fbpx
Wikipedia

RD-120

Abril 13, 2023

El RD-120 ( Índice GRAU 11D123 ) es un motor de cohete de propergoles líquidos, optimizado para su empleo en la etapa superior de quema RG-1 (queroseno refinado ) y LOX en un ciclo de combustión por etapas rico en oxidante, con una relación Oxidante/Combustible de 2,6. [1]​[2]​[3]​ Se utiliza en la segunda etapa de la familia de vehículos de lanzamiento Zenit.[4]​ Tiene una única cámara de combustión fija y, por lo tanto, en el Zenit se combina con el motor vernier RD-8. El motor ha sido desarrollado entre 1976 y 1985 por NPO Energomash liderando el desarrollo VP Radovsky.[2]​ Es fabricado por empresa Yuzhmash en Ucrania junto con la mayor parte del cohete.[5]​

RD-120 (РД-120)
País de origen Unión Soviética/Rusia
Fabricante Yuzhmash
Aplicación Upper stage
Cohete de combustible líquido
Propergol RP-1 / LOX
Ciclo Combustión escalonada
Rendimiento
Empuje (vacío)

Estandard: 834 kN

Mejorado: 912 kN
Empuje (por peso) Estandard: &&&&&&&&&&&&&075.55000075,55
Mejorado: &&&&&&&&&&&&&082.66000082,66
Presión de la cámara Estandard: 162.8 bar
Mejorado: 178.1 bar
Impulso (vacío) 350 segundos
Tiempo de quemado 315 segundos
[editar datos en Wikidata]

Historia

Diseño

Durante el desarrollo inicial del programa Buran del 11D77, el vehículo de lanzamiento más tarde conocido como Zenit, a KBKhA se le había asignado el desarrollo del motor de la segunda etapa, como lo habían hecho para los vehículos Protón y Soyuz. Pero dadas las dificultades para NPO Energomash en el desarrollo del RD-123 (que más tarde se conocería como el RD-170), derivaron el desarrollo del motor de hidrógeno / oxígeno a KBKhA. Este proyecto, análogo al estadounidense SSME, fue el proyecto RD-130 dentro de NPO Energomash. Pero cuando KBKhA abordó el desarrollo, lo renombró RD- 0120, lo cual es una fuente de confusión pues existe otro motor con la denominación RD-0120. A cambio de que abordaran el difícil desarrollo del motor de propulsión criogénico, Energomash asumió la responsabilidad de desarrollar el motor de segunda etapa del 11D77, que eventualmente se conocería como el RD-120.[6]​ El hecho de que el RD-120 y el RD-0120 tuvieran esta concepción similar, dentro del mismo programa, y con un intercambio de oficinas de diseño, ayuda a aumentar la confusión.

El 16 de marzo de 1976, de acuerdo con el Decreto del Comité Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS se aprobó el desarrollo de Zenit, el RD-171 y el RD-120.[7]​ En abril de 1976, la Oficina de diseño Yuzhnoye suministró a NPO Energomash los requisitos finales para la primera y segunda etapa de la 11D77. Uno de los efectos deseables de encargar la propulsión de la primera y segunda etapa en el mismo diseñador, fue que podían aprender sus lecciones sobre motores de combustión por etapas en el motor, más pequeño y simple, de la etapa superior del cohete, y luego aplicarlos a la primera etapa más grande e innovadora el RD-170. NPO Energomash ya había trabajado en un prototipo de motor de combustión por etapas de queroseno / oxígeno en ese rango de parámetros, basado en el motor hipergólico RD-268, que ya estaba en producción en serie en Yuzhmash.[8]​[9]​

Tecnología

El RD-120 funciona con queroseno y oxígeno líquido (LOX) y consta de una cámara de combustión principal y otra secundaria, una turbobomba y un generador de gas. Está respaldado por un motor RD-8 adicional con cuatro boquillas de control que se pueden girar 33 ° para controlar la dirección.

Otra característica especial del motor es que la potencia se puede reducir al 80% para reducir la carga en la estructura del cohete poco antes de apagar el motor. Al igual que el RD-253, gracias al ciclo de combustión por etapas, la turbina para accionar las bombas de combustible se encuentra dentro de la cámara de precombustión (circuito cerrado). Para este propósito, se alimenta la cantidad total del oxidante y una pequeña parte del combustible, que se quema allí a baja temperatura y acciona la turbina. El gas de escape de la cámara de precombustión luego pasa a las cámaras de combustión principales, donde se suministra y se quema la parte principal del combustible. Este diseño significa que el motor no pierde gas de transmisión para las bombas, incluso con la enorme presión de la cámara de combustión de más de 160 bar.

Pruebas

En febrero de 1977, se terminó el diseño preliminar,[7]​ y el 31 de enero de 1979 se realizó la primera prueba de encendido del RD-120.[7]​ Hasta 1982, se produjeron modelos experimentales en NPO Energomash; posteriormente, el motor se transfirió a producción en serie en Yuzhmash. Hasta 1985, se realizaron pruebas en tierra.[7]​

El RD-120 tuvo un debut complicado, el 13 de abril de 1985 la segunda etapa falló en su primer vuelo, también en el segundo, 21 de junio de 1985, y el cuarto, 28 de diciembre de 1985. Si bien solo la primera falla pudo atribuirse al RD-120. Las primeras pruebas de vuelo estaban programadas para el 12 de abril de 1985. Ese día, una tormenta de polvo se levantó en el cosmódromo de Baikonur. Y finalmente se pospuso al día siguiente. El 13 de abril, el lanzamiento fue exitoso, pero a los 410 segundos del tanque de queroseno del RD-120 se agotó debido al ajuste incorrecto del regulador de consumo de combustible. El problema fue que ar recibir el comando de reducir el consumo de queroseno, el regulador lo aumentó.[10]​[11]​[12]​ El segundo lanzamiento del cohete Zenit, 21 de junio de 1985, no tuvo éxito en la segunda etapa pero el RD-120 funcionó correctamente, el fallo se debió a un mal funcionamiento del motor de dirección RD-8 , explotó al final de la sección activa, aunque la misión general del vuelo se completó. La causa del mal funcionamiento fue la obstrucción del filtro en la válvula de entrada del oxidante. El 22 de octubre del mismo año, tuvo lugar el tercer lanzamiento del Zenith con un éxito total.[11]​[13]​[14]​

Finalmente, demostró su valía, y en diciembre de 1987, el RD-120 (y el Zenit) se consideraron aptos.[7]​ Pero en los años de la disolución soviética, la segunda etapa falló dos veces seguidas el 30 de agosto de 1991 y el 5 de febrero de 1992. Zenit tuvo otras fallas en la segunda etapa, pero solo la primera se ha atribuido directamente al RD-120.[15]​

Durante los años 1990, el Jefe del Departamento de Propulsión de NPO Energomash y el diseñador líder, VK Chvanov, recibieron el Premio Estatal por la creación del RD-120.[7]​

