NPO Energomash

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NPO Energomash
Tipo negocio y empresa
Industria fabricante aeroespacial
Forma legal sociedad por acciones
Fundación 15 de mayo de 1929
Fundador Valentín Glushkó
Sede central Jimki (Rusia)
Productos motor cohete
Ingresos 12 217 837 000 rublos rusos
Beneficio económico 4 004 564 000 rublos rusos
Beneficio neto 3 217 773 000 rublos rusos
Activos 31 540 443 000 rublos rusos
Propietario Energomash
Empleados 5500
Empresa matriz Roscosmos
Coordenadas 55°54′12″N 37°26′55″E / 55.903417, 37.448705
Sitio web www.npoenergomash.ru, engine.space/eng y engine.space
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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 siglo XXI, a 5.500 personas.[1]​ 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[editar]

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.[2]​[3]​ 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.[4]​

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.[5]​ 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.[4]​

Motores desarrollados[editar]

Selección de motores desarrollados por Energomash[6]​
Designación Tipo alimentation Empuje
(kNw) 		Impulso específico
(segundos) 		Propergol Presión
cámara de combustión 		Masa (kg) Dimensiones
(longitud x diámetro) 		Otras características Développement Empleo Estatuts Notas
ORM-65 1,72 (sol) 215 (sol) Queroseno / Ácido nítrico 26,5 bars 14,3 kg 0,46 / 0,38 m. 1936 planeador RP-318
RD-100 257 (sol) 199 (sol) etanol al 75% / oxígeno líquido 16,2 bars 1209 kg 3,7 / 1,65 m. 1946-1950 Misil R-1 Copie du moteur du missile V2
RD-107 814 (sol) 256 (sol) Queroseno / oxígeno líquido 60 bars 1190 kg 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 Soyouz
RD-120 combustion étagée 833 (vide) 350 (vide) Queroseno / oxígeno líquido 166 bars 1125 kg 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 10 750 kg 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 5330 kg 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 2200 kg 4 / 1,45 m. 1998 1.ª etapa lanzador Angara en producción Versión derivada del RD-170 con una sola cámara de combustión
RD-214 636 (sol) 230 (sol) Ácido nítrico / UDMH 44,5 bars 645 kg 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 1350 kg 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 1960 kg 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 1729 kg 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 1080 kg 3 / 1,5 m. 1961-1965 1.ª etapa lanzador Proton en producción

Referencias[editar]

  1. ↑ "About The Company." NPO Energomash. 2009. 18 de gener del 2009<http://www.npoenergomash.ru/eng/about/ Archivado el 6 de enero de 2010 en Wayback Machine.>.
  2. ↑ Raketensklaven ISBN 978-3-421-06635-0
  3. ↑ Raketensklaven: Deutsche Forscher hinter rotem Stacheldraht ISBN 978-3-933395-67-2
  4. ↑ a b Npoenergomash.ru (ed.). «History». Archivado desde el original el 25 de julio de 2015. Consultado el 24 de marzo de 2020. 
  5. ↑ Astronautix.com (ed.). «RD-253». Archivado desde el original el 4 de marzo de 2016. Consultado el 24 de marzo de 2016. 
  6. ↑ History of liquid propellant rocket engines, op. cit. p. 589-591
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