jose alejandro urrego peÑa
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INVESTIGACIONES EN COHETERÍA EXPERIMENTAL
ESTUDIO DE FACTIBILIDAD DE LA PRIMERA MISION
COLOMBIANA DE COHETERIA EXPERIMENTAL CON
PROPULSION LIQUIDA Y ALCANCE ESTRATOSFERICO.
PROYECTO PUA, MISION SENECA II.
JOSE ALEJANDRO URREGO PEÑA
UNIVERSIDAD DE LOS ANDES
FACULTAD DE INGENIERÍA
DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA
BOGOTÁ. 2012
~ 2 ~
INVESTIGACIONES EN COHETERÍA EXPERIMENTAL
ESTUDIO DE FACTIBILIDAD DE LA PRIMERA MISION
COLOMBIANA DE COHETERIA EXPERIMENTAL CON
PROPULSION LIQUIDA Y ALCANCE ESTRATOSFERICO.
PROYECTO PUA, MISION SENECA II.
JOSE ALEJANDRO URREGO PEÑA
Proyecto de Grado para optar al título de Magister en Ingeniería
Mecánica.
Asesor
Fabio A. Rojas Dr. Eng. Mec.
UNIVERSIDAD DE LOS ANDES
FACULTAD DE INGENIERÍA
DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA
BOGOTÁ. 2012
~ 3 ~
AGRADECIMIENTOS
A quienes nunca podré encontrar la forma de agradecer el cariño, comprensión y apoyo brindado en los momentos buenos y malos de mi vida, hago este triunfo compartido, sólo esperando que comprendan que mis ideales y esfuerzos son inspirados en cada uno de ustedes.
A mi Dios por nunca soltar mi mano y hacerme saber que cada instante su presencia guió mis pensamientos y acciones.
A mis Padres José Napoleón y Luz Mary por ese incondicional apoyo, sus oraciones y palabras de fe y esperanza.
Al Profesor Fabio A. Rojas por seguir creyendo en mí, por enseñarme a luchar hasta el final y por nunca dejar de perseguir ese sueño.
A Diana Carolina por su apoyo, sus palabras de aliento y cariño, su paciencia y comprensión.
A Linde Colombia, El Dr. Guillermo de J. Ceballos y el Sr. Fabio I. Sánchez por ser la esperanza, el conocimiento y la voz de aliento en los momentos más difíciles.
A Famecon, el Ing. Guillermo Pérez e Ing. Carolina Pérez por su sabiduría y apoyo al proyecto.
Y a todas las personas que de una u otra forma hicieron parte de este trabajo y me apoyaron cuando más necesite de ellos.
Con amor, agradecimiento y respeto.
~ 4 ~
A mis padres José Napoleón y Luz Mary
Y a mi patria Colombia, porque algún día puede verte grande y poderosa.
~ 5 ~
TABLA DE CONTENIDO
Tabla de Figuras ................................................................................................................................. 6
1. INTRODUCCIÓN ............................................................................................................................ 7
2. OBJETIVOS .................................................................................................................................... 8
2.1 Objetivo General ....................................................................................................................... 8
2.2 Objetivos Específicos ................................................................................................................ 8
3. DISEÑO PRELIMINAR MOTOR PUA L1-6s-2000N ....................................................................... 9
3.1 Lista de Símbolos y Variables ................................................................................................... 9
3.2 Algoritmo Preliminar de Diseño ............................................................................................... 11
3.3 Diseño de Tanques de Almacenamiento ............................................................................... 14
4. PROCESO DE SIMULACIÓN ....................................................................................................... 15
5. INSTRUMENTACIÓN ELECTRÓNICA ......................................................................................... 22
6. MANUFACTURA Y ENSAMBLE ................................................................................................... 41
6.1 Manufactura de Piezas ............................................................................................................ 42
6.1.1 Nariz .................................................................................................................................. 42
6.1.2 Fuselajes ........................................................................................................................... 42
6.1.3 Aletas ............................................................................................................................. 43
6.1.4 Motor Cohete Pua L1-6s-2000N .................................................................................... 44
6.1.5 Motor Cohete Kappa sb. ...................................................................................................... 49
7. Seguridad ...................................................................................................................................... 50
8. Prueba de caracterización Motor PUA L1-6s-2000N .................................................................... 79
8.1 Adaptaciones Técnicas para la Medición de las Variables ..................................................... 79
8.2 Aplicación y Distribución de Roles en la Prueba. .................................................................... 82
8.2.1 Roles de Trabajo: .............................................................................................................. 82
9. Aproximación Metodológica .......................................................................................................... 84
10. Etapa de pre-prueba en banco.................................................................................................... 86
10.1 Procedimiento de llenado y alistamiento pre-ignición. .......................................................... 86
10.2 Ignitor ..................................................................................................................................... 87
11. Conclusiones ............................................................................................................................... 88
12. bibliografia ................................................................................................................................... 89
13. Anexos ......................................................................................................................................... 91
~ 6 ~
TABLA DE FIGURAS
Figura 1. Diagrama hidráulico esquemático del motor PUA L2000N-6s ......................................... 11
Figura 2. Disposición geométrica del modelo en 2D........................................................................ 16
Figura 3. Grafica de empuje vs tiempo del cohete Ainkaa II ........................................................... 17
Figura 4. Grafica del Numero de Mach vs tiempo del vehículo Ainkaa II ........................................ 18
Figura 5. Grafica del Coeficiente de arrastre vs tiempo del vehículo Ainkaa II. .............................. 19
Figura 6. Grafica de la Fuerza de Arrastre vs tiempo del vehículo Ainkaa II. .................................. 20
Figura 7. Grafica de Altitud vs tiempo del cohete Ainkaa II. ............................................................ 20
Figura 8. Grafica de variación de la ubicación del Centro de Presión vs tiempo del cohete Ainkaa
II. ........................................................................................................................................................ 21
Figura 9. Presentación grafica del lanzamiento del Cohete Ainkaa II durante su trayectoria de
vuelo. ................................................................................................................................................. 22
Figura 10. Nariz solida en Urapan despues del proceso de torneado. ........................................... 42
Figura 11. Fuselajes en Pvc Sanitario para primera y segunda etapa. ........................................... 43
Figura 12. a.)Alma de las aletas de estabilización del Cohete Ainkaa II etapa 1. B.) Aletas de
estabilización del cohete ainkaa II etapa 2. ...................................................................................... 44
Figura 13. Tanque de Oxigeno liquido motor PUA l1-6s-2000n ...................................................... 47
Figura 14. Tanque de gasolina motor PUA L1-6S-2000N ............................................................... 48
Figura 15. Unidad de combustion del motor PUA L1-6s-2000N ...................................................... 49
Figura 16. Motor-cohete Kappa sb de combustible solido ............................................................... 50
Figura 17. DIAGRAMA ESQUEMATICO MEDICIÓN DE PRESION Y TEMPERATURA. .............. 80
Figura 18. Diagrama esquematico de Medicion de fuerza de empuje ............................................. 81
Figura 19. Ignitor de KNSB con gota de ignición y direccionamiento de llama. .............................. 87
Figura 20. Esquema del ignitor utilizado en la iniciación del motor PUA L1 6s-2000N. .................. 88
~ 7 ~
1. INTRODUCCIÓN
En el año 2009 se lanzó la primera misión de Cohetería Experimental de la
Universidad de los Andes: Misión Séneca I - Cohete Ainkaa I [2], en la que se
experimentó sobre fundamentación de propulsión e instrumentación de vuelo de
un vehículo tipo cohete, autopropulsado con combustible sólido tipo Candy. Esta
primera misión usó como base tecnológica y científica trabajos anteriores hechos
en el Proyecto Uniandino Aeroespacial PUA, tales como: Análisis y diseño de la
cámara de combustión de un pequeño motor cohete [11] y Modelo y
caracterización del patrón de flujo en un sistema propulsivo, (pequeño Motor
Cohete) [10].
