RD-120

RD-120 GRAU index: 11D123) adalah mesin roket tahap atas cair yang membakar RG-1 ( minyak tanah olahan ) dan LOX dalam siklus pembakaran bertahap kaya oksidator dengan rasio O/F 2,6. Mesin ini digunakan pada tahap kedua dari keluarga kendaraan peluncur Zenit. Mesin ini memiliki ruang bakar tunggal dan tetap sehingga pada Zenit mesin ini dipasangkan dengan mesin vernier RD-8. Mesin ini dikembangkan dari tahun 1976 hingga 1985 oleh NPO Energomash dengan VP Radovsky yang memimpin pengembangan. Diproduksi oleh, antara lain, Yuzhmash di Ukraina.^{[1][2][3][4][5][6][7][8][9][10][11][12]}

Keluarga RD-120

Sejarah

Bahasa Indonesia: Selama pengembangan awal program Buran dari 11D77 —kendaraan peluncur yang kemudian dikenal sebagai Zenit— , KBKhA telah ditugaskan untuk mengembangkan mesin tahap kedua, seperti yang telah mereka lakukan untuk kendaraan Proton dan Soyuz. Namun mengingat kesulitan bagi NPO Energomash dalam mengembangkan RD-123 (yang kemudian dikenal sebagai RD-170), mereka menyerahkan pengembangan mesin penopang hidrogen/oksigen kepada KBKhA. Proyek ini, analog dari SSME, adalah proyek RD-130 dalam NPO Energomash. Namun ketika KBKhA menangani pengembangan tersebut, menamainya RD - 0 120, sebuah nama yang selalu menjadi sumber kebingungan dengan mesin dari artikel saat ini. Sebagai imbalan bagi mereka untuk menangani pengembangan yang sulit dari mesin propelan kriogenik, Energomash mengambil alih tanggung jawab untuk mengembangkan mesin tahap kedua dari 11D77, yang pada akhirnya akan dikenal sebagai RD-120. Fakta bahwa RD-120 dan RD-0120 memiliki konsepsi yang saling terkait, dalam program yang sama, dan dengan pertukaran biro desain, tidak membantu menghindari kebingungan.^{[13][14][15][16][17][18][19][20][21][22][23][24][25]}

Pada 16 Maret 1976 Pemerintah mengeluarkan resolusi untuk pengembangan Zenit, RD-171 dan RD-120. Pada April 1976, Yuzhnoye memasok NPO Energomash dengan persyaratan akhir untuk propulsi tahap pertama dan kedua 11D77. Salah satu efek yang diinginkan dari konsolidasi propulsi tahap pertama dan kedua pada perancang yang sama, adalah bahwa mereka dapat mempelajari pelajaran mereka pada mesin pembakaran bertahap pada mesin tahap atas yang lebih kecil dan lebih sederhana, dan kemudian menerapkannya pada RD-170 tahap pertama yang lebih besar dan lebih inovatif. NPO Energomash, telah mengerjakan prototipe mesin pembakaran bertahap minyak tanah/oksigen dalam kisaran itu, berdasarkan mesin hipergolik RD-268, yang sudah diproduksi secara serial dengan Yuzhmash. Pada Februari 1977, desain awal RD-120 selesai. Dan pada tanggal 31 Januari 1979 dilakukan uji tembak pertama terhadap RD-120.^{[26][27][28][29][30][31][32][33][34][35][36]}

RD-120 mengalami debut yang rumit, dengan tahap kedua gagal pada penerbangan pertamanya (13 April 1985), kedua (21 Juni 1985) dan keempat (28 Desember 1985). Sementara hanya kegagalan pertama yang dapat dikaitkan dengan RD-120 — regulator aliran propelan mengalami kebocoran dan tahap kehabisan propelan sebelum mengorbit —, kinerja awal program tersebut cukup meresahkan. Akhirnya terbukti nilainya, dan pada Desember 1987 RD-120 (dan Zenit) dianggap ditugaskan. Tetapi pada tahun-tahun pembubaran Soviet, tahap kedua gagal dua kali berturut-turut pada 30 Agustus 1991 dan 5 Februari 1992. Zenit mengalami kegagalan tahap kedua lainnya, tetapi hanya yang pertama yang pernah dikaitkan langsung dengan RD-120 itu sendiri.

