Oficina de Diseño de Automatización Química

Otro hito en el desarrollo de la industria espacial rusa fue la creación del potente cohete de lanzamiento UR500 por el diseñador general V. Chelomey . Este cohete era capaz de poner en órbita objetos pesados ​​de hasta 20 toneladas. Para la segunda etapa del cohete "Protón", KBKhA creó los motores LRE RD0208 y RD0209 (diseñador jefe V. Kozelkov), que operaban según un esquema de combustión escalonada con prequemador rico en oxidante. Como prototipo, se utilizó el motor RD0206, instalado en el misil militar UR-200. Este cohete puso en órbita estaciones automatizadas pesadas "Protón". El cohete UR500 fue posteriormente denominado "Protón". El cohete "Protón" de tres etapas era un cohete más potente, para cuya segunda etapa se modernizaron los motores RD0208 y RD0209. Los motores modernizados recibieron los índices RD0210 y RD0211 (diseñador jefe V. Kozelkov). Para la tercera etapa, se renovó el motor RD0212 (diseñador jefe Y. Gershkovits). Además, para la corrección de posición de la estación espacial “Almaz”, lanzada por el cohete “Proton”, KBKhA creó el motor de alimentación a presión RD0225 (diseñador jefe V. Borodin) y múltiples arranques (hasta 100 veces), con modo de espera orbital (hasta 2 años). Estos cohetes transportaron módulos de excursión lunar a la Luna, naves espaciales interplanetarias que tomaron sondas del suelo lunar y aterrizaron en Marte y Venus. Esto hizo posible el lanzamiento de las estaciones orbitales de larga estancia “Salut” y “Mir”, así como los módulos “Zarya” y “Zvezda” para la Estación Espacial Internacional. Hasta la fecha, se han realizado más de 300 lanzamientos de cohetes “Proton”. La perfección técnica de los motores RD0110, RD0210, RD0211 y RD0212 garantizó su larga vida útil. Durante más de 40 años, estos motores han lanzado diferentes naves espaciales, estaciones automatizadas y naves espaciales tripuladas. Sus elevadas características de relación energía-peso y su simplicidad de operación respaldan su posición entre los mejores motores rusos y extranjeros de la misma clase. ^{[ 11 ]}