Ahora durante el año 2011, y como aporte de investigación a las ciencias
aeroespaciales colombianas, se realizó dentro del programa de Maestría en
Ingeniería Mecánica, el análisis, diseño y manufactura de la Misión Séneca II -
Cohete Ainkaa II. Esta segunda misión de cohetería busca abrir las puertas del
Proyecto Uniandino Aeroespacial a una tecnología de propulsión con combustibles
líquidos, que permitan mayor potencia de empuje, mayor eficiencia y por ende
apogeos más altos con mayor capacidad de carga [4].
El desarrollo de esta misión está directamente ligado a procesos de manufactura
de alta calidad, cuyos productos son el resultado de un algoritmo de diseño
especialmente implementado para obtener un comportamiento muy cercano al
planeado de forma teórica, y cuyas variables están plenamente establecidas para
ser rastreadas y monitoreadas en cualquier parte del proceso; de esta forma se
puede obtener un producto confiable, rastreable en todos sus procesos de diseño,
manufactura y ensamble.
~ 8 ~
2. OBJETIVOS
2.1 OBJETIVO GENERAL
Diseñar, construir y ensamblar un vehículo de desplazamiento vertical tipo
cohete, propulsado por motores-cohete de oxidante y combustible en estado
líquido, cuya altura objetivo será el limite estratosférico (11km), portando una
bahía de carga en la que se podrá llevar instrumentación electrónica que
registre en tiempo real los datos del comportamiento dinámico del cohete.
2.2 OBJETIVOS ESPECÍFICOS
1. El cohete construido durante el proyecto tendrá dos etapas
autopropulsadas cada una. La primera de ellas por un motor de
componentes de combustión líquidos, y la segunda por un motor de
combustible sólido Sorbitol+KNO3 (KNSB), que pueda ser lanzado, bajo
estrictas normas de seguridad internacionales para cohetería experimental
y en zonas militares adecuadas para ello. La aeronave deberá ascender un
primer tramo, separarse en dos piezas (descartar la primera etapa),
ascender con autopropulsión de nuevo (segunda etapa) y lograr el apogeo
esperado. Durante su recorrido deberá adquirir de manera totalmente
automática datos propios de su funcionamiento en vuelo (altitud, velocidad
y posición geográfica) en su sistema de monitoreo electrónico. Estos datos
serán enviados y almacenados en tiempo real vía telemétrica a una
estación terrena adecuada para recibirles. Dicho sistema será denominado
carga útil.
2. Generar un protocolo sistemático de simulación para obtener un
comportamiento lo mas fidedigno posible al real del cohete y así detectar a
tiempo posibles errores o aspectos de mejora en el diseño del mismo. De
igual manera generar un protocolo de adquisición de datos de la misión,
que asegure el almacenamiento de los datos adquiridos para su futura
utilización.
3. Establecer de manera clara y sistemática un protocolo de seguridad, prueba
y lanzamiento, que pueda ser aplicado al momento de las pruebas del
motor-cohete o del lanzamiento de la misión, para reducir al máximo la
~ 9 ~
ocurrencia de errores o accidentes por omisión o procedimiento, que
afecten la integridad del personal asistente en tierra.
3. DISEÑO PRELIMINAR MOTOR PUA L1-6S-2000N
3.1 LISTA DE SÍMBOLOS Y VARIABLES
~ 10 ~
~ 11 ~
3.2 ALGORITMO PRELIMINAR DE DISEÑO
FIGURA 1. DIAGRAMA HIDRÁULICO ESQUEMÁTICO DEL MOTOR PUA L1 6S-2000N
Datos de Entrada
(1)
(2)
(3)
(4)
(5)
(6)
(7)
(8)
Para hallar el flujo másico de elementos de combustión [16].
~ 12 ~
(9)
(10)
(11)
Temperatura en la sección de la garganta de la tobera [5]
(12)
Presión en la sección de la garganta de la tobera [16]
(13)
Área transversal de la garganta de la tobera [5]
(14)
Diámetro de la garganta de la tobera [5]
(15)
Volumen del cilindro de la cámara de combustión [16]
Área transversal de la cámara de combustión [16]
(17)
(18)
(19)
Longitud Cámara de combustión
(20)
Área transversal de la salida de la tobera [5]
~ 13 ~
(21)
(22)
(23)
Diámetro de salida de la tobera [5]
(24)
Espesor Pared
(25)
(26)
Se toma una pared de 1.5 mm
Flujo volumétrico componentes [16]
: (27)
(28)
(29)
(30)
(31)
Inyector de oxigeno [16]
(32)
(33)
(34)
Inyector de Gasolina [16]
~ 14 ~
(35)
3.3 DISEÑO DE TANQUES DE ALMACENAMIENTO
Datos de entrada
(36)
(37)
(38)
(39)
(40)
Se multiplica por 2.2 para añadir espacio al gas presurizante de la gasolina y
permitirle hacer trabajo. [5]
Espesor de pared
(41)
Se toma por seguridad una pared de 3 mm de espesor.
(42)
(43)
Se multiplica por 1.5 para añadir espacio al oxigeno autopresurizante [5].
Espesor de pared
(44)
Se toma por seguridad una pared de 3 mm de espesor.
En la tabla 1 se presenta la relación de elementos cotizados para la conducción de
fluidos y materiales de manufactura
~ 15 ~
Hydraulic Fittings & Hardware
Quant. Name Order No. Prov.
2 Relief valve LOX SS-4R3A5-SC11 Swagelok
2 Spring relief valve Kit 177-R3A-K1-C Swagelok
3 90 Elbow weld bleeds fill ports LNO
& gas, refrig. jacket SS-600-9-6W
Swagelok
1 Tube socket weld relief valve LOX
tank SS-4-TSW-7-4
Swagelok
1 Stainless Steel tubing SS-304 seamless, 3/8"x 0,049" thk x
6 m Comercializad
ora M.I
1 Fill NO ball valve SS-43GS6 Swagelok
2 Check valve SS-8CPA2-3 Swagelok
4 Female connector for check valves SS-600-7-8 Swagelok
4 tube cap vent port SS-600-C Swagelok
1 Female connector Gas injector SS-600-7-4 Swagelok
1 Cross Union as manifold SS-600-4 Comercializad
ora M.I
1 Hollow steel Bar CR 4"dia x 80”x ½” thk Acefer
3 Female connector LOX injector SS-600-7-4 Swagelok
1 Gasoline Injector Spraying Sys. 1/4 TT-SS+D12-45-HSS Spraying Systems
3 LOX Injector Spraying Sys. 1/4NN-316SS-12 Spraying Systems
1 Ball valve LOX SS-83PS6-SC11 Swagelok
1 Ball valve GAS SS-83PS6 Swagelok
2 Battery receptor Pack Flight Power EONXlite LiPo 2S 7,4 V
1600 mAh 25 C Tower
Hobbies
2 Servo actuator open/close valves Hitec HS-7954SH Ultra torque Tower
Hobbies
1 Rx Berg 7Ch programmable Castle Creations Berg 7P 7Ch FM
Horiz Rx Tower
Hobbies
4. PROCESO DE SIMULACIÓN
Dentro del proceso de creación y manufactura de la Misión Séneca II-Cohete
Ainkaa II, se llevó a cabo una etapa de simulación en el software RockSim V9.0®
[3,6], de gran importancia para los algoritmos de diseño. Esta etapa permite
corroborar y dimensionar ciertos comportamientos aerodinámicos, geométricos y
balísticos del modelo, asociados al tipo de motor, empuje, acabado, tolerancias
dimensionales, criterios de estabilidad y geometrías de base del modelo a ser
diseñado. Con estos datos se tiene una primera noción de los alcances y
~ 16 ~
limitaciones de la misión, así como información de uso frecuente [4,8] (velocidad,
resistencia aerodinámica, aceleración, altitud), que son de gran utilidad tanto para
los posteriores procesos de protocolarización y seguridad del lanzamiento, como
para caracterizar las prestaciones del vehículo a ser construido. A continuación se
muestra entonces los resultados obtenidos para la Misión Séneca II-Cohete
Ainkaa II.
