CE-20
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 Model of CE-20 | |
| 原產國 |  印度 |
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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 |
| 噴管面積比 | 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是一種印度為了給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。
參考資料[編輯]
- ^ High Thrust Cryogenic Engine (CE20) Development. ISRO. [2022-02-16]. （原始內容存檔於2022-02-16） （英語）.
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