Exportación

Entre el 11 y el 18 de octubre de 1995, el RD-120 se convirtió en el motor de cohete ruso que por primera vez en la historia, realizó pruebas de encendido en los Estados Unidos. Las pruebas se realizaron en el banco de pruebas E-8 de Pratt & Whitney para evaluar el rendimiento del RD-120 con combustible estadounidense y, en general, la idoneidad de este motor para su instalación en cohetes estadounidenses. Las pruebas tuvieron éxito.[16]​ Además, se consideró la opción de usar el RD-120 en la nave espacial reutilizable X-34, diseñada por Orbital Sciences. Las pruebas han demostrado que, en comparación con otro candidato, el estadounidense RS-27, el motor ruso era más potente y, por lo tanto, preferible. Sin embargo, en 1996, el trabajo en el X-34 se suspendió, y posteriormente el proyecto se canceló.[17]​

Versiones

Este motor ha tenido dos versiones operativas y algunas variaciones propuestas:

  • RD-120 ( índice GRAU 11D123): Versión original desarrollada para la segunda etapa del Zenit-2 . [4]​ Las características principales es que utiliza una turbobomba vertical, ya que el tanque de combustible es un toro y el motor tiene que encajar en el orificio central.[2]​[18]​
  • RD-120 (empuje aumentado) ( Índice GRAU 11D123): versión aumentada de empuje desarrollada para la segunda etapa del Zenit-3SL . [4]​[1]​ Algunos autores lo identificaron como el RD-120M ( Índice GRAU 11D123M).
  • RD-120K: Proyecto para un desarrollo desconocido de primera etapa. Había reducido el área de expansión y se hicieron mdificaciones en los subsistemas para reducir la longitud total. [2]​Tuvo suficiente desarrollo como para realizar algunas pruebas de encendido.[4]​[1]​[19]​
  • RD-120M: Versión propuesta para el programa X-34. Agregó una montura con gimbaled y fue disparada en los Estados Unidos.[20]​[21]​
  • RD-120U: Versión propuesta para el ULV-22.[22]​
  • RD-146 [23]​
  • RD-182: Versión metano/ LOX del RD-120K. Propuesto para el proyecto de vehículo de lanzamiento Riksha de la Oficina de Diseño de Cohetes Makeyev .[24]​[25]​[26]​
  • RD-182M: Versión LNG / LOX del RD-182. Propuesto para el proyecto de vehículo de lanzamiento Vozdushnyy Start. [27]​
  • RD-870: Versión ucraniana de RD-120K con cámara de combustión producida en Rusia reemplazada por motores RD-263 modificados de las existencias, desarrollada por Yuzhnoye Design Bureau para su uso en la primera etapa de Cyclone-4M SLV.[28]​
Familia de motores RD-120
Nombre RD-120 RD-120
(empuje aumentado) 		RD-120K RD-870
Código GRAU 11D123 11D123
11D123M?
Años de desarrollo 1976–1985 2001–2003 1986– 2016–
Tipo de motor motor cohete de combustión escalonada rica en oxidante con propergoles líquidos para la etapa superior
Propergoles RG-1/LOX (O/F 2,6)
Presión de la cámara 16,28 MPa 17,81 MPa 17,63 MPa 16 MPa
Empuje (Vac) 833,6 kN 912 kN 853,2 kN 867,5 kN
Empuje (SL) N/A N/A 784,5 kN 781 kN
Isp (Vac) 350 s 50 s 330 s 332 s
Isp (SL) N/A N/A 304.4 s 298 s
Aceleración 70–110% 70–110% 50–105% 98.5–101.5%
Expansión en la boquilla 114.5 114.5 49.6 N/A
Tiempo de encendido 290 segundos 290 segundos 305 segundos 200 segundos
Vida del motor 2.200 segundos 2.200 segundos 2.200 segundos N/A
Longitud 3872 mm 3872 mm 2435 mm 2746 mm
Diámetro 1954 mm 1954 mm 1400 mm 1436 mm
Peso 1125 kg 1125 kg 1080 kg 1280 kg
Empleado en Zenit-2 Segunda Etapa Zenit-3SL Segunda Etapa Proyecto Cyclone-4M Primera Etapa
Primer lanzamiento 1985-04-13 1999-03-28 N/A N/A
Estatus In Producción En Producción Proyecto Proyecto
Referencías [4]​[1]​[2]​[3]​[5]​[28]​

Motores derivados

 
Árbol filogenético del motor RD-120

Sin considerar las variaciones directas del RD-120, este motor muy influyente ha sido la base de muchos motores que abarcan derivados en cuatro países. El RD-801 y el RD-810 de Ucrania, el YF-100 y el YF-115 de China, así como el SCE-200 de la India , se remontan directamente al RD-120. La base de motores de la familia soviética / rusa RD-170 se desarrolló a partir de las lecciones aprendidas del proyecto RD-120.

Familia RD-170

El RD-120 se usó como la primera aplicación práctica de la combustión por etapas rica en oxidante con propelente de queroseno en NPO Energomash , antes de abordar desarrollo del RD-170. Entonces, si bien esta familia posterior de motores tiene parámetros de rendimiento más agresivos y el proyecto original (el RD-123) es anterior al RD-120, de hecho fue el primer diseño real del desarrollo de la serie.[8]​

RD-801 y RD-810

Si bien la experiencia de propulsión de Yuzhnoye había sido principalmente en motores de propergoles hipergólicos, como el RD-855 o RD-861, se consideraban demasiado tóxicos para los estándares ecológicos de la época. [3]​[29]​ Mientras que todavía ofrecen para desarrollar la propulsión hipergólico, como el motor RD-843 de la etapa AVUM de Vega o para el proyecto Tsyklon-4, para la familia de vehículos de lanzamiento Mayak más amigable con el medio ambiente se decantó por la mezcla queroseno y LOX .[30]​

Yuzhnoye no solo había dominado el ciclo más complejo para el propelente ( ciclo de combustión por etapas rico en oxidantes) con el RD-8, sino que había trabajado estrechamente con NPO Energomash durante el programa RD-120. La fabricación se realiza en su compañía hermana Yuzhmash en Ucrania, y el proyecto de aumento de empuje RD-120 de 2001 a 2003 había sido un proyecto mixto entre las tres compañías.[30]​

Sobre la base de esta experiencia, se propuso una familia de motores derivados. El RD-805 y el RD-809 son en su mayoría modificaciones del RD-8, pero los miembros de la familia RD-801 y RD-810 pueden considerarse verdaderos descendientes del RD-120.[30]​ Una característica de esta familia es mantener la temperatura de salida del quemador limitada por debajo de 500 °C[30]​