Puede observarse la disposición geométrica bidimensional del cohete Ainkaa II en
la Figura 2, cuya información característica está referenciada en la parte superior
izquierda de dicha figura; para comodidad del lector los datos son:
Longitud: 132.12 in
Diámetro: 6.63 in.
Envergadura: 18.63in
Masa: 1136.23 Oz
Masa de segunda etapa: 107.93 Oz.
Masa de la primera etapa: 1028.3 Oz.
Centro de gravedad CG: 85.72 in (Desde la nariz del cohete)
Centro de Presión: 90.39 in (Desde la nariz del cohete)
Criterio de estabilidad: Neutro
Motores: PUA L1-6s-2000N Booster 1; Kappa SB Sustainer.
FIGURA 2. DISPOSICIÓN GEOMÉTRICA DEL MODELO EN 2D
En la Figura 3 se muestra el comportamiento del empuje generado por los dos
diferentes motores en toda la trayectoria del vuelo, generando un pico de empuje
de aproximadamente 2000 N en el momento del despegue, que paulatinamente
cae a 0 después de aproximadamente 6 segundos tiempo después del cual el
motor PUA L1-6s-2000N agota sus reservas de combustible. Evento seguido es el
encendido del motor Kappa SB de combustible sólido, que muestra un pico de
1600 N durante una fracción de tiempo de 3 s para posteriormente extinguirse, lo
cual se muestra en línea roja de “burnout” en la Figura 3.
~ 17 ~
Siguiendo el análisis de desempeño del cohete se obtiene en la Figura 4 el perfil
de velocidad del vehículo, en el cual se observan 2 picos, el primero de 0.78 Mach
obtenido en el “burnout” del motor de combustible líquido a los 5.8 s; y el segundo
alcanza una velocidad aproximada de 2.2 mach al producirse el “burnout” del
motor de combustible sólido, indicando que el vehículo se encuentra en régimen
supersónico de velocidad.
FIGURA 3. GRAFICA DE EMPUJE VS TIEMPO DEL COHETE AINKAA II
~ 18 ~
FIGURA 4. GRAFICA DEL NUMERO DE MACH VS TIEMPO DEL VEHÍCULO AINKAA II
Inmediatamente adquirida la grafica de velocidad del vehículo, se procede a
revisar y analizar el comportamiento del cohete respecto a su coeficiente de
arrastre, ya que se presume que al alcanzar velocidades de régimen supersónico,
la fuerza de arrastre asociada de manera directa con dicho coeficiente será
considerablemente alta. De ser así, estaría adentrándose en un posible problema
de resistencia estructural, ya que estructuras tales como: fuselaje, cono de nariz y
aletas, pueden sufrir desprendimiento o fractura desencadenando un vuelo
catastrófico del cohete. De esta forma se analiza entonces la Figura 5,
concentrándose especialmente en el delta de coeficiente de arrastre sucedido
entre el momento del despegue o segundo cero y el segundo 24, momento en el
cual se alcanza el “burnout” o apagado del motor de combustible sólido, que es
cuando se alcanza la máxima velocidad del cohete. [2,5]
Calculando el delta de coeficiente de arrastre entre los dos momentos
mencionados, se obtiene una diferencia de 0.1 unidades. Este delta es necesario
entonces para posteriores cálculos de desempeño aerodinámico.
~ 19 ~
FIGURA 5. GRAFICA DEL COEFICIENTE DE ARRASTRE VS TIEMPO DEL VEHÍCULO AINKAA II.
Por supuesto se hace necesario verificar el comportamiento de la fuerza de
arrastre del cohete de la segunda etapa, el cual, por estar ubicado en la parte
superior del cohete recibirá gran parte de esta fuerza. Dicho comportamiento se
evidencia en la Figura 6; nótese el pico de fuerza máximo desarrollado en el
“burnout” (línea roja) el cual equivale a 225 N aproximadamente.
~ 20 ~
FIGURA 6. GRAFICA DE LA FUERZA DE ARRASTRE VS TIEMPO DEL VEHÍCULO AINKAA II.
En la Figura 7 se observa la curva parabólica característica de un lanzamiento
balístico sin sistemas de recuperación que desaceleren la caída; en ella se
alcanza una altitud de apogeo de aproximadamente 9022 m sobre el nivel de
lanzamiento. Este disparo fue ajustado a las condiciones atmosféricas estimadas
para un lugar de lanzamiento geográficamente situado a 2600 msnm.
FIGURA 7. GRAFICA DE ALTITUD VS TIEMPO DEL COHETE AINKAA II.
~ 21 ~
Continuando con el análisis de simulación del cohete Ainkaa 2 se procedió a
obtener la variación del centro de presión durante el vuelo del vehículo, en busca
de comportamientos anómalos que afecten la estabilidad de la trayectoria de vuelo
del cohete [2]. Puede observarse en la Figura 8, que dentro de los 2 primeros
segundos de vuelo el centro de presión oscila con una amplitud máxima de 0.2
pulgadas respecto a su posición original. Esto indica que el régimen de estabilidad
de la trayectoria no cambia de manera significativa durante la primera mitad del
vuelo [13,15]. Caso contrario ocurre con la segunda mitad, en la cual el cohete
alcanza su apogeo y la dirección de su trayectoria cambia de manera drástica por
el agotamiento del impulso inercial; su nariz después del apogeo apunta hacia el
suelo y se genera un movimiento oscilatorio amortiguado mientras el centro de
presión recupera gradualmente su ubicación inicial en el cohete, de forma
simultánea que adquiere velocidad de caída.
FIGURA 8. GRAFICA DE VARIACIÓN DE LA UBICACIÓN DEL CENTRO DE PRESIÓN VS TIEMPO DEL COHETE
AINKAA II.
Por último se presenta en la Figura 9 el procesamiento grafico por parte del
simulador, el cual muestra punto a punto el comportamiento del cohete durante su
trayectoria.
~ 22 ~
FIGURA 9. PRESENTACIÓN GRAFICA DEL LANZAMIENTO DEL COHETE AINKAA II DURANTE SU TRAYECTORIA
DE VUELO.
5. INSTRUMENTACIÓN ELECTRÓNICA
El vehículo está diseñado para albergar en su interior instrumentos electrónicos
que permiten almacenar y enviar datos en tiempo real, que registran el
comportamiento en vuelo del cohete. Sensores de aceleración, presión,
temperatura y geoposicionamiento generan un archivo completo del
comportamiento cinemático del vehículo durante la trayectoria balística, que serán
analizados para optimizar diseños de vehículos posteriores [7,9].
Esta instrumentación hace las veces de computador de vuelo durante la
trayectoria de control pasivo del vehículo, entregando datos que permiten analizar
las diferentes etapas de la misión, generando un log de datos que facilitan el
estudio, análisis y optimización de los diferentes procesos y frentes de
investigación del proyecto (Propulsivo, aerodinámico, balístico y manufactura).