Pada tahun 1990, Kepala Departemen Propulsi NPO Energomash, dan desainer terkemuka, VKChvanov, dianugerahi Penghargaan Negara untuk penciptaan RD-120.

Pada bulan Oktober 1992, Pratt & Whitney menandatangani perjanjian dengan NPO Energomash untuk menjual dan mewakili lini mesin mereka di Amerika Serikat. Selama versi awal program X-34, yang mencoba mengembangkan kendaraan peluncur yang dapat digunakan kembali untuk muatan kecil melalui asosiasi publik/swasta, RD-120 secara serius dipertimbangkan untuk tahap pertama peluncuran udara 747. RD-120 menawarkan harga dan kinerja terbaik, dan merupakan pilihan yang disukai Orbital Sciences. Faktanya, pada tanggal 11 Oktober 1995, RD-120 ditembakkan di AS dan dengan demikian menjadi mesin roket Rusia pertama yang secara aktif diproduksi yang ditembakkan di tanah Amerika. Versi mesin ini, terutama akan berbeda dari Zenit dalam penambahan dudukan gimbal yang memungkinkannya menawarkan TVC. Versi ini akan dikenal sebagai RD-120M. Mitra swasta kedua dalam program X-34, Rockwell International, ingin menggunakan mesin mereka sendiri, RS-27. Dan mengingat jadwal dan anggaran program yang terbatas, pemilihan mesin tidak dapat diselesaikan dan program dibatalkan dan dilaksanakan kembali sebagai program penelitian NASA murni yang kemudian dikenal dengan X-34.

Pada tahun 1990an, Tiongkok juga memperoleh dua atau tiga model RD-120, dan mungkin juga beberapa dokumentasi. Hal ini memungkinkan mereka untuk mengembangkan program mesin pembakaran bertahap berbahan bakar minyak tanah buatan mereka sendiri, YF-100 dan YF-115.

RD-120 memiliki margin signifikan yang terpasang, yang memungkinkan antara tahun 2001 dan 2003 untuk mengembangkan versi 'Uprated' atau 'Forced' yang dimodernisasi dari mesin untuk Sea Launch yang meningkatkan daya dorong 10% menjadi 912 kN (205.000 lbf). Ini juga menggabungkan banyak perbaikan, yang memungkinkannya untuk meningkatkan tekanan ruang dan daya dorong tanpa penambahan berat. Ini masih memiliki margin ekstra 5%, memperpanjang umur desain menjadi 4260 detik, jumlah penyalaan menjadi 19 dan memungkinkan untuk mempertimbangkannya sebagai dasar untuk roket yang dapat digunakan kembali, mesinnya masih belum mampu memulai ulang saat terbang. Setelah program yang menggunakan 4 mesin uji dan melakukan 28 uji api panas dengan waktu berjalan terakumulasi 8.135 detik, mesin tersebut memenuhi syarat untuk terbang. Pengujian dimulai pada Maret 2004 dan melakukan penerbangan debutnya pada 15 Februari 2006 di mana ia berhasil mengorbit EchoStar X.

Versi

Mesin ini memiliki dua versi operasional dan beberapa variasi yang diusulkan:

• RD-120 (GRAU Index 11D123): Versi asli dikembangkan untuk tahap kedua Zenit-2. Karakteristik utamanya adalah menggunakan turbopump vertikal, karena tangki bahan bakarnya berbentuk torus dan mesinnya harus pas di lubang tengah.
• RD-120 (daya dorong tambahan) (Indeks GRAU 11D123): Versi daya dorong tambahan yang dikembangkan untuk tahap kedua Zenit-3SL. Beberapa penulis mengidentifikasinya sebagai RD-120M (Indeks GRAU 11D123M).
• RD-120K : Proyek tahap pertama yang tidak diketahui. Area perluasannya telah dikurangi dan pengaturan subsistemnya dilakukan untuk mengurangi panjang total. Pengembangannya cukup banyak sehingga benar-benar melakukan beberapa uji coba api.
• RD-120M : Versi yang diusulkan untuk program X-34. Versi ini menambahkan dudukan gimbal, dan telah diuji coba di AS.
• RD-120U : Versi yang diusulkan untuk ULV-22.
• RD-146
• RD-182 : Versi Metana/LOX dari RD-120K. Diusulkan untuk proyek kendaraan peluncur Riksha untuk Biro Desain Roket Makeyev.
• RD-182M : Versi LNG/LOX dari RD-182. Diusulkan untuk proyek kendaraan peluncur Vozdushnyy Start.
• RD-870 : Versi Ukraina dari RD-120K dengan ruang bakar produksi Rusia diganti dengan mesin RD-263 yang dimodifikasi dari stok, dikembangkan oleh Biro Desain Yuzhnoye untuk digunakan pada tahap pertama Cyclone-4M SLV.

Keluarga Mesin RD-120

Nama	RD-120	RD-120 (augmented thrust)	RD-120K	RD-870
AKA	11D123	11D123 11D123M?
Tahun pengembangan	1976–1985	2001–2003	1986–	2016–
Jenis mesin	Mesin roket cair tahap atas siklus pembakaran bertahap kaya Oksidator
Propelan	RG-1/LOX (O/F 2.6)
Tekanan ruang bakar	1.628 MPa (236.100 psi)	1.781 MPa (258.300 psi)	1.763 MPa (255.700 psi)	16 MPa (160 kgf/cm^2)
Dorongan (Vac)	8.336 kN (1.874.000 lbf)	912 kN (205.000 lbf)	8.532 kN (1.918.000 lbf)	86.750 kN (8.846 tf)
Dorongan (SL)	N/A	N/A	7.845 kN (1.764.000 lbf)	7.810 kN (796 tf)
Isp (Vac)	350 s (3,4 km/s)	350 s (3,4 km/s)	330 s (3,2 km/s)	332 s (3,26 km/s)
Isp (SL)	N/A	N/A	3.044 s (29,85 km/s)	298 s (2,92 km/s)
Throttle	70–110%	70–110%	50–105%	98.5–101.5%
Ekspansi nosel	114.5	114.5	49.6	N/A
Waktu pembakaran	290 detik	290 detik	305 detik	200 detik
Masa pakai mesin	2,200 detik	2,200 detik	2,200 detik	N/A
Panjang	3.872 mm (152,4 in)	3.872 mm (152,4 in)	2.435 mm (95,9 in)	2.746 mm (108,1 in)
Diameter	1.954 mm (76,9 in)	1.954 mm (76,9 in)	1.400 mm (55 in)	1.436 mm (56,5 in)
Berat	1.125 kg (2.480 pon)	1.125 kg (2.480 pon)	1.080 kg (2.380 pon)	1.280 kg (2.820 pon)
Digunakan pada	Zenit-2 Second Stage	Zenit-3SL Second Stage	Proyek	Cyclone-4M First Stage
Peluncuran pertama	1985-04-13	1999-03-28	N/A	N/A
Status	Sedang dalam Produksi	Sedang dalam Produksi	Proyek	Proyek
Referensi	[25][22][17][2]

Derivatif teknologi

Tanpa mempertimbangkan variasi langsung dari RD-120, mesin yang sangat berpengaruh ini telah menjadi fondasi bagi banyak mesin yang mencakup turunan di empat negara. RD-801 dan RD-810 Ukraina, YF-100 dan YF-115 Cina , serta SCE-200 India dapat ditelusuri langsung kembali ke RD-120. Keluarga mesin RD-170 Soviet/Rusia dikembangkan berdasarkan pelajaran yang dipelajari dari proyek RD-120.

keluarga RD-170

Seperti yang dinyatakan di bagian Sejarah, RD-120 digunakan sebagai aplikasi praktis pertama dari pembakaran bertahap kaya oksidator dengan propelan minyak tanah di NPO Energomash, sebelum menangani RD-170. Jadi, meskipun keluarga mesin yang lebih baru ini memiliki parameter kinerja yang lebih agresif dan proyek asli (RD-123) mendahului RD-120, itu memang merupakan desain aktual pertama dari pengembangan seri.