Una de las direcciones prioritarias de KBKhA era la finalización de contratos de defensa: creación de LRE con características energéticas y fiabilidad elevadas, con bajos costes de producción, sin necesidad de mantenimiento durante toda su vida útil. En 1957, utilizando la amplia experiencia adquirida durante el desarrollo de los motores RD0100, RD0101, RD0102 para interceptores, la Oficina de Diseño comenzó la creación de motores para misiles antiaéreos (SAM) en componentes autoencendidos. El primer LRE RD0200 (diseñador jefe A. Golubev) fue desarrollado para la segunda etapa del SAM S. Lavochkin 5В11. El motor fue diseñado como un motor de ciclo abierto con  capacidad de aceleración de 1:10. El motor superó todo tipo de pruebas y fue fabricado en serie. El LRE RD0201 (diseñador jefe L. Pozdnyakov) fue diseñado para la tercera etapa del SAM P. Grushin B1100. La diferencia del motor con respecto al RD0200 radicaba en sus cuatro cámaras de combustión giratorias, gracias a las cuales se realizaba la navegación en vuelo. A finales de la década de 1950, surgió la cuestión de la creación de un cohete más potente, el R-9, que sustituiría al cohete 8K72. Entre 1959 y 1962, la Oficina de Diseño desarrolló el motor de oxígeno-queroseno RD0106 para la segunda etapa del LV (bloque B) (diseñador jefe: Y. Gershkovitz). Sus características energéticas elevadas, su montaje óptimo, su altura relativamente pequeña, su funcionamiento sencillo y su tiempo de desarrollo (tanto en tierra como en vuelo) fueron la base para el desarrollo de diversos motores para los cohetes espaciales de Korolev, incluido el RD0110 para la tercera etapa (bloque I) del Soyuz LV. A principios de la década de 1960, se inició una larga y fructífera colaboración entre KBKhA y la Oficina de Diseño Chelomey, para cuyos LV nuestra oficina de diseño desarrolló unos 20 LRE. La creación de potentes vehículos de lanzamiento durante estos años requirió un aumento considerable de las características energéticas y operativas de los motores de combustión interna ligeros (LRE). Y KBKhA fue una de las primeras en iniciar el desarrollo de dichos LRE. En 1961-1964 se desarrollaron los LRE RD0203 y RD0204 (diseñador jefe V. Kozelkov) para la primera etapa del cohete UR200 y los LRE RD0206 y RD0207 (diseñador jefe L. Pozdnyakov) para la segunda etapa del mismo cohete. Estos nuevos motores eran de diseño avanzado, funcionaban con componentes de combustible almacenables y, por primera vez, se utilizó un ciclo de combustión por etapas. La aplicación de dicho esquema permitió una presión doble en la cámara de combustión (hasta 150  kg/cm2 en comparación con 70 kg/cm2 para motores de ciclo abierto) y excluyeron las pérdidas de Isp para el accionamiento de la turbina TPA. Los potentes y muy económicos motores creados en poco tiempo, pasaron por el desarrollo en tierra y las pruebas de vuelo. Los motores fueron la base para la creación de nuevos LRE. En 1963, la Oficina de Diseño Chelomei comenzó la creación del nuevo cohete RS-10 para la primera etapa. Los motores RD0216 y RD0217 desarrollados por KBKhA se utilizaron en 1963-1966 (diseñador jefe V. Koshelnikov). Los mayores requisitos técnicos y operativos para el LV definieron la necesidad de una alta eficiencia y fiabilidad del motor, protección de sus cavidades internas del entorno, etc. Todos estos requisitos se cumplieron y confirmaron mediante pruebas de desarrollo en tierra y en vuelo como componente del cohete. La experiencia adquirida fue la base para el desarrollo de motores de nueva generación con mayores presiones en la cámara de combustión. Los primeros motores de este tipo fueron RD0233 y RD0234 (diseñador jefe V. Kozelkov, diseñador principal V. Ezhov), creados en 1969-1974 para la primera etapa del cohete RS-18. Más adelante, se desarrollaron dos motores: el motor de combustión escalonada RD0235 y el motor de dirección de ciclo abierto RD0236 (diseñador jefe V. Kozelkov, diseñador principal Y. Garmanov) para la segunda etapa del cohete RS-18. El motor RD0235 se desarrolló a partir del motor RD0216, pero es más fiable debido a un mejor diseño y a las posibilidades tecnológicas. La experiencia en el desarrollo del LRE fue la base para que KBKhA se involucrara en 1967 en el desarrollo del motor RD0208 (diseñador principal Y. Gershkovich) para la segunda etapa del cohete RS-20, diseñado por el diseñador general M. Yangel. El motor se desarrolló a partir de un motor de tercera etapa RD0212, utilizado en el "Protón", pero era más potente y se aplicaba de manera diferente dentro de la etapa. El primer motor de cohete nuclear En 1965, KBKhA participó en el proyecto de desarrollo de los motores de cohete nuclear RD0410 y RD0411 (diseñador jefe G. Chursin, diseñadores principales: L. Nikitin, M. Biryukov, A. Belogurov, Y. Mamontov). Los motores se especificaron para la aceleración y desaceleración de naves espaciales y la corrección de órbita para exploraciones del espacio profundo. Debido a las altas propiedades termodinámicas del fluido operativo y las altas temperaturas de calentamiento en el reactor nuclear (hasta 3000 K), el motor posee una alta eficiencia (Isp en vacío de 910  kg s/kg). Para ahorrar tiempo y costos, el reactor nuclear y el motor "frío" (sistema de alimentación, regulación y componentes de control) se desarrollaron en paralelo. El reactor nuclear está diseñado según un esquema heterogéneo: su diseño utiliza el principio de montaje en bloques, lo que permitió desarrollar los conjuntos que contienen uranio (celda de combustible) y el reactor por separado. Los resultados del desarrollo del motor de cohete nuclear RD-0410 se utilizaron para el desarrollo de la turbobomba principal del motor RD-0120 y sirvieron de base para el desarrollo de centrales nucleares espaciales multimodo.