A continuación se relacionan las características principales y reporte de
funcionamiento de la aviónica del vehículo: Sistema prototípico experimental
Space 4U, entregadas por la empresa de fabricación: Sequoia Space.
~ 23 ~
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6. MANUFACTURA Y ENSAMBLE
En el desarrollo de la primera parte del proyecto fue necesario acudir a distintos
procesos de manufactura, que permitieron generar la Misión Séneca II-Cohete
Ainkaa 2, siempre procurando por aquellos que dieran el mejor resultado
respecto a calidad y prestaciones. En la Tabla 3 pueden observarse los distintos
tipos de proceso aplicados en la fabricación de la misión, en la columna
adyacente la pieza que fue obtenida con este proceso. Seguido se encuentra el
material asociado a dicha pieza, y por último el costo por pieza del proceso
mencionado.
Proceso Manufactura Pieza Material Costo
Torneado (diferentes operaciones) Ojiva Urapán $ 135.000,00
Torneado (diferentes operaciones) Transición fuselajes Urapán $140.000,00
Corte Frio y Refrentado Fuselaje PVC $ 5.000,00
Corte CNC Laser Alma Aletas Aluminio C. Puro $ 140.000,00
Corte Manual Cobertura aletas Madera Balso $ 6.000,00
Corte Plasma Tanques
Almacenamiento Combustibles y
Oxidantes
Acero Inoxidable 304
$ 12.000,00
Refrentado $ 8.000,00
Soldadura $ 230.000,00
Brillado $ 160.000,00
Taladrado Piezas varias Acero Inoxidable 304, AISI 1020
$ 30.000,00
Soldadura Acoples de
Instrumentación Acero Inoxidable
304 $ 180.000,00
Torneado (diferentes operaciones) Unidades
Combustión AISI 1020 $ 610.000,00
Corte Frio Base Lanzamiento Aluminio Com.
Puro, AISI 1020 $10.000,00
Taladrado Base Lanzamiento Aluminio Com.
Puro, AISI 1020 $ 50.000,00
Total $ 1.716.000,00
TABLA 1. PROCESOS DE MANUFACTURA ASOCIADOS A LA CONSTRUCCIÓN DE LA MISIÓN SÉNECA II.
Atendiendo esta guía de procesos de manufactura y materiales propuesta se
procedió a iniciar la fabricación de las distintas piezas de la Misión.
~ 42 ~
6.1 MANUFACTURA DE PIEZAS
A continuación se presenta una breve descripción de la manufactura de
cada pieza o conjunto de piezas elaboradas para esta misión.
6.1.1 NARIZ
Esta pieza primordial en el diseño del fuselaje fue realizada a partir de una
pieza solida de Urapán o Fresno Canadiense, se efectuaron los distintos
pasos de torneado necesarios para generar un cono y un hombro simple
como se muestra en la figura 10. Posteriormente se efectuó un pulido
grueso con lijas en escala desde 320 hasta 500. Paso seguido se desmontó
del torno y le fueron aplicadas 4 capas de sellador para madera de 40
sólidos con intervalos de secado de 8 horas cada una, hasta obtener una
capa uniforme del mismo. Por último se realizó un pulido fino con lijas
desde 400 hasta 1200 dejando una superficie apta para el lacado de color
blanco, el cual fue aplicado en 3 capas, con intervalos de secado de 12
horas cada una.
6.1.2 FUSELAJES
Para la realización de estas piezas se tomó para el fuselaje de la primera
etapa una sección de 1m de tubo PVC presión PAVCO referencia 12585 y
para la segunda etapa o “sustainer” 3 m de tubo PVC sanitario PAVCO
referencia 12732. Se efectuó corte escuadra simple a la medida indicada en
los planos y se refrentaron sus extremos. Se realizó limpieza con agua
jabonosa y desengrasante en las superficies externas e internas, para pasar
luego a un lijado completo en escala de lijas desde número 320 hasta 1000,
obteniendo una superficie apta para ser pintada en primera instancia con
primer para plásticos y luego con 3 capas de laca blanca brillante en
intervalos de secado de 12 horas cada una. Dejando una superficie apta
FIGURA 10. NARIZ SOLIDA EN URAPAN DESPUES DEL PROCESO DE TORNEADO.
~ 43 ~
para rotular con el diseño avalado para la misión, como se muestra en la
figura 11.
FIGURA 11. FUSELAJES EN PVC SANITARIO PARA PRIMERA Y SEGUNDA ETAPA.
6.1.3 ALETAS
Para la manufactura de las aletas se utilizó el simulador RockSim V9.0, en
el cual se diseñaron distintas plantas aerodinámicas que cumplieran con los
requerimientos de estabilidad deseados en las etapas del Cohete Ainkaa II.
Cada diseño fue evaluado y optimizado en relación a la masa, área de
sustentación y eficiencia, hasta lograr el mejor diseño adaptado a esta
misión. Una vez obtenido el levantamiento del diseño se procedió a realizar
corte laser de las piezas en lamina de aluminio comercialmente puro de 1.5
mm de espesor para las aletas de la primera etapa y de 2 mm para las de la
segunda etapa.
~ 44 ~
A las piezas aligeradas (Figura 12 a) se les denominará almas, pues se
ubican entre dos láminas de balso de 2 mm de espesor, que servirán de piel
aerodinámica para las superficies. Se utilizó un cemento a base de látex y
polímeros elastoméricos para adherir ambas superficies (aluminio-madera),
y posteriormente poder generar el perfil aerodinámico por procesos de
abrasión. En este último procedimiento se perfiló el borde de ataque y de
fuga de las 3 aletas, así como también se pulieron todas las superficies con
escala de lijas desde el número 220 hasta el 1000. De esta manera se
obtienen superficies listas para pintar según diseño de la misión.
Proceso similar se realizó con las aletas de la segunda etapa del cohete,
pero estas no fueron conformadas por el método de alma, en su lugar, las
aletas no fueron aligeradas sino perfiladas aerodinámicamente del mismo
material, tal como se muestra la figura 12 b.
A) B)
FIGURA 12. A.)ALMA DE LAS ALETAS DE ESTABILIZACIÓN DEL COHETE AINKAA II ETAPA 1. B.)
ALETAS DE ESTABILIZACIÓN DEL COHETE AINKAA II ETAPA 2.
6.1.4 MOTOR COHETE PUA L1-6S-2000N
El diseño del Motor PUA L1-2000N-6s es un motor autopresurizado de
combustible líquido, que mezcla en su cámara de combustión gasolina extra
en estado líquido y oxigeno gaseoso [1,14,16]. Cada uno de ellos
proveniente de 2 reservorios presurizados. El primero de ellos almacena
oxigeno en estado liquido, que a su paso por las tuberías y una chaqueta de
refrigeración dispuesta en el exterior de la tobera del motor pasa a estado
gaseoso. El segundo almacena la gasolina que es presurizada por
nitrógeno gaseoso. Ambos fluidos, oxidantes y comburentes
respectivamente, pasan por inyectores que los atomizan dentro de la
cámara de combustión, para obtener una mezcla homogénea de los dos.
~ 45 ~
Así cuando se genera una fuente de calor que desencadena la combustión,
se obtiene un quemado lo más homogéneo posible.