RD-801 dan RD-810

Meskipun pengalaman propulsi Yuzhnoye sebagian besar menggunakan mesin propelan hipergolik, seperti RD-855 atau RD-861, mesin tersebut dianggap terlalu beracun bagi standar ekologi modern. Meskipun mereka masih menawarkan untuk mengembangkan propulsi hipergolik, seperti dalam kasus RD -843 untuk tahap AVUM Vega atau proyek Tsyklon-4, untuk keluarga kendaraan peluncur Mayak, propelan LOX dan minyak tanah yang lebih ramah lingkungan diputuskan.

Yuzhnoye tidak hanya menguasai siklus paling rumit untuk propelan ( siklus pembakaran bertahap kaya oksidator ) dengan RD-8, tetapi mereka juga bekerja sama erat dengan NPO Energomash selama program RD-120. Pembuatannya dilakukan di perusahaan saudaranya Yuzhmash di Ukraina, dan proyek peningkatan daya dorong RD-120 dari tahun 2001 hingga 2003 merupakan proyek gabungan antara ketiga perusahaan tersebut.

Berdasarkan pengalaman ini, diusulkanlah sebuah keluarga mesin derivatif. RD-805 dan RD-809 sebagian besar merupakan modifikasi dari RD-8, tetapi anggota keluarga RD-801 dan RD-810 dapat dianggap sebagai keturunan sejati dari RD-120. Salah satu karakteristik keluarga ini adalah keterbatasan dalam menjaga suhu keluaran preburner di bawah 500 °C (932 °F).

SCE-200

Pada tanggal 2 Juni 2005, India dan Ukraina menandatangani Perjanjian Kerangka Kerja antara Pemerintah Ukraina dan Pemerintah Republik India tentang Kerja Sama dalam Penggunaan Luar Angkasa secara Damai, yang akan mulai berlaku pada tanggal 15 Februari 2006. Menurut siaran pers resmi pada tanggal 26 Maret 2013 oleh Kementerian Pembangunan Ekonomi dan Perdagangan Ukraina, pengembangan mesin roket untuk kendaraan peluncur India dimulai pada tahun 2006 di bawah proyek gabungan India-Ukraina yang diberi nama "Jasmine".

Cetak biru mesin yang diduga ditransfer oleh Ukraina ke India, telah diidentifikasi sebagai RD-810. Karena transfer tersebut secara khusus mengecualikan metode analisis teknik dan perangkat lunak, India pada kenyataannya, harus mengembangkan sebagian besar teknologi dan model teknik untuk memproduksi dan mensertifikasi mesin tersebut. Mengingat spesifikasi yang secara praktis identik dengan RD-810, dan fakta bahwa bahkan pihak India menggunakan render mesin Yuzhnoye dalam presentasi mereka, hal itu dapat dianggap setidaknya sangat dipengaruhi oleh RD-120.

YF-100 dan YF-115

Selama tahun 1990-an, Tiongkok memperoleh dua atau tiga model RD-120, dan mungkin beberapa dokumentasi. Hal ini memungkinkan mereka untuk melakukan bootstrap pada program mesin pembakaran bertahap berbahan bakar minyak tanah dalam negeri mereka,YF-100danYF-115.

Seperti halnya dengan pesawat India dan RD-810, transfer mesin fisik dan cetak biru hanya membantu dalam pengembangan. Namun, pengembangan tersebut memerlukan sepuluh tahun penelitian, yang mengharuskan penguasaan 70 teknologi utama, pengembangan 50 material baru, dan pembangunan 61 set mesin dengan total waktu penyalaan lebih dari 40.000 detik pada tahun 2013.

