 ìï 2g RT (g -1) g é æP ö ù üï Gas Expansion in ve = í c ê1 - çç e ÷÷ úý nozzle Combustion ïî (g - 1) W êë è Pc ø úû ïþ 5 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. THRUST COEFFICIENT è Thrust ratio is defined by the following ratio: F CF = pc At è It measures the performance of the nozzle: this is a measure of the efficiency with which the nozzle extracts energy from the hot gas in the combustion chamber è For perfect gas assumption, it reads: 12 ìï 2g 2 æ 2 ö(g +1) (g -1) é æ P ö(g -1) g ù üï æP P öA CF = í çç ÷÷ ê1 - çç e ÷÷ ú ý + çç e - a ÷÷ e ïî g - 1 è g + 1 ø êë è Pc ø úû ïþ è Pc Pc ø At Expansion ratio : e CF against expansion ratio for different atmospheric pressures 6 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. CHARACTERISTIC VELOCITY è The characteristic velocity denoted c* is defined by the following ratio : c* = pc At [c ] = éêTL ùú = m / s * m! e ë û è It measures the efficiency of the combustion (completion, purity of the reactants,…) è For perfect gas assumption, it reads: Combustion (g +1) (g -1) -1 2 temperature ì ï æ 2 ö W üï Tc c = íg çç * ÷÷ ý = f (g ) ïî è g + 1 ø RTc ïþ W Molecular weight of combustion products è For H2/O2, c* ~ 2300 m/s 7 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. SPECIFIC IMPULSE è Specific impulse (usually abbreviated Isp) is a measure of the efficiency of rocket. It represents the force with respect to the amount of propellant used per unit time. The higher the specific impulse, the lower the propellant flow rate required for a given thrust, and in the case of a rocket the less propellant needed for a given delta V as per the Tsiolkovsky equation Fvacuum ue,vacuum F ue Ispvacuum = = Isp = = m! e g g m! e g g è ISP and ISPvacuum are linked by : F = m! e gIsp = Fvacuum - Ae Pa = m! e gIspvacuum - Ae Pa 8 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. ESSENTIAL RELATIONS F m! e g Isp CF = = Pc At Pc At F u pc At Isp = = e c* = m! e g g m! e F = m! e c*CF = m! eue = m! e g Isp c*CF = gIsp è Variations in the chamber pressure have a minor influence : a factor of 6 yields only a 0,1% performance increase è On the contrary, only a minor increase of the combustion efficiency (by 1% from 0,96 to 0,97%) yields an increase of the performance about 1% 9 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. PROPULSION PARAMETERS m0 DV = g Isp ln mf PROPULSION STRUCTURE g é ù 2R g æ Pe ö g -1 Tc ê1 - ç ÷ ú 2 Ve = çP ÷ W g -1 ê è c ø ú Technology ê ë ú û Propellant Materials Expansion ratio e choice Combustion pressure Nozzle type 10 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. CHOICE OF PROPELLANTS è Combustion, temperature and exhaust velocity for different propellants (Rocket and spacecraft propulsion – Principles, practice and new developments, 3rd edition, Martin J.L. Turner) 11 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. CHOICE OF PROPELLANTS mOx è In propulsion science, we define the mixture ratio as : RM = m fuel è It is also denoted O/F 12 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. RM & e OPTIMIZATION Influence of RM: H2/O2 case Influence of e : H2/O2 case 13 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EUROPEAN LAUNCHERS è First steps: From Ariane I to Ariane 3 14 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EUROPEAN LAUNCHERS è Ariane IV 15 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EUROPEAN LAUNCHERS è Ariane IV ARIANE 44 L BOEING 747 - 300 Price 570 MF ~ 97 M€ 840 MF Flight duration 20 min 8 heures Life time 20 min 20 years Mass at Lift-off 480 tonnes 360 tonnes Thrust at Lift-off 5400 kN 1000 kN Amount of propellant 435 tonnes 100 tonnes Cost of propellant 60 F / Kg 1 F / Kg Payload 4,5 tonnes 110 tonnes 16 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EUROPEAN LAUNCHERS èAriane V A6 17 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EUROPEAN LAUNCHERS èAriane V 18 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EUROPEAN LAUNCHERS 19 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EUROPEAN LAUNCHERS 20 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. RUSSIAN LAUNCHERS 30 engines of 150t thrust !! 4 flight failures abandon 21 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. RUSSIAN LAUNCHERS èSoyouz 22 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. 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Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. RUSSIAN LAUNCHERS èBuran 25 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. CHEMICAL PROPULSION SYSTEMS è Liquid/Gas propellant è Solid propellant § Monopropellant § Mixed oxidizer and fuel ú Catalytic ignition § External ignition ú Chemical decomposition § Burn to completion § Bipropellant ú Separate oxidizer and fuel ú Hypergolic (spontaneous) ignition ú External ignition è Hybrid propellant ú Storage ‒ Ambient temperature and § Liquid oxidizer, solid fuel pressure § Throttleable ‒ Cryogenic conditions § Start/Stop cycling ‒ Pressurized tanks § Throttleable § Start/Stop cycling 26 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. SOLID PROPULSION: PRINCIPLE Propellant : covering internal walls of the booster; Self-sustained combustion => hot gases, under high pressure, expelled through the nozzle (energy conversion) => Thrust It may appear very simple booster = tank + thrust chamber assembly composed of: pumps injectors cooling circuit combustion chamber MPS 230 No re-ignition possible EAP ignited at the very end of the Ariane V launching sequence 27 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. PROPELLANT SEGMENT SHAPE è Solid propellants are used in forms called