Para la manufactura de las unidades de combustión y almacenamiento
correspondiente a las piezas: Tobera, Cámara de Combustión, Tapa de
inyectores, Chaqueta de refrigeración y Tanques de almacenamiento se
siguió la siguiente tabla de procesos
Unidad Pieza Máquina- Herramienta Proceso manufactura Material Tiempo (min)
Combustión
Tobera
Torno
Refrentado AISI 1020 8
Taladrado AISI 1020 5
Torneado cónico externo AISI 1020 50
Cilindrado AISI 1020 60
Torneado cónico interno AISI 1020 70
Ranurado AISI 1020 20
Taladro Taladrado AISI 1020 20
Macho Roscado AISI 1020 90
Torno Brillado AISI 1020 80
Cámara de Combustión
Torno
Refrentado AISI 1020 8
Taladrado AISI 1020 20
Alesado AISI 1020 50
Tapa Inyectores
Torno Refrentado AISI 1020 8
Cilindrado AISI 1020 30
Taladro Taladrado AISI 1020 50
Macho Roscado AISI 1020 40
Chaqueta de Refrigeración
Torno Refrentado Acero Inox 304 8
Alesado Acero Inox 304 40
Cortador Plasma Corte Circular Acero Inox 304 15
Soldador Soldadura Acero Inox 304 40
Taladro Taladrado Acero Inox 304 20
Macho Roscado Acero Inox 304 50
Almacenamiento Tanque Oxigeno
Torno Refrentado Acero Inox 304 8
Alesado Acero Inox 304 90
Cortador Plasma Corte Circular Acero Inox 304 10
Soldador Soldadura Acero Inox 304 60
Taladro Taladrado Acero Inox 304 10
Esmeril Pulido Acero Inox 304 40
~ 46 ~
Tanque Gasolina
Torno Refrentado Acero Inox 304 8
Alesado Acero Inox 304 90
Cortador Plasma Corte Circular Acero Inox 304 10
Soldador Soldadura Acero Inox 304 60
Taladro Taladrado Acero Inox 304 10
Esmeril Pulido Acero Inox 304 40
Total 1218
TABLA 2. PROCESOS DE MANUFACTURA EFECTUADOS EN EL DESARROLLO DEL MOTOR- COHETE.
6.1.4.1 TANQUE ALMACENAMIENTO DE OXIGENO.
El tanque de oxigeno del Motor PUA L1-6s-2000N es un reservorio de
acero 1018 con recubrimiento interno de cromo duro de 1/10” de
espesor para evitar la corrosión del oxigeno en el acero, con
configuración de cierre tipo brida y sellos de cobre que efectúan un
cierre metal-metal de las dos tapas de contención del cilindro. Se
utilizó soldadura tipo MIG para la conformación de los flanches de
cierre y soldadura de arco eléctrico para la fijación de los racores de
tanqueo y sangrado del reservorio.
En la figura 13 puede observarse la disposición del cilindro y su línea
de sangrado a combustión. En esta línea se aprecia un tramo
helicoidal de cobre dispuesto a modo de gasificador para el oxigeno
liquido en sus primeros tramos de recorrido a la cámara de
combustión.
A este cilindro (figura 13) le fue hecha por la empresa Linde Colombia
una serie de alistamientos y pruebas para hacerlo apto como
reservorio de oxigeno Liquido. La primera de ellas fue una limpieza
con sustancias halógenas especiales para desengrasar la superficie
interna del cilindro, ya que al momento de encontrarse algún rastro de
hidrocarburos producto del maquinado con el oxigeno 99.99% puro
puede producirse una explosión espontanea que afecte la integridad
del personal en tierra y del prototipo a ser probado. Una vez efectuada
la limpieza se realiza el cierre de las bridas y el taponamiento de las
salidas de sangrado a combustión para inyectar nitrógeno gaseoso al
interior del mismo. Con una disposición de manómetros de alta y baja
presión se presuriza el tanque gradualmente hasta lograr la presión de
~ 47 ~
alivio para la cual la válvula de seguridad está programada, en este
caso 750 Psig. Para culminar como exitosa esta prueba se sostiene la
presurización del tanque durante aproximadamente 4 horas
verificando la presión registrada por el manómetro de llenado del
sistema. Si este permanece invariante indica que el reservorio esta
almacenando correctamente el fluido sin pérdida alguna.
Finalmente la última prueba a ser realizada en este tanque es la
prueba de estanqueidad con helio, en la cual se inyecta helio al interior
del tanque y con un detector de fugas SVL2125 de la empresa Linde
Colombia se sondea de forma perimetral el cilindro para verificar
ausencia de filtraciones de gas inclusive en porosidades muy
pequeñas donde la molécula de helio, en virtud de su tamaño, pueda
penetrar.
FIGURA 13. TANQUE DE OXIGENO LIQUIDO MOTOR PUA L1-6S-2000N
~ 48 ~
6.1.4.2 TANQUE DE ALMACENAMIENTO DE GASOLINA
Este tanque es un cilindro sellado de acero 1018 sin ningún
recubrimiento al interior, ya que su contenido no es corrosivo ni es
reactivo con el material de elaboración. Su manufactura fue realizada
a partir de barra perforada 1018 CR, a la cual se le soldaron con arco
eléctrico 2 tapas en sus extremos y sus respectivos racores de llenado
sangrado y burbujeo de nitrógeno.
A este reservorio (figura 14) también se le aplicó prueba de
estanqueidad a 250 Psig con nitrógeno gaseoso hasta obtener un
recipiente completamente hermético.
FIGURA 14. TANQUE DE GASOLINA MOTOR PUA L1-6S-2000N
6.1.4.3 UNIDAD DE COMBUSTION
La unidad de combustión (figura 15) es una configuración concéntrica
de recipientes cilíndricos insertados uno dentro del otro según los
planos de ensamble y manufactura anexos. El cilindro interior de la
~ 49 ~
unidad es el cilindro de combustión. Dentro de él se alojan los
inyectores y la tobera de salida de gases; su función es permitir en su
interior la combustión de la mezcla O2-gasolina, para que se
presuricen los gases resultantes de este proceso y sean expelidos a
gran velocidad por la tobera, generando momentum lineal en el
vehículo.
Por otra parte el cilindro concéntrico exterior es una cámara de
gasificación para el oxigeno liquido que ingresa desde el reservorio de
almacenamiento de LOX. Allí el oxigeno restante que pueda haber
pasado liquido por las tuberías de sangrado se gasifica totalmente
gracias al contacto con la superficie exterior caliente de la tobera y la
cámara de combustión. Finalmente el oxigeno entra gaseoso al
proceso de combustión asegurando su correcto aporte oxidante a la
mezcla. El interior de esta cámara también tiene un recubrimiento de
1/10” de Cromo duro para evitar el ataque del oxigeno al acero.
FIGURA 15. UNIDAD DE COMBUSTION DEL MOTOR PUA L1-6S-2000N
6.1.5 MOTOR COHETE KAPPA SB.
El motor-cohete Kappa SB (Figura 16) es un prototipo de motor de
combustible sólido, con capacidad para quemar 1.5 kg de combustible tipo
~ 50 ~
Candy en configuración: Sorbitol-Nitrato de Potasio, con relación O/F:
65/35. El empuje pico y medio aproximado de este motor es de 100 kgf y 60
Kgf respectivamente, durante 2 segundos aproximadamente. Por ser un
prototipo ya utilizado en otras misiones del Proyecto PUA no se entregaran
mayores detalles de este motor en este documento [10,11,17].
La manufactura de este motor fue realizada a partir de barra perforada
acero AISI1020 para la cámara de combustión, y redondo macizo AISI1020
para la tapa de ignición y la tobera de salida de gases. Los sellos y
tolerancias de ajuste fueron diseñados para O-rings de Nitrilo o Vitón según
planos.