SCE-200

El 2 de junio de 2005, India y Ucrania firmaron el Acuerdo Marco entre el Gobierno de Ucrania y el Gobierno de la República de India sobre Cooperación en los usos pacíficos del espacio ultraterrestre, que entraría en vigor el 15 de febrero de 2006.[31]​ Según la información no confirmada obtenida por WikiLeaks, este contrato implicaba la transferencia de planos solo para un motor de cohete por parte de la Oficina de Diseño de Yuzhnoye .[32]​[33]​[34]​ Según el comunicado de prensa oficial el 26 de marzo de 2013 del Ministerio de Desarrollo Económico y Comercio de Ucrania, el desarrollo de un motor de cohete para vehículos de lanzamiento de la India se inició en 2006 bajo un proyecto conjunto indio-ucraniano llamado "Jasmine ".[35]​[36]​

Los planos del motor supuestamente transferidos por Ucrania a la India, han sido identificados como el modelo RD-810.[37]​ Dado que la transferencia excluyó específicamente los métodos y software de análisis de ingeniería, los indios, de hecho, tuvieron que desarrollar la mayoría de las tecnologías y modelos de ingeniería para fabricar y certificar el motor.[32]​[33]​[34]​ Dadas las especificaciones prácticamente idénticas al RD-810, y el hecho de que incluso los indios usaron los renders Yuzhnoye del motor en sus presentaciones, puede considerarse al menos fuertemente influenciado por el RD- 120[38]​ [39]​

YF-100 y YF-115

Durante la década de 1990, los chinos adquirieron dos o tres motores RD-120, y posiblemente algo de documentación. [40]​[41]​ Esto les permitió arrancar su programa de motor de combustión por etapas de queroseno autóctono, el YF-100 y el YF-115 .[41]​ Según un cable de WikiLeaks con fecha, 28 de septiembre de 2007, el gobierno ucraniano niega cualquier participación de la industria ucraniana en esa transferencia, y afirma que no hubo ninguna participación, al menos hasta 2007, con la 11.ª y 4.ª Academia china con respecto a la transferencia de tecnología RD-120.[40]​[42]​[43]​[44]​

DE manera análoga a la India y el RD-810, la transferencia de los motores y los planos solo ayuda en el desarrollo. Pero se necesitó diez años de investigación, requiriendo el dominio de 70 tecnologías clave, 50 nuevos materiales y la construcción de 61 juegos de motores con un total combinado de más de 40,000 segundos de ignición hasta 2013.[45]​[46]​

Comparativa entre los motores derivados del RD-120

RD-120 y derivados
Nombre RD-120 RD-120
(empuje aumentado) 		RD-191 YF-100 RD-801 RD-810 SCE-200
Índice GRAU 11D123 11D123
11D123M?
País de Origen Unión Soviética Rusia/Ucrania Rusia China Ucrania Ucrania India
Diseñador NPO Energomash NPO Energomash/Yuzhnoye NPO Energomash AALPT Yuzhnoye ISRO
Años de desarrollo 1976–1985 2001–2003 1999–2011 2000–2015 2005– 2005– 2005–
Tipo de motor motor cohete de combustión escalonada rica en oxidante con propergoles líquidos para la etapa superior
Propergoles RG-1/LOX (O/F 2.6) Queroseno/LOX (O/F 2.6) RG-1/LOX (O/F 2.65) Isrosene/LOX (O/F 2.65)
Presión en la cámara 16.28 MPa 17.81 MPa 25.75 MPa 18 MPa 18 MPa 18 MPa 18 MPa
Empuje (Vac) 833.6 kN 912 kN 2090 kN 1340 kN 1340 kN 2105 kN 2030 kN
Empuje (nm) N/A N/A 1920 kN 1200 kN 1198 kN 1876 kN 1820 kN
Isp (Vac) 350 s (3,4 km/s) 350 s (3,4 km/s) 337,5 s (3,310 km/s) 335 s (3,29 km/s) 336 s (3.30 km / s) 335,5 s (3,290 km/s) 335 s (3,29 km/s)
Isp (nm) N/A N/A 311,2 s (3,052 km/s) 300 s (2,9 km/s) 300.7 s (2.949 km/s) 299 s (2.93 km/s) 299 s (2.93 km/s)
aceleración 70–110% 70–110% 27–105% 65–100% N/A N/A 65–105%
Expansión de tobera 114.5 114.5 37 35 N/A N/A N/A
Tiempo de encendido 290 segundos 290 segundos 325 segundos 155 segundos 200 segundos N/A N/A
Longitud 3872 mm 3872 mm 3780 mm N/A N/A N/A N/A
Diámetro 1954 mm 1954 mm 2100 mm 1338 mm N/A N/A N/A
Peso 1125 kg 1125 kg 2200 kg N/A 1630 kg 2800 kg 2700 kg
Usado en Zenit-2 Segunda etapa Zenit-3SL Segunda etapa Angara LM-5, LM-6
y LM-7		 Mayak Mayak ULV
Primer Lanzamiento 13 de abril de 1985 28 de marzo de 1999 9 de julio de 2014 20 de septiembre de 2015 N/A N/A N/A
Estatus Retirado En Producción En Producción En Producción Proyecto Proyecto En Desarrollo
Referencias [4]​[1]​[2]​[3]​[5]​

Entradas relacionadas

Fabrícción

Utilización

  • Zenit : vehículo de lanzamiento que utilizó el RD-120 como segunda etapa.

Motores derivados

  • YF-100 : motor chino que supuestamente se basa en la tecnología RD-120.[47]​
  • RD-810 : motor ucraniano basado en la tecnología RD-120.
  • SCE-200 : motor indio supuestamente basado en la tecnología RD-120.[47]​

