RD-0124

Un article de Wikipédia, l'encyclopédie libre.
Sauter à la navigation Sauter à la recherche
Description de l'image Rocket-motor-RD-0124-Salon-du-bourget-2013-DSC 0055.jpg.
Caractéristiques
Type moteur Combustion étagée
Ergols Kérosène / Oxygène liquide
Poussée 294 kNewtons (dans le vide)
Pression chambre combustion 157 bars
Impulsion spécifique 359 s (vide)
Rallumage Non
Moteur orientable oui
Masse 572 kg (à sec)
Hauteur 1,58 m
Diamètre 2,4 m
Rapport poussée/poids 74,5
Rapport de section 82,2
Durée de fonctionnement 300 s
Utilisation
Utilisation étage supérieur
Lanceur Soyouz 2-1b, Soyouz-2-1v, Angara
Premier vol 27/12/2006
Statut opérationnel
Constructeur
Pays Russie
Constructeur KB Khimautomatiki; Viktor D. Gorokhov, le designer en chef

Le RD-0124 est un moteur-fusée à ergols liquides russe de 30 tonnes de poussée utilisé pour propulser l'étage supérieur des lanceurs russe Soyouz 2-1b, Soyouz-2-1v et Angara. Il s'agit d'une version améliorée du RD-0110 brulant un mélange de kérosène et d'oxygène liquide dont l'impulsion spécifique a été fortement accrue grâce au remplacement du cycle à générateur de gaz par un cycle à combustion étagée. Le premier vol opérationnel a eu lieu le 27 décembre 2006.

Historique[modifier | modifier le code]

Le moteur-fusée RD-0124 est développé au milieu des années 1990 par le bureau d'études de la société russe KB Khimautomatiki (KBKhA) implantée à Voronej. Il s'agit de remplacer le RD-0110 qui propulse l'étage supérieur Bloc I des fusées Soyouz depuis les années 1960 et dont plus de 1000 exemplaires ont déjà volé. L'objectif est d'améliorer les performances du lanceur grâce au choix d'un cycle à combustion étagée qui permet d'augmenter la charge utile de plusieurs centaines de kilogrammes en orbite moyenne et haute. Les tests en banc d'essais débutent en 1996 et s'achèvent en février 2004. Le moteur commence sa carrière opérationnelle le 27 décembre 2006 en propulsant l'étage supérieur du premier exemplaire de la version 2-1b du lanceur Soyouz Soyouz. Le RD-0124 est retenu par la suite pour équiper le nouveau lanceur léger Soyouz-2-1v et la nouvelle famille de lanceurs Angara. La version RD-0124A destinée à équiper le deuxième étage URM-2 du lanceur Angara débutent ses tests en 2012[1].

Caractéristiques techniques[modifier | modifier le code]

Le moteur-fusée RD-0124 reprend les caractéristiques de son prédécesseur RD-0110 : comme celui-ci il comprend quatre chambres de combustion alimentées par une un mélange de kérosène et d'oxygène liquide. Sa poussée de 294 kNewtons dans le vide (environ 30 tonnes) est quasiment identique et ses dimensions lui permettent de remplacer le RD-0110 sur le lanceur Soyouz sans modification structurelle importante. L'évolution la plus importante porte sur l'adoption d'un cycle à combustion étagée qui permet de porter l'impulsion spécifique de 325 secondes à 357 secondes ce qui fait passer la durée de fonctionnement de l'étage Bloc I de la fusée Soyouz de 254 à 274 secondes. La pression dans les chambres de combustion est portée à 157 bars. Le contrôle d'attitude de l'étage n'est plus obtenu à l'aide de petits moteurs verniers associés au moteur mais par rotation de ±3.5° de chaque ensemble chambre de combustion/tuyère autour d'un axe. Les actuateurs qui font pivoter les moteurs utilisent le kérosène sous pression prélevé sur la ligne d'alimentation principale. Enfin l'extinction du moteur est rendue plus progressive pour réduire les forces liées à la décélération[2],[3].

Carrière opérationnelle[modifier | modifier le code]

Version future ; RD-0125A[modifier | modifier le code]

En 2013 le constructeur KBKhA a annoncé les débuts du développement d'une version ne comportant qu'une seule chambre de combustion baptisée RD-0125A. Le nouveau moteur se caractérisera par une poussée plus importante, une masse réduite et un processus de fabrication plus simple[1].

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. a et b (en) Anatoly Zak, « RD-0124 engine », sur russianspaceweb.com (consulté le 4 juin 2016)
  2. (en) Y. Demianenko, A. Dmitrenko, A. Ivanov et V. Pershin (juillet 2005) « Turbopomps for Gas Generator and Stages Combustion Cycles Rocket Engines » (pdf) dans Joint Propulsion Conference , 1.1, Tucson (Arizona): AIAA. Consulté le 3 juin 2016. 
  3. (en) Starsem, « RD-0124 AN OPTIMIZED PROPULSION SYSTEM »,

Voir aussi[modifier | modifier le code]

Articles connexes[modifier | modifier le code]

Lien externe[modifier | modifier le code]