FIGURA 16. MOTOR-COHETE KAPPA SB DE COMBUSTIBLE SOLIDO
7. SEGURIDAD
Para el desarrollo de una misión de cohetería experimental de cualquier tipo, es
de vital importancia revisar todos los aspectos de falla potencial y su posible
afectación tanto al personal de apoyo en tierra como a la misión misma. Para
ello se utiliza un método de protocolarización tipo lista de chequeo, en el cual se
incluyen todos los procedimientos de transporte, ensamble, tanqueo y
seguridad del cohete y sus diferentes aditamentos. Este proceso permite de una
manera secuencial ir realizando los distintos pasos para desembalar, armar,
repostar, montar y disparar el cohete Ainkaa II de forma segura y en la medida
de lo posible sin errores de omisión o alteración del orden en las distintas
secuencias de puesta a punto.
Durante todo el desarrollo del proyecto se han generado diseños y protocolos
encaminados a reforzar y a hacer redundante la seguridad en la
implementación y experimentación con propulsión líquida. Evidencia de ello es
el protocolo de seguridad y procedimiento: Protocolo de prueba e
implementación experimental motor PUA L1-6S 2000N, que se desarrolló para
la experimentación de prueba del mencionado motor-cohete.
Este documento es una guía tipo lista de chequeo y estrictamente secuencial
que genera un listado de acciones a ser realizadas por el equipo de montaje
~ 51 ~
[7,9], tanqueo y alistamiento tanto del motor-cohete, como del cohete previo a
lanzamiento. Su aplicación, orden de actividades y respuesta en caso de
emergencia son ítems que han sido motivo de revisión y aprobación por
expertos en manejo de gases especiales (Grupo Linde Colombia), quienes bajo
normas y criterios internacionalmente aprobados han modificado y adaptado el
protocolo para un mejor entendimiento y aplicabilidad en la zona de pruebas.
Adicionalmente, el equipo de propulsión ha sido sometido por el grupo Linde
Colombia a rigurosas pruebas de estanqueidad tanto en tanques como en
líneas de conducción de fluidos, presurización y accionamiento de dispositivos
de seguridad anti-estallido. Con estas pruebas se busca disminuir en la mayoría
de lo posible algún evento explosivo que pueda suceder durante el montaje y
tanqueo, poniendo en riesgo la vida e integridad del personal en tierra.
~ 52 ~
PROTOCOLO DE PRUEBA MOTOR-COHETE PUA L1-6S 2000N
MISIÓN SÉNECA II -COHETE AINKAA II
PELIGRO:
Léase y compréndase todos los procedimientos y protocolos de
seguridad aquí consignados. Del cumplimiento estricto de los mismos
dependerá la seguridad del personal en tierra, del modelo a probar y
del éxito de la misión.
¡Recuerde que de usted depende su seguridad y la de los demás!
Realización Agosto de 2011
Segunda Revisión Octubre de 2011
Universidad de los Andes
Proyecto Uniandino Aeroespacial PUA
~ 53 ~
Fecha Ubicación Viento
Lugar Latitud Longitud Altitud Velocidad (Knt) Dirección
Hora
1. Inventario de la Misión
No. Placa Parte Entregado Recibido
1000 Cohete No aplica No aplica
1115 Base Lanzamiento No aplica No aplica
1230 Sistema ignición
1345 Central Ignición
1460 Carga Útil No aplica No aplica
1575 Motor Cohete
1690 Llave seguridad.
1805 Sistema DAQ
1920 Modulo UCAND-1
2. Consideraciones preliminares:
Mantener en la medida de lo posible los tanques de gases criogénicos
alejados de la acción directa del sol y cualquier fuente de calor externa
Los gases criogénicos deberán ser manipulados por expertos, con la debida
protección, ya que al entrar en contacto directo con la piel, pueden causar
graves quemaduras, incluso la muerte.
Antes de iniciar cualquier protocolo asegúrese de haber cargado todas las
baterías necesarias para la implementación de la misión.
Está terminantemente prohibido fumar durante todo el procedimiento.
3. Hojas de seguridad. MSDS
~ 54 ~
3.1 Oxigeno Líquido
~ 55 ~
~ 56 ~
~ 57 ~
~ 58 ~
~ 59 ~
3.2 Nitrógeno gaseoso
~ 60 ~
~ 61 ~
~ 62 ~
~ 63 ~
~ 64 ~
~ 65 ~
3.3 Gasolina común
~ 66 ~
~ 67 ~
~ 68 ~
~ 69 ~
4. Listas de Chequeo.
1 Embalaje y descargue del Oxidante y Combustible (Oxidante y Combustible NO deben estar juntos)
1.1 Oxidante cargado en su respectivo recipiente criogénico debe transportarse por
separado del combustible
1.2 Combustible cargado en tanque rígido de polipropileno debe transportarse por
separado del oxidante
1.3 Asegurarse del ajuste de la contratapa a presión del bidón de polipropileno
1.4 Asegurar la tapa y contratapa del tanque criogénico de oxidante
1.5 Asegurar la estabilidad de ambos recipientes, evitando al extremo derramamiento
de alguno de ellos.
1.6 Al momento del descargue deberán almacenarse por separado y protegidos del
sol ambos recipientes
2 Base de prueba UCAND-1 y enclavamiento
2.1 Reconocimiento del lugar de prueba (Zona de prueba, Zona de seguridad y Zona
de riesgo)
2.2 Descargue, inclinación de 0°± 1° desde vertical y armar soportes de la base.
2.3 Posicionamiento y armado de los anillos de centrado con chaqueta y motor
incluido
2.4 Arriostramiento de los puntos de anclaje
2.5 Revisión y ajuste de las uniones roscadas, temple de riostras, y ajuste de ángulo
de enclavamiento.
3 Sistemas DAQ y prueba 3.1 Conexión de las sondas de Temperatura y Presión al sistema DAQ
3.2 Conexión de la celda de carga al sistema DAQ
3.3 Encendido y verificación de funcionamiento del sistema DAQ
3.4 Aseguramiento de obtención de las señales a medir (Presión, Temperatura,
Fuerza).
3.5 Ubicar el sistema DAQ en posición Stand-by
3.6 Fotografiar el ensamble de prueba, y cada conexión electrónica
3.7 Ubicación y encuadre de videocámaras en zona designada como segura
4 Tanqueo Gasolina y presurización
4.1 Aseguramiento área procedimiento. Solo el técnico se quedará a efectuar el
tanqueo
4.2 Encender el sistema remoto de las servovalvulas, ubicándolo y asegurándolo en
posición de cerrado
4.3 Abrir el fill cap, el vent cap y la válvula de purga del tanque de gasolina
dejándolos en posición visible.
4.4 Abrir la tapa y contratapa del bidón de combustible dejándolas en posición visible.
4.5 Proceder con el tanqueo de combustible en la medida indicada (0,7 lt)
4.6 Tapar el bidón asegurando su tapa y contratapa.
4.7 Reservar en su posición el bidón de combustible alejado del oxidante.
4.8 Cerrar y ajustar el vent cap, para presurizar con nitrógeno.
~ 70 ~
4.9 Conectar el dispositivo de llenado del nitrógeno y presurizar a 250 Psig.
4.10 Cerrar la valvula de purga y desconectar sistema de presurización de nitrógeno.
4.11 Cerrar y ajustar el fill port.
5 Alistamiento del circuito de ignición y Tanqueo Oxigeno
5.1 Posicionar el sistema de ignición, asegurando su posición de apagado en la llave
máster e interruptor.
5.2 Conectar el sistema de ignición a la batería y encender el interruptor verificando
encendido de piloto.