Referencias

  1. ↑ . NPO Energomash. Archivado desde el original el 7 de noviembre de 2014. Consultado el 20 de junio de 2015. 
  2. ↑ Энергомаш, научно-производственное объединение энергетического машиностроения имени академика В.П.Глушко, государственное предприятие [State Enterprise Academician V.P. Glushko Energomash Research and Production Association of Power Engineering]. The Aerospace Thermal Technology Department of the Moscow Aviation Institute. 16 de octubre de 1998. Consultado el 6 de agosto de 2015. 
  3. ↑ «Двигатели 1944-2000: Аавиационные, Ракетные, Морские, Промышленные» [Aviadvigatel 19442-2000: Aviation, rocketry, naval and industry] (PDF) (en russian). pp. 265-266. Consultado el 25 de julio de 2015. 
  4. ↑ . NPO Energomash. Archivado desde el original el 16 de noviembre de 2016. Consultado el 14 de julio de 2015. 
  5. ↑ «Liquid rocket engine RD-120». Yuzhmash. Consultado el 6 de agosto de 2015. 
  6. Hendrickx, Bart; Vis, Bert (4 de octubre de 2007). Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle (UK 2007 edición). Springer. pp. 66-67. ISBN 978-0-387-69848-9. Consultado el 5 de agosto de 2015. 
  7. ↑ (en russian). NPO Energomash. Archivado desde el original el 7 de diciembre de 2016. Consultado el 7 de agosto de 2015. 
  8. ↑ Hendrickx, Bart; Vis, Bert (4 de octubre de 2007). Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle (UK 2007 edición). Springer. p. 79. ISBN 978-0-387-69848-9. Consultado el 5 de agosto de 2015. 
  9. . NPO Energomash. Archivado desde el original el 18 de noviembre de 2014. Consultado el 7 de agosto de 2015. 
  10. ««Зенит». Ракета-носитель среднего класса. Концепция «безлюдный старт»» (en ruso). Space1.ru. Archivado desde el original el 24 de agosto de 2011. Consultado el 27 de noviembre de 2010. 
  11. ↑ ««Зенит»» (en ruso). Buran.ru. Consultado el 27 de noviembre de 2010. 
  12. «Ракета-носитель ЗЕНИТ» (en ruso). Space-russia.narod.ru. Consultado el 27 de noviembre de 2010. 
  13. «ЖРД РД-170 (11Д521) и РД-171 (11Д520)» (en ruso). Rocket Propulsion Analysis (RPA). Archivado desde el original el 24 de agosto de 2011. Consultado el 27 de noviembre de 2010. 
  14. В. Антипов (2000). Новости космонавтики, ed. «15 лет первому пуску «Зенита»» (en ruso) 209. ФГУП ЦНИИмаш. Consultado el 27 de noviembre de 2010. 
  15. Ed Kyle (25 de agosto de 2014). «Space Launch Report: Zenit Data Sheet». Space Launch Report. Consultado el 6 de agosto de 2015. 
  16. «Pratt&Whitney conducts the first U.S. test firing of a production russian rocket engine» (en inglés). HighBeam® Research. Archivado desde el original el 5 de julio de 2012. Consultado el 27 de noviembre de 2010. 
  17. «The Policy Origins of the X-33. Part VII: The X-34» (en inglés). NASA Headquarters. Archivado desde el original el 5 de julio de 2012. Consultado el 27 de noviembre de 2010. 
  18. Zak, Anatoly (31 de enero de 2013). «Stage II of Zenit rocket». RussianSpaceWeb.com. Consultado el 6 de agosto de 2015. 
  19. Wade, Mark. «RD-120K». Encyclopedia Astronautica. Consultado el 11 de agosto de 2015. 
  20. «The Policy Origins of the X-33. Part VII: The X-34». NASA Headquarters. 25 de marzo de 2000. Consultado el 9 de agosto de 2015. 
  21. «Pratt & Whitney conducts the first U.S. test firing of a production Russian rocket engine». PR Newswire. 11 de octubre de 1995. Consultado el 9 de agosto de 2015. 
  22. Brügge, Norbert. «ULV-22 (Edinstvo)». B14643.de. Consultado el 11 de agosto de 2015. 
  23. http://www.astronautix.com/r/rd-146.html
  24. Wade, Mark. «RD-182». Encyclopedia Astronautica. Consultado el 11 de agosto de 2015. 
  25. Brügge, Norbert. «Riksha». B14643.de. Consultado el 11 de agosto de 2015. 
  26. Brügge, Norbert. «Propulsion Riksha». B14643.de. Consultado el 11 de agosto de 2015. 
  27. Wade, Mark. «RD-182M». Encyclopedia Astronautica. Consultado el 11 de agosto de 2015. 
  28. ↑ http://www.russianspaceweb.com/rd870.html
  29. Hendrickx, Bart; Vis, Bert (4 de octubre de 2007). Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle (UK 2007 edición). Springer. p. 80. ISBN 978-0-387-69848-9. 
  30. ↑ Degtyarev, A . V.; Shulga, V . A.; Zhivotov, A . I.; Dibrivny, A . V. (2013). (PDF). Авиационно - космическая техника и технология (en russian) (National Aerospace university them. NE Zhukovsky). 2013 nr. 01 (98): 44-50. ISSN 1727-7337. Archivado desde el original el 16 de agosto de 2016. Consultado el 14 de julio de 2016. 
  31. . Ministry of Foreign Affairs of Ukraine. Archivado desde el original el 28 de noviembre de 2015. Consultado el 10 de agosto de 2015. 
  32. ↑ «UKRAINE: APPEAL FOR USG FORBEARANCE ON INDIA SPACE PROGRAM COOPERATION». WikiLeaks. 7 de septiembre de 2007. Consultado el 10 de agosto de 2015. 
  33. ↑ «UKRAINE: U.S. FEEDBACK ON SLV ENGINE COOPERATION WITH INDIA AND MIXER CASE». WikiLeaks. 28 de septiembre de 2007. Consultado el 10 de agosto de 2015. 
  34. ↑ «UKRAINE: YUZHNOYE AND ISRO PROPOSED ROCKET COOPERATION». WikiLeaks. 21 de mayo de 2008. Consultado el 10 de agosto de 2015. 
  35. «Урядовий портал :: Україна розробляє ракетний двигун для індійської ракети-носія». www.kmu.gov.ua. Consultado el 15 de marzo de 2016. 
  36. «Урядовий портал :: Ukraine designs rocket for Indian launch vehicle». www.kmu.gov.ua. Consultado el 15 de marzo de 2016. 
  37. Brügge, Norbert (11 de julio de 2016). «ULV Propulsion». B14643.de. Consultado el 18 de julio de 2016. 
  38. . Archivado desde el original el 8 de diciembre de 2015. 
  39. Gunter Dirk Krebs (28 de junio de 2015). «Zenit-3». Gunter's Space Page. Consultado el 25 de julio de 2015. 
  40. ↑ «UKRAINE/MTCR/NSG: CENTRIFUGAL CHARGING PUMPS TO CHINA/CHINESE RD-120 DEVELOPMENT». WikiLeaks. 28 de septiembre de 2007. Consultado el 10 de agosto de 2015. 
  41. ↑ . SinoDefence. Archivado desde el original el 3 de julio de 2015. Consultado el 2 de julio de 2015. 
  42. «UKRAINE/NIAG 6167: PAKISTAN HEAVY WATER PURCHASE AND CHINESE INTEREST IN RD-120 ROCKET ENGINE». WikiLeaks. 5 de diciembre de 2006. Consultado el 10 de agosto de 2015. 
  43. «UKRAINE: YUZHNOYE LIQUID FUEL ROCKET COOPERATION WITH CHINA». WikiLeaks. 30 de marzo de 2007. Consultado el 10 de agosto de 2015. 
  44. «UKRAINE/MTCR: TRAINING TO CHINA FOURTH ACADEMY AND RD-120 UPDATE». WikiLeaks. 7 de mayo de 2007. Consultado el 10 de agosto de 2015. 
  45. «120吨级液氧煤油发动机项目验收» [120-ton liquid oxygen kerosene engine project acceptance] (en chino). CASC. 1 de junio de 2012. Consultado el 2 de julio de 2015. 
  46. «YF-100» (en chino). Consultado el 2 de julio de 2015. 
  47. ↑ Brügge, Norbert. «The family of the rocket engine Energomash RD-120». B14643.de. Consultado el 6 de agosto de 2015. 
  •   Datos: Q574440

