NPO Energomash "VP Glushkó "( en ruso НПО Энергомаш имени академика В.П.Глушко ) es una compañía rusa especializada en el diseño y construcción de motores de cohetes de comburentes líquidos. NPO Energomach, emplea, a principios del , a 5.500 personas."About The Company." NPO Energomash. 2009. 18 de gener del 2009<http://www.npoenergomash.ru/eng/about/ >. Su sede central se encuentra en Moscú con ubicaciones en Perm y San Petersburgo.

La compañía comenzó sus actividades en 1946 bajo el nombre de OKB-456 o también, Oficina de diseño experimental de dinámica de gases abreviada GDL OKB, bajo la dirección de Valentín Glushkó. Jugó un papel decisivo en el desarrollo de la astronáutica soviética al diseñar los principales motores utilizados por sus lanzadores como el R-7, el Protón, Soyuz o Energía, incluso está relacionada con los motores del cohete norteamericano Atlas V.

NPO Energomash adquirió su nombre actual el 15 de mayo de 1991, en honor de su antiguo diseñador jefe Valentín Glushkó.

Energomach es el diseñador y fabricante del motor de cohete RD-107 que impulsa la primera etapa del lanzador Soyuz, el RD-170 que equipa el lanzador Zenit-3SL y el RD-180 que está parcialmente construido bajo licencia de Pratt & Whitney lanzador estadounidense Atlas V. Se ha desarrollado desde principios de la década de 2000 el RD-191 para la nueva familia de lanzadores rusos Angará. La compañía es líder mundial en motores que utilizan la mezcla de queroseno / oxígeno líquido, que se considera el propulsor más adecuado para las necesidades de las etapas de potencia.

Historia El OKB-456 fue fundado en la Unión Soviética el 3 de julio de 1946 con la tarea inicial de reproducir, bajo la supervisión de Valentín Glushkó, una copia de los V2 alemanes.Raketensklaven ISBN 978-3-421-06635-0Raketensklaven: Deutsche Forscher hinter rotem Stacheldraht ISBN 978-3-933395-67-2 A finales de ese año, la sede del OKB-456 se trasladó a Jimki, cerca de Moscú, donde se construyó una planta para la construcción y prueba de los motores. El motor RD-100, copia exacta del motor de la V2, empleaba oxígeno líquido y etanol funcionó como se esperaba y mejoró ligeramente su rendimiento con las versiones posteriores RD-102 y RD-103. Sin embargo, los avances tecnológicos pronto permitieron cambiar a propergoles con una mayor densidad de energía y cámaras de combustión con presiones operativas más altas y se decidió utilizar una combinación de oxígeno líquido y queroseno que caracterizará toda la producción posterior de OKB.

Entre 1954 y 1957 se desarrollaron los motores RD-107 y RD-108, que fueron la base de los éxitos de los misiles soviéticos, todavía en uso con las versiones modernizadas de Soyuz . Una característica distintiva de estos motores es la configuración del grupo en el que, en lugar de proporcionar una única cámara de combustión seguida de una tobera de descarga, se utiliza un grupo de cámaras de combustión y toberas de menor tamaño que tienen la ventaja de reducir las dimensiones generales del motor y maquinaria para la construcción de piezas. Además, fue posible orientar la unidad motora para vectorizar (dentro de ciertos límites) el empuje .

Entre 1961 y 1965, se desarrolló el RD-253 que generó otra familia de motores de propergoles hipergólicos de alto rendimiento (y uno de los más confiables) para el lanzador Proton. Con el RD-170, destinado al lanzador Energía, llegó a la producción del motor con el mayor empuje del mundo. De esto se deriva una versión reducida con sólo dos cámaras de combustión ( RD-180 ) utilizados en el cohete de EE. UU. Atlas V.

Motores desarrollados + Selección de motores desarrollados por EnergomashHistory of liquid propellant rocket engines, op. cit. p. 589-591 Designación Tipo alimentation Empuje (kNw) Impulso específico (segundos) Propergol Presión cámara de combustión Masa (kg) Dimensiones(longitud x diámetro) Otras características Développement Empleo Estatuts NotasORM-65 1,72 (sol) 215 (sol) Queroseno / Ácido nítrico 26,5 bars 0,46 / 0,38 m. 1936 planeador RP-318 RD-100 257 (sol) 199 (sol) etanol al 75% / oxígeno líquido 16,2 bars 3,7 / 1,65 m. 1946-1950 Misil R-1 Copie du moteur du missile V2RD-107 814 (sol) 256 (sol) Queroseno / oxígeno líquido 60 bars 2,86 / 1,85 m. 4 cámaras de combustión 1954-1957 1.ª etapa misil R-7 y cohetes R-7 Semyorka en producción Versiones derivadas propulsan los SoyouzRD-120 combustion étagée 833 (vide) 350 (vide) Queroseno / oxígeno líquido 166 bars 3,87 / 1,95 m. 1976-1985 2.ª etapa lanceur Zenit en producción RD-170 combustion étagée 7257 (sol) 309 (sol) Queroseno / oxígeno líquido 250 bars 4 / 4 m. 4 cámaras de combustión 1976-1987 1.ª etapa lanzador Energía El motor de mayor empuje utilizando esta combinación de propergoles.RD-180 combustion étagée 3824 (sol) 311 (sol) Queroseno / oxígeno líquido 262 bars 3,58 / 3,2 m. 2 cámaras de combustión 1992-1998 1.ª etapa lanzador Atlas V et Atlas III en producción Versión derivada del RD-170 con dos cámaras de combustión RD-191 combustion étagée 1922 (sol) 310 (sol) Queroseno / oxígeno líquido 263 bars 4 / 1,45 m. 1998 1.ª etapa lanzador Angara en producción Versión derivada del RD-170 con una sola cámara de combustiónRD-214 636 (sol) 230 (sol) Ácido nítrico / UDMH 44,5 bars 2,38 / 1,5 m. 4 cámaras de combustión 1952-1957 1.ª etapa misil R-12 1.ª etapa lanzador Cosmos RD-216 1481 (sol) 246 (sol) Ácido nítrico / UDMH 75 bars 2,19 / 2,26 m. 4 cámaras de combustión 1958-1960 1.ª etapa misil R-14 1.ª etapa lanzador Cosmos SLV RD-218 2221 (sol) 246 (sol) Ácido nítrico / UDMH 75 bars 2,2 / 2,8 m. 6 cámaras de combustión 1958-1961 1.ª etapa misil intercontinental R-16 RD-251 2363 (sol) 270 (sol) Tetróxido de dinitrógeno / UDMH 85 bars 1,7 / 2,52 m. 6 cámaras de combustión 1961-1965 1.ª etapa misil intercontinental R-36 RD-253 1471 (sol) 285 (sol) Tetróxido de dinitrógeno / UDMH 150 bars 3 / 1,5 m. 1961-1965 1.ª etapa lanzador Proton en producción

Referencias

Categoría:Vehículos de lanzamiento de la Unión Soviética Categoría:Compañías aeroespaciales de Rusia