Perbandingan derivatif

Derivatif Teknologi RD-120

Nama	RD-120	RD-120 (augmented thrust)	RD-191	YF-100	RD-801	RD-810	SCE-200
AKA	11D123	11D123 11D123M?
Negara Asal	Soviet Union	Russia/Ukraine	Russia	China	Ukraine	Ukraine	India
Designer	NPO Energomash	NPO Energomash/Yuzhnoye	NPO Energomash	AALPT		Yuzhnoye	LPSC
Tahun pengembangan	1976–1985	2001–2003	1999–2011	2000–2015	2005–	2005–	2005–
Jenis Mesin	Mesin roket cair tahap atas siklus pembakaran bertahap kaya Oksidator
Propelan	RG-1/LOX (O/F 2.6)			Kerosene/LOX (O/F 2.6)	RG-1/LOX (O/F 2.65)		Isrosene/LOX (O/F 2.65)
Tekanan Ruang	1.628 MPa (236.100 psi)	1.781 MPa (258.300 psi)	2.575 MPa (373.500 psi)	18 MPa (2.600 psi)	18 MPa (2.600 psi)	18 MPa (2.600 psi)	18 MPa (2.600 psi)
Dorongan (Vac)	8.336 kN (1.874.000 lbf)	912 kN (205.000 lbf)	2.090 kN (470.000 lbf)	1.340 kN (300.000 lbf)	1.340 kN (300.000 lbf)	2.105 kN (473.000 lbf)	2.030 kN (460.000 lbf)
Dorongan (SL)	N/A	N/A	1.920 kN (430.000 lbf)	1,200 kN (270 lbf)	1.198 kN (269.000 lbf)	1.876 kN (422.000 lbf)	1.820 kN (410.000 lbf)
Isp (Vac)	350 s (3,4 km/s)	350 s (3,4 km/s)	3.375 s (33,10 km/s)	335 s (3,29 km/s)	336 s (3,30 km/s)	3.355 s (32,90 km/s)	335 s (3,29 km/s)
Isp (SL)	N/A	N/A	3.112 s (30,52 km/s)	300 s (2,9 km/s)	3.007 s (29,49 km/s)	299 s (2,93 km/s)	299 s (2,93 km/s)
Throttle	70–110%	70–110%	27–105%	65–100%	N/A	N/A	65–105%
Ekspansi Nosel	114.5	114.5	37	35	N/A	N/A	N/A
Waktu pembakaran	290 detik	290 detik	325	155 detik	200 detik	N/A	N/A
Panjang	3.872 mm (152,4 in)	3.872 mm (152,4 in)	3.780 mm (149 in)	N/A	N/A	N/A	N/A
Diameter	1.954 mm (76,9 in)	1.954 mm (76,9 in)	2.100 mm (83 in)	1.338 mm (52,7 in)	N/A	N/A	N/A
Berat	1.125 kg (2.480 pon)	1.125 kg (2.480 pon)	2.200 kg (4.900 pon)	N/A	1.630 kg (3.590 pon)	2.800 kg (6.200 pon)	2.700 kg (6.000 pon)
Digunakan pada	Zenit-2 Second Stage	Zenit-3SL Second Stage	Angara	LM-5, LM-6 and LM-7	Mayak	Mayak	ULV
Peluncuran Pertama	1985-04-13	1999-03-28	2014-07-09	2015-09-20	N/A	N/A	N/A
Status	Retired	Sedang dalam Produksi	Sedang dalam Produksi	Sedang dalam Produksi	Proyek	Proyek	Dalam Pengembangan
Referensi	[25][22][17][2][36]

Mesin yang dikembangkan Energomash

Pilihan mesin yang dikembangkan oleh Energomash^[37]