A principios de los años 70, KBKhA comenzó el desarrollo de láseres de CO₂ (GDL) de alta potencia y funcionamiento continuo _, basados ​​en la transformación de la energía térmica de un medio gaseoso activo, obtenido mediante expansión en desequilibrio en una rejilla de boquilla supersónica, en radiación electromagnética. Se creó una familia de muestras de GDL con energías de radiación de 10 a 600  kW y espacio a bordo del GDL RD0600, que funciona con propulsor gaseoso (los principales diseñadores fueron VP Koshelnikov, GI Zavision y VY Guterman). ^{[ 11 ]}

Desde 1993 se ha llevado a cabo el desarrollo del motor de combustión interna ligero (LRE) de cuatro cámaras de LOX-queroseno RD-0124, 14D23 (diseñadores principales: V. Koselkov y V. Gorokhov; diseñadores principales: V. Borodin, A. Plis y V. Gurin) para la tercera etapa del vehículo de lanzamiento "Soyuz-2" del diseñador general D. Koslov. El objetivo principal del motor es la puesta en órbita de diversas cargas útiles: satélites, carga y vehículos espaciales tripulados. El motor RD-0124 se desarrolló como sustituto del RD-0110. Tiene interfaces, dimensiones generales y masa prácticamente idénticas, pero ofrece parámetros específicos superiores, los mejores entre los LRE desarrollados de esta clase. El motor funciona según un ciclo de combustión con etapa rica en oxidante y tiene una eficiencia superior (a 33 s) en comparación con el RD-0110. Esto permitirá poner en órbita cargas útiles más grandes (≈950  kg) o asegurar el lanzamiento del vehículo de lanzamiento "Soyuz-2" desde los puertos espaciales ubicados al norte de Baikonur. La serie de pruebas exitosas realizadas en banco ha confirmado el cumplimiento de los requisitos de especificación para los parámetros principales. Se realizaron dos pruebas de encendido en banco de pruebas dentro de la tercera etapa del LV "Soyuz-2" que completaron la primera fase del desarrollo del motor en tierra. El 27 de diciembre de 2006, se realizó la primera prueba de vuelo del motor dentro del LV "Soyuz-2b". En 1998 KBKhA ha estudiado y determinado la posibilidad de utilizar el RD-0124 (el RD-0124A) para la segunda etapa del complejo de cohetes espaciales "Angara", creado por el centro de diseño e investigación Khrunichev y destinado a vehículos espaciales de propósito múltiple en órbita. Las principales diferencias con respecto a los requisitos del motor base son el cambio del tiempo de operación del motor de la etapa de empuje principal y final. El 1 de diciembre de 2007, se realizaron 150 pruebas de fuego, con un tiempo de desarrollo total de más de 30.000 segundos, que confirmaron el cumplimiento de los parámetros principales con los requisitos de la Tarea Técnica. RD-0750 En 1993-1998 se llevó a cabo un gran volumen de trabajo de diseño, análisis, investigación y experimentación en el desarrollo de un motor de modo dual de propulsor triple basado en el RD-0120 como iniciativa de KBKhA. Los propulsores del motor son: hidrógeno líquido, queroseno y oxígeno líquido. Los estudios y recomendaciones de otros institutos rusos de I+D y empresas extranjeras mostraron la viabilidad económica de la aplicación de motores de propulsor triple de modo dual a vehículos de lanzamiento avanzados (especialmente de una sola etapa) se han convertido en el apoyo real para el rendimiento de los trabajos del motor de propulsor triple. El motor según el primer modo funciona con oxígeno y queroseno con una pequeña adición de hidrógeno y en el segundo modo operativo, con oxígeno e hidrógeno. Como resultado de este trabajo, por primera vez, se probó con éxito un prequemador de modo dual con tres propelentes en KBKhA y en condiciones de demostrador RD0750D en NIICHIMMASH .