5.3 Apertura de la llave máster y verificación de continuidad en la sonda de ignición.
5.4 Posicionar la llave máster y los interruptores del control remoto en apagado,
sacando la llave al finalizar
5.5 Inserción y ajuste del micropirogeno ignitor en la sonda de ignición.
5.6 Inserción del micropirogeno en la garganta de la tobera
5.7 Insertar la llave máster y posicionar en encendido el sistema de ignición. Sacar la
llave al finalizar
5.8 Posicionar en modo grabación las videocámaras.
5.9 Despejar el área de pruebas.
5.10 Remitirse a proceso de Tanqueo de LOX y matriz de riesgo (Linde
Colombia) 6 Ignición 6.1 Posicionar sistema DAQ en modo adquisición
6.2 Verificar y contar personal en zona de seguridad
6.3 (Debe leerse antes de ejecutarse) Inciar conteo regresivo de 10 segundos
6.4 (Debe leerse antes de ejecutarse) Al segundo 3 iniciar micropirogeno
6.5 (Debe leerse antes de ejecutarse) Al segundo 2 iniciar apertura de válvulas con
interruptor de ignición. 7 Procedimiento Post-prueba 7.1 Detener grabación de las videograbadoras
7.2 Dejar abiertas las servovalvulas para permitir evacuación residual de
componentes de combustión
7.3 Detener sistema DAQ y guardar la información
7.4 Cerrar la llave máster del circuito de ignición y apagar interruptor y disponer para
almacenamiento
7.5 Retirar llave del interruptor de giro y almacenar en lugar seguro 7.6 Apagar el sistema remoto de servovalvulas dejando en posición abierto
7.7 Desconectar las sondas de presión y temperatura
7.8 Desconectar celda de carga
7.9 Soltar anclajes de los anillos de centrado del motor
7.10 Ubicar el motor en zona segura, en posición horizontal y dejar enfriar zonas
calientes.
7.11 Desarmar anclajes y arriostramientos de la base
7.12 Desarmar la base y disponer para almacenamiento
7.13 Desarmar sistema DAQ y disponer para almacenamiento
7.14 Desarmar videograbadoras y disponer para almacenamiento
~ 71 ~
7.15 Verificar presencia sobrante de oxidante y combustible, si es afirmativo disponer
según lista de chequeo 1.
7.16 Disponer el motor para embalaje y almacenamiento luego de enfriamiento de
zonas calientes.
8 Procedimiento en caso de no ignición
Esperar 10 minutos a estabilización de situación.
Reiniciar y dejar en modo Stand by el sistema DAQ.
Apagar desde llave maestra el sistema de ignición.
Retirar el ignitor micropirogeno de la garganta del motor.
Evaluar situación. Si se procede a continuar se deberá repetir procedimientos desde lista 3
9 En caso de Explosión
Esperar 15 minutos a estabilización de situación.
Revisar estado del personal y de las instalaciones.
Apagar el sistema de ignición desde la llave máster y el interruptor principal.
Desconectar la batería del sistema de ignición.
Apagar el sistema DAQ y evaluar sus daños.
Evaluar daños del modulo de prueba UCAND-1 y recopilar piezas sueltas si es procedente
Inventariar las piezas recuperadas, y almacenar para análisis posterior
Efectuar procedimientos desde lista 7.
Procedimiento de tanqueo de Oxigeno Liquido
(Proviene de secuencia número 5. Al finalizarse debe continuar con
secuencia número 6 de protocolo)
Análisis de Seguridad
Nombre de la
Actividad: Trasvase de
Oxígeno Líquido del
termo criogénico, al
Cohete PUA
N° de Análisis: 01
Localización: Indumil
Planta Explosivos
Departamento: Operaciones
Ejecutado por: Fabio
Sánchez
Fecha: 7-12-2011
Participantes: Guillermo Páez Melo, Fabio Sánchez y Guillermo Ceballos H.
Secuencia de pasos
Básicos
Accidentes o riesgos
potenciales
Procedimientos de Prevención
~ 72 ~
1. Enfriamiento del tanque
de oxígeno del cohete.
1.1. Hipoacusia:
Ruido que se genera en
el área por Gasificación
del oxígeno líquido
Usar protección Auditiva.
Realizar exámenes médicos ocupacionales
periódicos (Audiometría).
Realizar mediciones de higiene en el área
(sonometrías, dosimetrías).
Capacitar en Protección auditiva.
Capacitar en uso de elementos de protección
personal.
1.2. Quemaduras
térmica:
operación de equipos
con liquido criogénico
Usar de elementos de protección personal como
guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,
botas de seguridad con puntera de acero, tapones
auditivos, saco térmico.
Conectar la descarga del termo criogénico a la
entrada del tanque del cohete.
Venteo del tanque del cohete por el costado.
Llenado del tanque del cohete.
Capacitar al personal en procedimiento de llenado
del tanque del cohete. Capacitar en uso de
elementos de protección personal.
2. Incremento de presión
del termo criogénico a 20
Psig.
Explosión del termo
criogénico
Usar de elementos de protección personal como
guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,
botas de seguridad con puntera de acero, tapones
auditivos, saco térmico.
Capacitar en uso y funcionamiento de los termos
criogénicos. Verificar la presión de 20 psig en el
manómetro del termo. Hacer mantenimiento a las
dos válvulas de alivio y seguridad del termo.
3. Desplazamiento manual
de termos hacia zona de
llenado.
Lesiones
osteomusculares:
Manejo de termos.
Realizar control y seguimiento mediante exámenes
médicos ocupacionales periódicos.
Implementar programa de gimnasia laboral.
Golpes: Manejo de
termos.
Usar de elementos de protección personal como
guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,
botas de seguridad con puntera de acero, tapones
auditivos, saco térmico.
Usar carrito transportador de termo.
Capacitar en Manejo seguro de termos.
Capacitar en manejo de cargas.
4. Inspección del tanque
del cohete y conexión de
válvulas para llenado.
Hipoacusia:
Ruido que se genera en
el área por gasificación
del oxígeno líquido
Usar protección Auditiva.
Realizar exámenes médicos ocupacionales
periódicos (Audiometría).
Realizar mediciones de higiene en el área
(sonometrías, dosimetrías).
Ejecutar programa de mantenimiento a equipos
criogénicos.
Capacitar en Protección auditiva.
~ 73 ~
Análisis de Seguridad
Nombre de la
Actividad: Trasvase de
Oxígeno Líquido del
termo criogénico, al
Cohete PUA
N° de Análisis: 01
Localización: Indumil
Planta Explosivos
Departamento: Operaciones
Ejecutado por: Fabio
Sánchez
Fecha: 7-12-2011
Participantes: Guillermo Páez Melo, Fabio Sánchez y Guillermo Ceballos H.
Secuencia de pasos
Básicos
Accidentes o riesgos
potenciales
Procedimientos de Prevención
Capacitar en uso de elementos de protección
personal.
Disconfort térmico:
operación de equipos
con líquido criogénico
Usar de elementos de protección personal como
guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,
botas de seguridad con puntera de acero, tapones
auditivos, saco térmico.
Venteo del tanque del cohete por el costado.
Sistema manual de llenado por rebose.
Procedimiento de llenado del tanque de oxígeno del
cohete.
Capacitar al personal en procedimiento de llenado
del tanque del cohete.
Capacitar en uso de elementos de protección
personal.
Lesiones
osteomusculares:
Trabajo repetitivo en el
manejo de válvulas.
Realizar control y seguimiento mediante exámenes
médicos ocupacionales periódicos.
Implementar programa de gimnasia laboral.
Derrames: posibilidad de
mal operación de llenado
con líquidos criogénicos.
Inspeccionar proceso de llenado del tanque del
cohete.
Procedimiento de llenado de termos.
Capacitar al personal en procedimiento de llenado de
termos.