Abril 13, 2023
Índice, grau, 11d123, motor, cohete, propergoles, líquidos, optimizado, para, empleo, etapa, superior, quema, queroseno, refinado, ciclo, combustión, etapas, rico, oxidante, relación, oxidante, combustible, utiliza, segunda, etapa, familia, vehículos, lanzamie. El RD 120 Indice GRAU 11D123 es un motor de cohete de propergoles liquidos optimizado para su empleo en la etapa superior de quema RG 1 queroseno refinado y LOX en un ciclo de combustion por etapas rico en oxidante con una relacion Oxidante Combustible de 2 6 1 2 3 Se utiliza en la segunda etapa de la familia de vehiculos de lanzamiento Zenit 4 Tiene una unica camara de combustion fija y por lo tanto en el Zenit se combina con el motor vernier RD 8 El motor ha sido desarrollado entre 1976 y 1985 por NPO Energomash liderando el desarrollo VP Radovsky 2 Es fabricado por empresa Yuzhmash en Ucrania junto con la mayor parte del cohete 5 RD 120 RD 120 Pais de origenUnion Sovietica RusiaFabricanteYuzhmashAplicacionUpper stageCohete de combustible liquidoPropergolRP 1 LOXCicloCombustion escalonadaRendimientoEmpuje vacio Estandard 834 kN Mejorado 912 kNEmpuje por peso Estandard amp amp amp amp amp amp amp amp amp amp amp amp amp 075 550000 75 55 Mejorado amp amp amp amp amp amp amp amp amp amp amp amp amp 082 660000 82 66Presion de la camaraEstandard 162 8 bar Mejorado 178 1 barImpulso vacio 350 segundosTiempo de quemado315 segundos editar datos en Wikidata Indice 1 Historia 1 1 Diseno 1 2 Tecnologia 1 3 Pruebas 1 4 Exportacion 2 Versiones 3 Motores derivados 3 1 Familia RD 170 3 2 RD 801 y RD 810 3 3 SCE 200 3 4 YF 100 y YF 115 3 5 Comparativa entre los motores derivados del RD 120 4 Entradas relacionadas 4 1 Fabriccion 4 2 Utilizacion 4 3 Motores derivados 5 ReferenciasHistoria EditarDiseno Editar Durante el desarrollo inicial del programa Buran del 11D77 el vehiculo de lanzamiento mas tarde conocido como Zenit a KBKhA se le habia asignado el desarrollo del motor de la segunda etapa como lo habian hecho para los vehiculos Proton y Soyuz Pero dadas las dificultades para NPO Energomash en el desarrollo del RD 123 que mas tarde se conoceria como el RD 170 derivaron el desarrollo del motor de hidrogeno oxigeno a KBKhA Este proyecto analogo al estadounidense SSME fue el proyecto RD 130 dentro de NPO Energomash Pero cuando KBKhA abordo el desarrollo lo renombro RD 0120 lo cual es una fuente de confusion pues existe otro motor con la denominacion RD 0120 A cambio de que abordaran el dificil desarrollo del motor de propulsion criogenico Energomash asumio la responsabilidad de desarrollar el motor de segunda etapa del 11D77 que eventualmente se conoceria como el RD 120 6 El hecho de que el RD 120 y el RD 0120 tuvieran esta concepcion similar dentro del mismo programa y con un intercambio de oficinas de diseno ayuda a aumentar la confusion El 16 de marzo de 1976 de acuerdo con el Decreto del Comite Central del PCUS y el Consejo de Ministros de la URSS se aprobo el desarrollo de Zenit el RD 171 y el RD 120 7 En abril de 1976 la Oficina de diseno Yuzhnoye suministro a NPO Energomash los requisitos finales para la primera y segunda etapa de la 11D77 Uno de los efectos deseables de encargar la propulsion de la primera y segunda etapa en el mismo disenador fue que podian aprender sus lecciones sobre motores de combustion por etapas en el motor mas pequeno y simple de la etapa superior del cohete y luego aplicarlos a la primera etapa mas grande e innovadora el RD 170 NPO Energomash ya habia trabajado en un prototipo de motor de combustion por etapas de queroseno oxigeno en ese rango de parametros basado en el motor hipergolico RD 268 que ya estaba en produccion en serie en Yuzhmash 8 9 Tecnologia Editar El RD 120 funciona con queroseno y oxigeno liquido LOX y consta de una camara de combustion principal y otra secundaria una turbobomba y un generador de gas Esta respaldado por un motor RD 8 adicional con cuatro boquillas de control que se pueden girar 33 para controlar la direccion Otra caracteristica especial del motor es que la potencia se puede reducir al 80 para reducir la carga en la estructura del cohete poco antes de apagar el motor Al igual que el RD 253 gracias al ciclo de combustion por etapas la turbina para accionar las bombas de combustible se encuentra dentro de la camara de precombustion circuito cerrado Para este proposito se alimenta la cantidad total del oxidante y una pequena parte del combustible que se quema alli a baja temperatura y acciona la turbina El gas de escape de la camara de precombustion luego pasa a las camaras de combustion principales donde se suministra y se quema la parte principal del combustible Este diseno significa que el motor no pierde gas de transmision para las bombas incluso con la enorme presion de la camara de combustion de mas de 160 bar Pruebas Editar En febrero de 1977 se termino el diseno preliminar 7 y el 31 de enero de 1979 se realizo la primera prueba de encendido del RD 120 7 Hasta 1982 se produjeron modelos experimentales en NPO Energomash posteriormente el motor se transfirio a produccion en serie en Yuzhmash Hasta 1985 se realizaron pruebas en tierra 7 El RD 120 tuvo un debut complicado el 13 de abril de 1985 la segunda etapa fallo en su primer vuelo tambien en el segundo 21 de junio de 1985 y el cuarto 28 de diciembre de 1985 Si bien solo la primera falla pudo atribuirse al RD 120 Las primeras pruebas de vuelo estaban programadas para el 12 de abril de 1985 Ese dia una tormenta de polvo se levanto en el cosmodromo de Baikonur Y finalmente se pospuso al dia siguiente El 13 de abril el lanzamiento fue exitoso pero a los 410 segundos del tanque de queroseno del RD 120 se agoto debido al ajuste incorrecto del regulador de consumo de combustible El problema fue que ar recibir el comando de reducir el consumo de queroseno el regulador lo aumento 10 11 12 El segundo lanzamiento