En 1997, KBKhA, de acuerdo con las especificaciones técnicas del Centro Espacial Khrunichev, comenzó el desarrollo del nuevo motor de oxígeno-hidrógeno RD-0146 (diseñador jefe: NE Titkov, diseñador principal: IV Liplavy) para los propulsores espaciales de las opciones de lanzadores avanzados « Proton » y « Angara ». Por primera vez en Rusia, se desarrolló un motor de ciclo expansor con garantía de múltiples arranques en vuelo. Desde 2001, se fabricaron 4 motores y se realizaron pruebas independientes de los subconjuntos del motor y la cámara con el ignitor en modos superiores a los nominales. En total, se completaron 30 pruebas de encendido en modo de hasta 109,5% y con un tiempo operativo total de 1680 segundos. El tiempo de desarrollo por cada motor fue de 1604 segundos en 27 pruebas.

En 1995 se inició el trabajo de investigación para el desarrollo de motores de combustión interna (LRE) de queroseno-hidrógeno con expansión para unidades de propulsión espacial avanzadas y remolques interorbitales. Se definió la configuración y el rendimiento del motor. Este trabajo se completó con la publicación de una propuesta técnica. Sobre la base de este trabajo, RKK «Energia» publicó la especificación para el desarrollo del motor RD-0126, que se presentó en dos variantes: Motor RD0126, con una cámara de tobera Laval tradicional, y RD0126E, con una tobera de expansión-deflexión y garganta anular (diseñador jefe V. Gorokhov, diseñador principal – I. Liplyavy). El motor RD0126E tiene las siguientes ventajas en comparación con los LRE tradicionales: misma longitud, pero mayor impulso específico (Isp) en el vacío; menor peso con el mismo Isp; posibilidad de obtener una temperatura de hidrógeno más alta en los canales de refrigeración, lo que permite usarlo como medio de trabajo para la rotación de la turbina TPA; posibilidad de realizar pruebas en tierra del motor en condiciones de gran altitud sin tubo gasodinámico.

En 1998, se probó una cámara de ensayo con garganta anular. Se realizaron cinco pruebas de combustión a nivel del mar que confirmaron el flujo de los productos de combustión sin separación de la capa límite dentro de la tobera de gran altitud, lo que simplifica considerablemente el desarrollo del motor. Los datos de rendimiento calculados coincidieron con las especificaciones de diseño. El proceso de operación en estado estacionario fue estable; el hardware se encuentra en condiciones operativas satisfactorias.

Desde 1994, según las especificaciones del Instituto Central de Desarrollo de Motores de Aviación Baranov (KBKhA), se ha desarrollado el motor scramjet 58L experimental de simetría axial (diseñadores principales: YV Liplavy y YA Martynenko) para el estudio de los procesos de combustión de hidrógeno a velocidades de flujo de 3 a 6,5 ​​m/s y altitudes de  vuelo de 20 a 35 km. El hidrógeno líquido, combustible del motor, circula por los canales de refrigeración de la cámara de combustión y se introduce en las zonas de combustión. La cámara de combustión tiene un diseño anular de tres zonas. En la primera zona, la combustión del hidrógeno se produce en flujo subsónico, y en las otras dos, en flujo supersónico. La cámara de combustión se diseñó y fabricó íntegramente en KBKhA, implementando soluciones tecnológicas y de diseño novedosas y avanzadas. En 1998, se realizaron con éxito las pruebas de vuelo del scramjet a bordo del laboratorio Kholod. El motor comenzó a funcionar a una velocidad de vuelo de 3 M; al final del vuelo, a los 77 s, la velocidad del vehículo alcanzó los 6,47 M. Por primera vez en el mundo, se ha producido la combustión de hidrógeno en condiciones de flujo supersónico. El motor funcionó según el programa de pruebas y sin incidencias. ^{[ 11 ]}