grains. A grain is any individual particle of propellant regardless of the size or the shape. è The shape and the size of a propellant bloc determines the burn time, amount of gas, and the rate produced from the burning propellant and, as a consequence, thrust versus time profile. F = m! e g Isp with m! e = r p S cVc Thrust law 28 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. SOLID PROPELLANT? Solid propellant: material subject to a thermal flux generating a surface erosion that produces gases reacting by creating an heat flux, thus sustaining pyrolysis and combustion processes. Composite propellant ingredients : Ammonium Perchlorate (Ox) or Ammonium nitrate Polybutadiène – HTPB or PBAN (combustible binder) Aluminum (metallic fuel) Microscopic cross section of a Propellant combustion composite propergol (JF. Trubert) 29 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLE: 2 MODERN SOLID BOOSTERS 30 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. SOLID PROPELLANT COMBUSTION MODELING Burning rate (Vc) => essential parameter Vc depends on : combustion chamber pressure propellant initial temperature chemical composition granulometry (size of PA grains & alu) => experiences, 1D modeling and more recently numerical simulations taking into account propellant geometry 3D Generation of propellant pack with 2 granulometry 31 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. SOLID PROPELLANT COMBUSTION MODELING è Combustion Instabilities Simulations Extreme conditions ; difficult measurements => numerical simulation => Study of non-stationary phenomena, multi-dimensional, multi-physics and coupled LP6 booster (1/15 du MPS230) ONERA Numerical Simulation of 3D internal flow of LP6 (ONERA.) 32 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. SOLID PROPELLANT COMBUSTION MODELING è Combustion Instabilities Simulation Many studies dealing with acoustic instabilities and two-phase flow influence (aluminum) Wall Vortex Shedding: numerical simulation Numerical simulation of MPS 230 internal flow 33 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLE è Ariane 5 EAP 34 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLE è Ariane V EAP: 35 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. LIQUID PROPULSION, SOMEWHAT COMPLEX? F F F E P P P R H 1 O VULCAIN R 1 TP LH2 TP LOX DM VGC CBJTOS LTO CBJTO LTH CBJPH CBJTH LPRO LEP CBGO1 GG CBGH AG V V VPO G G VPH LEO O H FPHM LEH L L G G O H LCO AC VCO SYNOPTIQUE VULCAIN CP LCH2 LCH1 VCH Schéma fonctionnel fluides VOL 503 présenté en phase propulsée Mise à jour : 02-01-99 LH2 Huile GAM GOX+GHe GH2 GHe Gaz Chaud LOX LHe G.Ch.+GHe 36 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. COMMON ENGINE CYCLES 37 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. ROCKET-ENGINE CHARACTERISTICS è Main stage engines 38 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. ROCKET-ENGINE CHARACTERISTICS è Upper stage engines 39 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. SOLID OR LIQUID PROPULSION? Solid Propulsion Liquid Propulsion è No moving parts è Complex engine è Reliable ignition è Ignition & quenching issues è Thrust determined by propellant è Throttleable bloc geometry è Re-ignitable è High thrust but low performance è Performances (Isp) è Low operating period è High operating period è Can be stored easily è Storage issues Vulcain è Expensive propellant (x100) engine: it doesn’t look so Solid and Liquid Propulsions are simple complementary and not competing This is a matter of technical compromise, cost and sometimes even politics 40 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. ARIANE ENGINES 2002 2006 HM7 HM7 Ou Aestus Vinci Viking Ariane 4 Vulcain Vulcain 2 41 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLES: GAS GENERATOR CYCLE è Vulcain Engine (Ariane 5) 42 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLES: GAS GENERATOR CYCLE è Vulcain Engine (Ariane 5) 43 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLES: GAS GENERATOR CYCLE è Vulcain 2 Engine (Ariane 5) 44 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLES: GAS GENERATOR CYCLE èAriane 5 : Vulcain test 45 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLES: GAS GENERATOR CYCLE è HM7B Engine: Ariane 4 & 5 46 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLE: PRESSURE-FED CYCLE è Aestus engine: Ariane 5 Upper Stage Thrust : 29 kN Propellant : MMH – N2O4 (9,7 tonnes) Isp : 324 s ( e =84 ) Mass : 125 kg Size : height : 2.2 m ; diamètre : 1.3 m Operating period : 1050 s Feeding conditions : Combustion pressure » 10,5 bar : tank pressure » 18,5 bar RM : 2.05 47 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLE: PRESSURE-FED CYCLE è Aestus engine: Ariane 5 Upper Stage 48 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLE: EXPANDER CYCLE è Vinci engine: A5ME, A6 Upper stage 49 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLE: EXPANDER CYCLE è Vinci engine: A5ME, A6 Upper stage Thrust : 180 kN Isp : 464 s Cycle : Expander Re-ignition : 5 times Propellant : LOX - LH2 Combustion Pressure : 60 bar Composite nozzle : Deployable (240:1) : not deployable for A6 50 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLES: STAGED COMBUSTION ENGINES SSME RD0120 51 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma. EXAMPLES: STAGED COMBUSTION ENGINES è SSME rocket engine: Wikipedia source 52 /52 ARIANEGROUP / CONFIDENTIEL / January 2018/ FLTOM/13/0608 Ce document et les informations qu’il contient sont la propriété de Snecma. Ils ne doivent pas être copiés ni communiqués à un tiers sans l’autorisation préalable et écrite de Snecma.