del cohete Zenit 21 de junio de 1985 no tuvo exito en la segunda etapa pero el RD 120 funciono correctamente el fallo se debio a un mal funcionamiento del motor de direccion RD 8 exploto al final de la seccion activa aunque la mision general del vuelo se completo La causa del mal funcionamiento fue la obstruccion del filtro en la valvula de entrada del oxidante El 22 de octubre del mismo ano tuvo lugar el tercer lanzamiento del Zenith con un exito total 11 13 14 Finalmente demostro su valia y en diciembre de 1987 el RD 120 y el Zenit se consideraron aptos 7 Pero en los anos de la disolucion sovietica la segunda etapa fallo dos veces seguidas el 30 de agosto de 1991 y el 5 de febrero de 1992 Zenit tuvo otras fallas en la segunda etapa pero solo la primera se ha atribuido directamente al RD 120 15 Durante los anos 1990 el Jefe del Departamento de Propulsion de NPO Energomash y el disenador lider VK Chvanov recibieron el Premio Estatal por la creacion del RD 120 7 Exportacion Editar Entre el 11 y el 18 de octubre de 1995 el RD 120 se convirtio en el motor de cohete ruso que por primera vez en la historia realizo pruebas de encendido en los Estados Unidos Las pruebas se realizaron en el banco de pruebas E 8 de Pratt amp Whitney para evaluar el rendimiento del RD 120 con combustible estadounidense y en general la idoneidad de este motor para su instalacion en cohetes estadounidenses Las pruebas tuvieron exito 16 Ademas se considero la opcion de usar el RD 120 en la nave espacial reutilizable X 34 disenada por Orbital Sciences Las pruebas han demostrado que en comparacion con otro candidato el estadounidense RS 27 el motor ruso era mas potente y por lo tanto preferible Sin embargo en 1996 el trabajo en el X 34 se suspendio y posteriormente el proyecto se cancelo 17 Versiones EditarEste motor ha tenido dos versiones operativas y algunas variaciones propuestas RD 120 indice GRAU 11D123 Version original desarrollada para la segunda etapa del Zenit 2 4 Las caracteristicas principales es que utiliza una turbobomba vertical ya que el tanque de combustible es un toro y el motor tiene que encajar en el orificio central 2 18 RD 120 empuje aumentado Indice GRAU 11D123 version aumentada de empuje desarrollada para la segunda etapa del Zenit 3SL 4 1 Algunos autores lo identificaron como el RD 120M Indice GRAU 11D123M RD 120K Proyecto para un desarrollo desconocido de primera etapa Habia reducido el area de expansion y se hicieron mdificaciones en los subsistemas para reducir la longitud total 2 Tuvo suficiente desarrollo como para realizar algunas pruebas de encendido 4 1 19 RD 120M Version propuesta para el programa X 34 Agrego una montura con gimbaled y fue disparada en los Estados Unidos 20 21 RD 120U Version propuesta para el ULV 22 22 RD 146 23 RD 182 Version metano LOX del RD 120K Propuesto para el proyecto de vehiculo de lanzamiento Riksha de la Oficina de Diseno de Cohetes Makeyev 24 25 26 RD 182M Version LNG LOX del RD 182 Propuesto para el proyecto de vehiculo de lanzamiento Vozdushnyy Start 27 RD 870 Version ucraniana de RD 120K con camara de combustion producida en Rusia reemplazada por motores RD 263 modificados de las existencias desarrollada por Yuzhnoye Design Bureau para su uso en la primera etapa de Cyclone 4M SLV 28 Familia de motores RD 120 Nombre RD 120 RD 120 empuje aumentado RD 120K RD 870Codigo GRAU 11D123 11D12311D123M Anos de desarrollo 1976 1985 2001 2003 1986 2016 Tipo de motor motor cohete de combustion escalonada rica en oxidante con propergoles liquidos para la etapa superiorPropergoles RG 1 LOX O F 2 6 Presion de la camara 16 28 MPa 17 81 MPa 17 63 MPa 16 MPaEmpuje Vac 833 6 kN 912 kN 853 2 kN 867 5 kNEmpuje SL N A N A 784 5 kN 781 kNIsp Vac 350 s 50 s 330 s 332 sIsp SL N A N A 304 4 s 298 sAceleracion 70 110 70 110 50 105 98 5 101 5 Expansion en la boquilla 114 5 114 5 49 6 N ATiempo de encendido 290 segundos 290 segundos 305 segundos 200 segundosVida del motor 2 200 segundos 2 200 segundos 2 200 segundos N ALongitud 3872 mm 3872 mm 2435 mm 2746 mmDiametro 1954 mm 1954 mm 1400 mm 1436 mmPeso 1125 kg 1125 kg 1080 kg 1280 kgEmpleado en Zenit 2 Segunda Etapa Zenit 3SL Segunda Etapa Proyecto Cyclone 4M Primera EtapaPrimer lanzamiento 1985 04 13 1999 03 28 N A N AEstatus In Produccion En Produccion Proyecto ProyectoReferencias 4 1 2 3 5 28 Motores derivados Editar Arbol filogenetico del motor RD 120 Sin considerar las variaciones directas del RD 120 este motor muy influyente ha sido la base de muchos motores que abarcan derivados en cuatro paises El RD 801 y el RD 810 de Ucrania el YF 100 y el YF 115 de China asi como el SCE 200 de la India se remontan directamente al RD 120 La base de motores de la familia sovietica rusa RD 170 se desarrollo a partir de las lecciones aprendidas del proyecto RD 120 Familia RD 170 Editar El RD 120 se uso como la primera aplicacion practica de la combustion por etapas rica en oxidante con propelente de queroseno en NPO Energomash antes de abordar desarrollo del RD 170 Entonces si bien esta familia posterior de motores tiene parametros de rendimiento mas agresivos y el proyecto original el RD 123 es anterior al RD 120 de hecho fue el primer diseno real del desarrollo de la serie 8 RD 801 y RD 810 Editar Si bien la experiencia de propulsion de Yuzhnoye habia sido principalmente en motores de propergoles hipergolicos como el RD 855 o RD 861 se consideraban demasiado toxicos para los estandares ecologicos de la epoca 3 29 Mientras que todavia ofrecen para desarrollar la propulsion hipergolico como el motor RD 843 de la etapa AVUM de Vega o para el proyecto Tsyklon 4 para la familia de vehiculos de lanzamiento Mayak mas amigable con el medio ambiente se decanto por la mezcla queroseno y LOX 30 Yuzhnoye no solo habia dominado el ciclo mas complejo para el propelente ciclo de combustion por etapas rico en oxidantes con el RD 8 sino que