Penamaan	Jenis catu daya	Dorongan (kNewton)	Impuls spesifik (detik)	Bahan pembakar	Tekanan ruang bakar	Massa (kg)	Dimensi (tinggi x diameter)	Fitur lainnya	Perkembangan	Penggunaan	Status	Keterangan
ORM-65		1,72 (darat)	215 (darat)	Minyak tanah / Asam nitrat	26,5 bars	14.3|kg}}	0,46 / 0,38 m.		1936	pesawat peluncur RP-318
RD-100		257 (darat)	199 (darat)	Alkohol 75% / Oksigen cair	16,2 bars	1209|kg}}	3,7 / 1,65 m.		1946-1950	Missile R-1		Salinan mesin rudal V2
RD-107	Gas generator	814 (darat)	256 (darat)	Minyak tanah / Oksigen cair	60 bars	1190 kg	2,86 / 1,85 m.	4 ruang bakar	1954-1957	Tahapan rudal R-7 dan roket R-7 Semyorka	dalam produksi	Versi turunannya menggerakkan Soyuz
RD-120	Pembakaran bertahap	833 (vakum)	350 (vakum)	Minyak tanah / Oksigen cair	166 bars	1125 kg	3,87 / 1,95 m.	1 ruang bakar	1976-1985	Tahapan peluncur Zenit	dalam produksi
RD-170	Pembakaran bertahap	7257 (darat)	309 (darat)	Minyak tanah / Oksigen cair	250 bars	10750 kg	4 / 4 m.	4 ruang bakar	1976-1987	Tahapan peluncur Energia		Mesin paling bertenaga menggunakan kombinasi propelan ini
RD-180	Pembakaran bertahap	3824 (darat)	311 (darat)	Minyak tanah / Oksigen cair	262 bars	5330 kg	3,58 / 3,2 m.	2 ruang bakar	1992-1998	Tahapan peluncur Atlas V et Atlas III	dalam produksi	Versi turunan dari RD-170 dengan dua ruang bakar
RD-191	Pembakaran bertahap	1922 (darat)	310 (darat)	Minyak tanah / Oksigen cair	263 bars	2200 kg	4 / 1,45 m.	1 ruang bakar	1998	Tahapan peluncur Angara	dalam produksi	Versi turunan dari RD-170 dengan ruang bakar tunggal
RD-214	Gas generator	636 (darat)	230 (darat)	Asam nitrat / Minyak tanah	44,5 bars	645 kg	2,38 / 1,5 m.	4 ruang bakar	1952-1957	Tahapan rudal R-12 Tahapan peluncur Cosmos
RD-216		1481 (darat)	246 (darat)	Asam nitrat / UDMH	75 bars	1350 kg	2,19 / 2,26 m.	4 ruang bakar	1958-1960	Tahapan rudal R-14 Tahapan peluncur Cosmos SLV
RD-218		2221 (darat)	246 (darat)	Asam nitrat / UDMH	75 bars	1960 kg	2,2 / 2,8 m.	6 ruang bakar	1958-1961	Tahapan rudal intercontinental R-16
RD-251	Pembakaran bertahap	2363 (darat)	270 (darat)	Nitrogen tetroksida / UDMH	85 bars	1729 kg	1,7 / 2,52 m.	6 ruang bakar	1961-1965	Tahapan rudal intercontinental R-36
RD-253	Pembakaran bertahap	1471 (darat)	285 (darat)	Nitrogen tetroksida / UDMH	150 bars	1080 kg	3 / 1,5 m.	1 ruang bakar	1961-1965	Tahapan peluncur Proton	dalam produksi

Daftar peluncur orbital dengan mesin Energomash

Daftar peluncur orbital dengan mesin yang dikembangkan oleh Energomash

No.	Kendaraan	Asal	Mesin
1.	Angara (rocket family)	Rusia	RD-191
2.	Energia	Rusia	RD-170
3.	Voskhod	Rusia	RD-107
4.	Vostok (rocket family)	Rusia	RD-107
5.	Molniya	Rusia	RD-107ММ
6.	Polyot	Rusia	RD-107
7.	Kosmos (rocket family)	Rusia	RD-170
8.	Soyuz (rocket family)	Rusia	RD-107
9.	Zenit (rocket family)	Rusia &  Ukraina	RD-171
10.	Dnepr	Rusia &  Ukraina	RD-263
11.	MAKS (spacecraft)	Rusia &  Ukraina	RD-701
12.	Tsyklon	Ukraina	RD-252
13.	Antares (rocket)	Amerika Serikat	RD-181
14.	Atlas III	Amerika Serikat	RD-180
15.	Atlas V	Amerika Serikat	RD-180
16.	Naro-1	South Korea	RD-151

