Traduction de «moteur de correction à propergol liquide » (Français → Anglais) :

TERMINOLOGIE

moteur de correction à propergol liquide
vernier liquid engine

moteur de contrôle à propergol liquide
liquid fuel motor

propulseur à liquide [ moteur-fusée à propergol liquide | système de propulsion à propergols liquides | système de propulsion à ergols liquides ]
liquid-propellant rocket engine [ liquid propellant engine | liquid-propellant engine | liquid propellant motor | liquid-propellant motor ]

moteur d'apogée à propergol liquide
liquid propellant apogee engine

propulseur à propergol liquide
liquid-fuelled motor

fusée à propergol liquide
liquid propellant rocket

fusée à propergol liquide | moteur-fusée à propergol liquide
liquid fuel rocket | liquid propellant rocket | liquid rocket

moteur fusée à propergol liquide
liquid rocket engine | liquid rocket motor | liquid-propellant rocket engine | liquid-propellant rocket motor

propergol liquide à base d'hydrazine
hidyne

TRADUCTIONS EN CONTEXTE

Ses activités comprennent la fabrication de moteurs-fusées à propergol liquide et solide pour lanceurs et de systèmes de propulsion électrique pour les satellites.
Its activities include the production of liquid rocket and solid rocket motor propulsion systems for launchers and electric propulsion systems for satellites.

Moteurs fusée à propergol solide, moteurs fusée hybrides ou moteurs fusée à propergol liquide, spécialement conçus pour les systèmes visés à l’alinéa 6-1.A., d’une impulsion totale égale ou supérieure à 1,1 x 10 Ns;
Solid propellant rocket motors, hybrid rocket motors or liquid propellant rocket engines, specially designed for the systems specified in 6-1.A., having a total impulse capacity equal to or greater than 1.1 x 10 Ns;

Toutes les valeurs limites d'émission figurant dans la présente annexe sont définies pour une température de 273,15 K, une pression de 101,3 kPa et après correction en fonction de la teneur en vapeur d'eau des gaz résiduaires, et pour une teneur normalisée en O2 de 6 % dans le cas des installations de combustion moyennes utilisant des combustibles solides, de 3 % dans le cas des installations de combustion moyennes, autres que les moteurs et turbines à gaz, qui utilisent des combustibles liquides et gazeux, et de 15 % dans le cas des moteurs et des turbines à gaz.
All emission limit values set out in this Annex are defined at a temperature of 273,15 K, a pressure of 101,3 kPa and after correction for the water vapour content of the waste gases and at a standardised O2 content of 6 % for medium combustion plants using solid fuels, 3 % for medium combustion plants, other than engines and gas turbines, using liquid and gaseous fuels and 15 % for engines and gas turbines.

1. Toutes les valeurs limites d'émission sont calculées à une température de 273,15 K, à une pression de 101,3 kPa et après correction en fonction de la teneur en vapeur d'eau des gaz résiduaires, et pour une teneur normalisée en O2 de 6 % dans le cas des combustibles solides, de 3 % dans le cas des chaudières utilisant des combustibles liquides et gazeux et de 15 % dans le cas des turbines à gaz et des moteurs à gaz.
1. All emission limit values shall be calculated at a temperature of 273,15 K, a pressure of 101,3 kPa and after correction for the water vapour content of the waste gases and at a standardised O2 content of 6 % for solid fuels, 3 % for boilers using liquid and gaseous fuels and 15 % for gas turbines and gas engines.

a. moteurs fusée à propergol liquide utilisables dans des missiles, autres que ceux visés au paragraphe 9A005, ayant une impulsion totale supérieure ou égale à 1,1 MNs, à l'exception des moteurs d'apogée à propergol liquide conçus ou modifiés pour des applications satellites et présentant toutes les caractéristiques suivantes:
a. Liquid propellant rocket engines usable in "missiles", other than those specified in 9A005, having a total impulse capacity of 1,1 MNs or greater; except liquid propellant apogee engines designed or modified for satellite applications and having all of the following:

g. injecteurs de propergol liquide, dont les orifices individuels ont un diamètre égal ou inférieur à 0,381 mm (une surface égale ou inférieure à 1,14 × 10- 3 cm2 pour les orifices non circulaires) spécialement conçus pour les moteurs à propergol liquide;
g. Liquid propellant injectors, with individual orifices of 0,381 mm or smaller in diameter (an area of 1,14 × 10- 3 cm2 or smaller for non-circular orifices) specially designed for liquid rocket engines;

9A105 Moteurs fusée à propergol liquide comme suit:
9A105 Liquid propellant rocket engines, as follows:

d. moteurs à propergol liquide à impulsions ayant un rapport poussée/poids égal ou supérieur à 1 kN/kg et un temps de réponse (temps nécessaire pour atteindre 90 % de la poussée nominale totale depuis le démarrage) inférieur à 30 ms.
d. Pulsed liquid rocket engines with thrust-to-weight ratios equal to or more than 1 kN/kg and a response time (the time required to achieve 90 % of total rated thrust from start-up) of less than 30 ms.

g. injecteurs de propergol liquide, dont les orifices individuels ont un diamètre égal ou inférieur à 0,381 mm (une surface égale ou inférieure à 1,14 × 10- ³ cm³ pour les orifices non circulaires) spécialement conçus pour les moteurs à propergol liquide;
g. Liquid propellant injectors, with individual orifices of 0,381 mm or smaller in diameter (an area of 1,14 × 10- ³ cm² or smaller for non-circular orifices) specially designed for liquid rocket engines;