habia trabajado estrechamente con NPO Energomash durante el programa RD 120 La fabricacion se realiza en su compania hermana Yuzhmash en Ucrania y el proyecto de aumento de empuje RD 120 de 2001 a 2003 habia sido un proyecto mixto entre las tres companias 30 Sobre la base de esta experiencia se propuso una familia de motores derivados El RD 805 y el RD 809 son en su mayoria modificaciones del RD 8 pero los miembros de la familia RD 801 y RD 810 pueden considerarse verdaderos descendientes del RD 120 30 Una caracteristica de esta familia es mantener la temperatura de salida del quemador limitada por debajo de 500 C 30 SCE 200 Editar El 2 de junio de 2005 India y Ucrania firmaron el Acuerdo Marco entre el Gobierno de Ucrania y el Gobierno de la Republica de India sobre Cooperacion en los usos pacificos del espacio ultraterrestre que entraria en vigor el 15 de febrero de 2006 31 Segun la informacion no confirmada obtenida por WikiLeaks este contrato implicaba la transferencia de planos solo para un motor de cohete por parte de la Oficina de Diseno de Yuzhnoye 32 33 34 Segun el comunicado de prensa oficial el 26 de marzo de 2013 del Ministerio de Desarrollo Economico y Comercio de Ucrania el desarrollo de un motor de cohete para vehiculos de lanzamiento de la India se inicio en 2006 bajo un proyecto conjunto indio ucraniano llamado Jasmine 35 36 Los planos del motor supuestamente transferidos por Ucrania a la India han sido identificados como el modelo RD 810 37 Dado que la transferencia excluyo especificamente los metodos y software de analisis de ingenieria los indios de hecho tuvieron que desarrollar la mayoria de las tecnologias y modelos de ingenieria para fabricar y certificar el motor 32 33 34 Dadas las especificaciones practicamente identicas al RD 810 y el hecho de que incluso los indios usaron los renders Yuzhnoye del motor en sus presentaciones puede considerarse al menos fuertemente influenciado por el RD 120 38 39 YF 100 y YF 115 Editar Durante la decada de 1990 los chinos adquirieron dos o tres motores RD 120 y posiblemente algo de documentacion 40 41 Esto les permitio arrancar su programa de motor de combustion por etapas de queroseno autoctono el YF 100 y el YF 115 41 Segun un cable de WikiLeaks con fecha 28 de septiembre de 2007 el gobierno ucraniano niega cualquier participacion de la industria ucraniana en esa transferencia y afirma que no hubo ninguna participacion al menos hasta 2007 con la 11 ª y 4 ª Academia china con respecto a la transferencia de tecnologia RD 120 40 42 43 44 DE manera analoga a la India y el RD 810 la transferencia de los motores y los planos solo ayuda en el desarrollo Pero se necesito diez anos de investigacion requiriendo el dominio de 70 tecnologias clave 50 nuevos materiales y la construccion de 61 juegos de motores con un total combinado de mas de 40 000 segundos de ignicion hasta 2013 45 46 Comparativa entre los motores derivados del RD 120 Editar RD 120 y derivados Nombre RD 120 RD 120 empuje aumentado RD 191 YF 100 RD 801 RD 810 SCE 200Indice GRAU 11D123 11D12311D123M Pais de Origen Union Sovietica Rusia Ucrania Rusia China Ucrania Ucrania IndiaDisenador NPO Energomash NPO Energomash Yuzhnoye NPO Energomash AALPT Yuzhnoye ISROAnos de desarrollo 1976 1985 2001 2003 1999 2011 2000 2015 2005 2005 2005 Tipo de motor motor cohete de combustion escalonada rica en oxidante con propergoles liquidos para la etapa superiorPropergoles RG 1 LOX O F 2 6 Queroseno LOX O F 2 6 RG 1 LOX O F 2 65 Isrosene LOX O F 2 65 Presion en la camara 16 28 MPa 17 81 MPa 25 75 MPa 18 MPa 18 MPa 18 MPa 18 MPaEmpuje Vac 833 6 kN 912 kN 2090 kN 1340 kN 1340 kN 2105 kN 2030 kNEmpuje nm N A N A 1920 kN 1200 kN 1198 kN 1876 kN 1820 kNIsp Vac 350 s 3 4 km s 350 s 3 4 km s 337 5 s 3 310 km s 335 s 3 29 km s 336 s 3 30 km s 335 5 s 3 290 km s 335 s 3 29 km s Isp nm N A N A 311 2 s 3 052 km s 300 s 2 9 km s 300 7 s 2 949 km s 299 s 2 93 km s 299 s 2 93 km s aceleracion 70 110 70 110 27 105 65 100 N A N A 65 105 Expansion de tobera 114 5 114 5 37 35 N A N A N ATiempo de encendido 290 segundos 290 segundos 325 segundos 155 segundos 200 segundos N A N ALongitud 3872 mm 3872 mm 3780 mm N A N A N A N ADiametro 1954 mm 1954 mm 2100 mm 1338 mm N A N A N APeso 1125 kg 1125 kg 2200 kg N A 1630 kg 2800 kg 2700 kgUsado en Zenit 2 Segunda etapa Zenit 3SL Segunda etapa Angara LM 5 LM 6 y LM 7 Mayak Mayak ULVPrimer Lanzamiento 13 de abril de 1985 28 de marzo de 1999 9 de julio de 2014 20 de septiembre de 2015 N A N A N AEstatus Retirado En Produccion En Produccion En Produccion Proyecto Proyecto En DesarrolloReferencias 4 1 2 3 5 Entradas relacionadas EditarFabriccion Editar NPO Energomash Disenador de motores Yuzhmash Fabricante de motores Utilizacion Editar Zenit vehiculo de lanzamiento que utilizo el RD 120 como segunda etapa Motores derivados Editar YF 100 motor chino que supuestamente se basa en la tecnologia RD 120 47 RD 810 motor ucraniano basado en la tecnologia RD 120 SCE 200 motor indio supuestamente basado en la tecnologia RD 120 47 Referencias Editar a b c d e NPO Energomash list of engines NPO Energomash Archivado desde el original el 7 de noviembre de 2014 Consultado el 20 de junio de 2015 a b c d e f Energomash nauchno proizvodstvennoe obedinenie energeticheskogo mashinostroeniya imeni akademika V P Glushko gosudarstvennoe predpriyatie State Enterprise Academician V P Glushko Energomash Research and Production Association of Power Engineering The Aerospace Thermal Technology Department of the Moscow Aviation Institute 16 de octubre de 1998 Consultado el 6 de agosto de 2015 a b c d Dvigateli 1944 2000 Aaviacionnye Raketnye Morskie Promyshlennye Aviadvigatel 19442 2000 Aviation rocketry naval and industry PDF en russian pp 265 266 Consultado el 25 de julio de 2015 a b c d e f RD 120 NPO Energomash Archivado desde el original el 16 de noviembre de 2016 Consultado el 14 de