Lihat pula

• BE-3 – mesin berbahan bakar hidrogen yang saat ini dioperasikan oleh Blue Origin
• SpaceX Raptor – mesin berbahan bakar metana yang dikembangkan oleh SpaceX
• Merlin – mesin operasional berbahan bakar minyak tanah oleh SpaceX
• BE-4 (Blue Engine 4) – mesin berbahan bakar metana yang dikembangkan oleh Blue Origin
• Wahana peluncur antariksa
• Mesin roket
• Rutherford
• RD-107
• NK-33
• RD-170
• RD-0124
• RD-191
• RD-8
• RD-180
• RD-193
• RD-801
• RD-810
• YF-100
• YF-115
• YF-130

Referensi

1. "RD-120 article on Astronautix.com"
2. "Двигатели 1944-2000: Аавиационные, Ракетные, Морские, Промышленные" [Aviadvigatel 19442-2000: Aviation, rocketry, naval and industry] (PDF) (dalam bahasa Rusia). hlm. 265–266. Diakses tanggal 2015-07-25. 
3. Brügge, Norbert. "The family of the rocket engine Energomash RD-120". B14643.de. Diakses tanggal 2015-08-06. 
4. Brügge, Norbert. "Riksha". B14643.de. Diakses tanggal 2015-08-11. 
5. Brügge, Norbert. "Propulsion Riksha". B14643.de. Diakses tanggal 2015-08-11. 
6. Brügge, Norbert. "ULV-22 (Edinstvo)". B14643.de. Diakses tanggal 2015-08-11. 
7. Brügge, Norbert (2016-07-11). "ULV Propulsion". B14643.de. Diakses tanggal 2016-07-18. 
8. Wade, Mark. "RD-120K". Encyclopedia Astronautica. Diarsipkan dari versi asli tanggal March 21, 2002. Diakses tanggal 2015-08-11.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
9. Wade, Mark. "RD-182". Encyclopedia Astronautica. Diarsipkan dari versi asli tanggal June 25, 2002. Diakses tanggal 2015-08-11.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
10. Wade, Mark. "RD-182M". Encyclopedia Astronautica. Diarsipkan dari versi asli tanggal May 5, 2002. Diakses tanggal 2015-08-11.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
11. "Semi-Cryogenic Engines" (PDF). Diarsipkan dari versi asli (PDF) tanggal 2015-12-08.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
12. Gunter Dirk Krebs (2015-06-28). "Zenit-3". Gunter's Space Page. Diakses tanggal 2015-07-25. 
13. Hendrickx, Bart; Vis, Bert (2007-10-04). Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle (edisi ke-UK 2007). Springer. hlm. 66–67. ISBN 978-0-387-69848-9. Diakses tanggal 2015-08-05. 
14. Hendrickx, Bart; Vis, Bert (2007-10-04). Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle (edisi ke-UK 2007). Springer. hlm. 79. ISBN 978-0-387-69848-9. Diakses tanggal 2015-08-05. 
15. Hendrickx, Bart; Vis, Bert (2007-10-04). Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle (edisi ke-UK 2007). Springer. hlm. 80. ISBN 978-0-387-69848-9. 
16. Hendrickx, Bart; Vis, Bert (2007-10-04). Energiya-Buran: The Soviet Space Shuttle (edisi ke-UK 2007). Springer. hlm. 410. ISBN 978-0-387-69848-9. Diakses tanggal 2015-08-05. 
17. 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] (PDF). The Aerospace Thermal Technology Department of the Moscow Aviation Institute. 1998-10-16. Diakses tanggal 2015-08-06. 
18. "Урядовий портал :: Україна розробляє ракетний двигун для індійської ракети-носія". www.kmu.gov.ua. Diakses tanggal 2016-03-15. 
19. "Урядовий портал :: Ukraine designs rocket for Indian launch vehicle". www.kmu.gov.ua. Diakses tanggal 2016-03-15. 
20. Degtyarev, A.V.; Shulga, V.A.; Zhivotov, A.I.; Dibrivny, A.V. (2013). Создание семейства кислородно-керосиновых жидкостных ракетных двигателей на базе отработанных технологий для перспективных ракет-носителей гп "Кб «Южное" [Creation of a family of oxygen-kerosene liquid-propellant rocket engines based on proven technologies for advanced launch vehicles of Yuzhnoye Design Bureau] (PDF) (Laporan) (dalam bahasa Rusia). 2013 nr. 01. National Aerospace university them. NE Zhukovsky. hlm. 44–50. ISSN 1727-7337. Diarsipkan dari versi asli (PDF) tanggal 16 August 2016.  Parameter |script-journal= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan); Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan); Parameter |trans-journal= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
21. "The Policy Origins of the X-33. Part VII: The X-34". NASA Headquarters. 2000-03-25. Diarsipkan dari versi asli tanggal 2014-05-31. Diakses tanggal 2015-08-09.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
22. "NPO Energomash list of engines". NPO Energomash. Diarsipkan dari versi asli tanggal 7 November 2014.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
23. "History". NPO Energomash. Diarsipkan dari versi asli tanggal 18 November 2014.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
24. "Вехи истории" [Milestones] (dalam bahasa Rusia). NPO Energomash. Diarsipkan dari versi asli tanggal 15 September 2014.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
25. "RD-120". NPO Energomash. Diarsipkan dari versi asli tanggal 5 April 2015.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
26. "Pratt & Whitney conducts the first U.S. test firing of a production Russian rocket engine". PR Newswire. 1995-10-11. Diarsipkan dari versi asli tanggal 2016-03-05. Diakses tanggal 2015-08-09.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
27. Zak, Anatoly (2013-01-31). "Stage II of Zenit rocket". RussianSpaceWeb.com. Diakses tanggal 2015-08-06. 
28. "120吨级液氧煤油发动机项目验收" [120-ton liquid oxygen kerosene engine project acceptance] (dalam bahasa Tionghoa). CASC. 2012-06-01. Diakses tanggal 2015-07-02. 
29. "Chang Zheng-5 (Long March-5)". SinoDefence. Diarsipkan dari versi asli tanggal 2015-07-03. Diakses tanggal 2015-07-02.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
30. Ed Kyle (2014-08-25). "Space Launch Report: Zenit Data Sheet". Space Launch Report. Diarsipkan dari versi asli tanggal 21 August 2010.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
31. "Legal basis of Ukraine and India". Ministry of Foreign Affairs of Ukraine. Diakses tanggal 2015-08-10. 
32. UKRAINE: APPEAL FOR USG FORBEARANCE ON INDIA SPACE PROGRAM COOPERATION (Laporan). WikiLeaks. 2007-09-07. Diakses tanggal 2015-08-10. 
33. UKRAINE: U.S. FEEDBACK ON SLV ENGINE COOPERATION WITH INDIA AND MIXER CASE (Laporan). WikiLeaks. 2007-09-28. Diakses tanggal 2015-08-10. 
34. UKRAINE/MTCR/NSG: CENTRIFUGAL CHARGING PUMPS TO CHINA/CHINESE RD-120 DEVELOPMENT (Laporan). WikiLeaks. 2007-09-28. Diakses tanggal 2015-08-10. 
35. UKRAINE: YUZHNOYE AND ISRO PROPOSED ROCKET COOPERATION (Laporan). WikiLeaks. 2008-05-21. Diakses tanggal 2015-08-10. 
36. "Liquid rocket engine RD-120". Yuzhmash. Diarsipkan dari versi asli tanggal 9 August 2015.  Parameter |url-status= yang tidak diketahui akan diabaikan (bantuan)
37. [[#Sutton2006|History of liquid propellant rocket engines, op. cit. Templat:Pp.]]