julio de 2015 a b c Liquid rocket engine RD 120 Yuzhmash Consultado el 6 de agosto de 2015 Hendrickx Bart Vis Bert 4 de octubre de 2007 Energiya Buran The Soviet Space Shuttle UK 2007 edicion Springer pp 66 67 ISBN 978 0 387 69848 9 Consultado el 5 de agosto de 2015 a b c d e f Vehi istorii Milestones en russian NPO Energomash Archivado desde el original el 7 de diciembre de 2016 Consultado el 7 de agosto de 2015 a b Hendrickx Bart Vis Bert 4 de octubre de 2007 Energiya Buran The Soviet Space Shuttle UK 2007 edicion Springer p 79 ISBN 978 0 387 69848 9 Consultado el 5 de agosto de 2015 History NPO Energomash Archivado desde el original el 18 de noviembre de 2014 Consultado el 7 de agosto de 2015 Zenit Raketa nositel srednego klassa Koncepciya bezlyudnyj start en ruso Space1 ru Archivado desde el original el 24 de agosto de 2011 Consultado el 27 de noviembre de 2010 a b Zenit en ruso Buran ru Consultado el 27 de noviembre de 2010 Raketa nositel ZENIT en ruso Space russia narod ru Consultado el 27 de noviembre de 2010 ZhRD RD 170 11D521 i RD 171 11D520 en ruso Rocket Propulsion Analysis RPA Archivado desde el original el 24 de agosto de 2011 Consultado el 27 de noviembre de 2010 V Antipov 2000 Novosti kosmonavtiki ed 15 let pervomu pusku Zenita en ruso 209 FGUP CNIImash Consultado el 27 de noviembre de 2010 Ed Kyle 25 de agosto de 2014 Space Launch Report Zenit Data Sheet Space Launch Report Consultado el 6 de agosto de 2015 Pratt amp Whitney conducts the first U S test firing of a production russian rocket engine en ingles HighBeam Research Archivado desde el original el 5 de julio de 2012 Consultado el 27 de noviembre de 2010 The Policy Origins of the X 33 Part VII The X 34 en ingles NASA Headquarters Archivado desde el original el 5 de julio de 2012 Consultado el 27 de noviembre de 2010 Zak Anatoly 31 de enero de 2013 Stage II of Zenit rocket RussianSpaceWeb com Consultado el 6 de agosto de 2015 Wade Mark RD 120K Encyclopedia Astronautica Consultado el 11 de agosto de 2015 The Policy Origins of the X 33 Part VII The X 34 NASA Headquarters 25 de marzo de 2000 Consultado el 9 de agosto de 2015 Pratt amp Whitney conducts the first U S test firing of a production Russian rocket engine PR Newswire 11 de octubre de 1995 Consultado el 9 de agosto de 2015 Brugge Norbert ULV 22 Edinstvo B14643 de Consultado el 11 de agosto de 2015 http www astronautix com r rd 146 html Wade Mark RD 182 Encyclopedia Astronautica Consultado el 11 de agosto de 2015 Brugge Norbert Riksha B14643 de Consultado el 11 de agosto de 2015 Brugge Norbert Propulsion Riksha B14643 de Consultado el 11 de agosto de 2015 Wade Mark RD 182M Encyclopedia Astronautica Consultado el 11 de agosto de 2015 a b http www russianspaceweb com rd870 html Hendrickx Bart Vis Bert 4 de octubre de 2007 Energiya Buran The Soviet Space Shuttle UK 2007 edicion Springer p 80 ISBN 978 0 387 69848 9 a b c d Degtyarev A V Shulga V A Zhivotov A I Dibrivny A V 2013 Sozdanie semejstva kislorodno kerosinovyh zhidkostnyh raketnyh dvigatelej na baze otrabotannyh tehnologij dlya perspektivnyh raket nositelej gp Kb Yuzhnoe The development of LOX kerosene liquid rocket engines family for perspective launch vehicles of SDO Yuzhnoye based on proven technologies PDF Aviacionno kosmicheskaya tehnika i tehnologiya en russian National Aerospace university them NE Zhukovsky 2013 nr 01 98 44 50 ISSN 1727 7337 Archivado desde el original el 16 de agosto de 2016 Consultado el 14 de julio de 2016 Legal basis of Ukraine and India Ministry of Foreign Affairs of Ukraine Archivado desde el original el 28 de noviembre de 2015 Consultado el 10 de agosto de 2015 a b UKRAINE APPEAL FOR USG FORBEARANCE ON INDIA SPACE PROGRAM COOPERATION WikiLeaks 7 de septiembre de 2007 Consultado el 10 de agosto de 2015 a b UKRAINE U S FEEDBACK ON SLV ENGINE COOPERATION WITH INDIA AND MIXER CASE WikiLeaks 28 de septiembre de 2007 Consultado el 10 de agosto de 2015 a b UKRAINE YUZHNOYE AND ISRO PROPOSED ROCKET COOPERATION WikiLeaks 21 de mayo de 2008 Consultado el 10 de agosto de 2015 Uryadovij portal Ukrayina rozroblyaye raketnij dvigun dlya indijskoyi raketi nosiya www kmu gov ua Consultado el 15 de marzo de 2016 Uryadovij portal Ukraine designs rocket for Indian launch vehicle www kmu gov ua Consultado el 15 de marzo de 2016 Brugge Norbert 11 de julio de 2016 ULV Propulsion B14643 de Consultado el 18 de julio de 2016 Semi Cryogenic Engines Archivado desde el original el 8 de diciembre de 2015 Gunter Dirk Krebs 28 de junio de 2015 Zenit 3 Gunter s Space Page Consultado el 25 de julio de 2015 a b UKRAINE MTCR NSG CENTRIFUGAL CHARGING PUMPS TO CHINA CHINESE RD 120 DEVELOPMENT WikiLeaks 28 de septiembre de 2007 Consultado el 10 de agosto de 2015 a b Chang Zheng 5 Long March 5 SinoDefence Archivado desde el original el 3 de julio de 2015 Consultado el 2 de julio de 2015 UKRAINE NIAG 6167 PAKISTAN HEAVY WATER PURCHASE AND CHINESE INTEREST IN RD 120 ROCKET ENGINE WikiLeaks 5 de diciembre de 2006 Consultado el 10 de agosto de 2015 UKRAINE YUZHNOYE LIQUID FUEL ROCKET COOPERATION WITH CHINA WikiLeaks 30 de marzo de 2007 Consultado el 10 de agosto de 2015 UKRAINE MTCR TRAINING TO CHINA FOURTH ACADEMY AND RD 120 UPDATE WikiLeaks 7 de mayo de 2007 Consultado el 10 de agosto de 2015 120吨级液氧煤油发动机项目验收 120 ton liquid oxygen kerosene engine project acceptance en chino CASC 1 de junio de 2012 Consultado el 2 de julio de 2015 YF 100 en chino Consultado el 2 de julio de 2015 a b Brugge Norbert The family of the rocket engine Energomash RD 120 B14643 de Consultado el 6 de agosto de 2015 Datos Q574440 Obtenido de https es wikipedia org w index php title RD 120 amp oldid 149379451, wikipedia, wiki, leyendo, leer, libro, biblioteca,

español

, española, descargar, gratis, descargar gratis, mp3, video, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, imagen, música, canción, película, libro, juego, juegos