~ 74 ~
Análisis de Seguridad
Nombre de la
Actividad: Trasvase de
Oxígeno Líquido del
termo criogénico, al
Cohete PUA
N° de Análisis: 01
Localización: Indumil
Planta Explosivos
Departamento: Operaciones
Ejecutado por: Fabio
Sánchez
Fecha: 7-12-2011
Participantes: Guillermo Páez Melo, Fabio Sánchez y Guillermo Ceballos H.
Secuencia de pasos
Básicos
Accidentes o riesgos
potenciales
Procedimientos de Prevención
Quemaduras térmicas:
operación de equipos
con líquido criogénico.
Usar de elementos de protección personal como
guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,
botas de seguridad con puntera de acero, tapones
auditivos, saco térmico.
Venteo del termo por el costado.
Implementar sistema automático de llenado por
peso.
Procedimiento de llenado de termos.
Capacitar al personal en procedimiento de llenado de
termos.
Capacitar en uso de elementos de protección
personal.
5. Llenado del tanque de
oxígeno del cohete.
Hipoacusia:
Ruido que se genera en
el área por operación de
bombas criogénicas y
proceso de llenado.
Usar protección Auditiva.
Realizar exámenes médicos ocupacionales
periódicos (Audiometría).
Ejecutar programa de mantenimiento del tanque del
cohete. Capacitar en Protección auditiva.
Capacitar en uso de elementos de protección
personal.
Disconfort térmico:
operación de equipos
con líquido criogénico.
Usar de elementos de protección personal como
guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,
botas de seguridad con puntera de acero, tapones
auditivos, saco térmico.Venteo del termo por el
costado. Procedimiento de llenado de
termos.Capacitar al personal en procedimiento de
llenado de termos.Capacitar en uso de elementos de
protección personal. Llenar por rebose.
Derrames: posibilidad de
mal operación de llenado
con líquidos criogénicos.
Inspeccionar proceso de llenado del termo.
Implementar sistema manual de llenado por rebose.
Procedimiento de llenado de termos.
Capacitar al personal en procedimiento de llenado de
termos. Revisar conexiones de acoples y
~ 75 ~
Análisis de Seguridad
Nombre de la
Actividad: Trasvase de
Oxígeno Líquido del
termo criogénico, al
Cohete PUA
N° de Análisis: 01
Localización: Indumil
Planta Explosivos
Departamento: Operaciones
Ejecutado por: Fabio
Sánchez
Fecha: 7-12-2011
Participantes: Guillermo Páez Melo, Fabio Sánchez y Guillermo Ceballos H.
Secuencia de pasos
Básicos
Accidentes o riesgos
potenciales
Procedimientos de Prevención
mangueras.
Quemaduras térmicas:
operación de equipos
con líquido criogénico.
Usar de elementos de protección personal como
guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,
botas de seguridad con puntera de acero, tapones
auditivos, saco térmico.
Venteo del tanque del cohete por el costado.
Procedimiento de llenado de termos.
Capacitar al personal en procedimiento de llenado de
termos.
Capacitar en uso de elementos de protección
personal.
6. Desconexión del tanque
del cohete y
desplazamiento del termo
hasta área de seguridad o
almacenamiento del
recipiente lleno.
Hipoacusia:
Ruido que se genera en
el área por gasificación
de oxígeno líquido.
Usar protección Auditiva.
Realizar exámenes médicos ocupacionales
periódicos (Audiometría).
Ejecutar programa de mantenimiento a equipos
criogénicos.
Capacitar en Protección auditiva.
Capacitar en uso de elementos de protección
personal.
Disconfort térmico:
operación de equipos
con líquido criogénico.
Usar de elementos de protección personal como
guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,
botas de seguridad con puntera de acero, tapones
auditivos, saco térmico.
Venteo del termo y del tanque del cohete por el
costado.
Procedimiento de llenado de termos.
Capacitar al personal en procedimiento de llenado de
termos.
Capacitar en uso de elementos de protección
personal.
~ 76 ~
Análisis de Seguridad
Nombre de la
Actividad: Trasvase de
Oxígeno Líquido del
termo criogénico, al
Cohete PUA
N° de Análisis: 01
Localización: Indumil
Planta Explosivos
Departamento: Operaciones
Ejecutado por: Fabio
Sánchez
Fecha: 7-12-2011
Participantes: Guillermo Páez Melo, Fabio Sánchez y Guillermo Ceballos H.
Secuencia de pasos
Básicos
Accidentes o riesgos
potenciales
Procedimientos de Prevención
Lesiones
osteomusculares:
Trabajo repetitivo en el
manejo de válvulas.
Realizar control y seguimiento mediante exámenes
médicos ocupacionales periódicos. Implementar
programa de gimnasia laboral.
Derrames: posibilidad de
mal operación de llenado
con líquidos criogénicos.
Inspeccionar proceso de llenado del termo.
Procedimiento de llenado de termos.
Capacitar al personal en procedimiento de llenado de
termos.
Quemaduras térmicas:
Operación de equipos
con líquido criogénico.
Usar de elementos de protección personal como
guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,
botas de seguridad con puntera de acero, tapones
auditivos, saco térmico.
Venteo del tanque del cohete por el costado.
Procedimiento de llenado de termos.
Capacitar al personal en procedimiento de llenado de
termos.
Capacitar en uso de elementos de protección
personal.
~ 77 ~
Matriz de identificación de peligros evaluación y control de riesgos en
procedimiento de tanqueo (Linde Colombia).
IDENTIFICAR
SOPORTAR VALORAR MEJORAR Y/O
MANTENER
PR
OY
EC
TO
AC
TIV
IDA
D
CA
RG
O
TIP
O
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LIG
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RO
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CONTROLES OPERATIVOS ACTUALES
ESTIMACIÓN DEL RIESGO CONTROLES OPERATIVOS REQUERIDOS
FU
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¿Cumplió la prueba los objetivos propuestos?
~ 78 ~
Describa el lugar después de la prueba.
Observaciones y recomendaciones.
Certificación:
Yo________________________________ Identificado con Cedula de Ciudadanía
No. ____________________ de ___________________, certifico la total
transparencia en el desarrollo de la anterior prueba, verificando el correcto uso y
seguimiento de los protocolos de seguridad, recolección y seguimiento de los
elementos pertenecientes a ella. Igualmente certifico el uso estrictamente
académico y científico de las experimentaciones aquí realizadas, cuyo único
objetivo es aportar al avance de la ciencia aeroespacial en Colombia. De esta
manera deslindo de cualquier responsabilidad a La Universidad de los Andes y a
los integrantes del Proyecto Uniandino Aeroespacial PUA, por la misión
desarrollada y los implementos utilizados en ella
Firma______________________________ Supervisor de la Misión
~ 79 ~
8. PRUEBA DE CARACTERIZACIÓN MOTOR PUA L1-6S-2000N
El motor PUA L1-6s-2000N es sometido a prueba estática en banco fijo siguiendo
el esquema de seguridad protocolar creado en este proyecto para tales fines [7].
El sistema de medición de datos del banco de pruebas deberá tener en cuenta los
rangos de diseño teórico del motor-cohete para efectuar el correcto aseguramiento
del banco y del motor, así como también seleccionar correctamente los sensores
para la toma de datos. Las características teóricas del motor se muestran a
continuación en la Tabla 5.
Empuje de diseño (N) 2000
Tiempo de quemado (s) 6
Impulso especifico (s) 255.7
Temperatura Cámara Combustión ( C) 700
Presión Cámara Combustión (Psig) 500
Velocidad Salida de Gases (mach) 8.25
Tipo Combustible Gasolina Extra
Tipo Oxidante Oxigeno Liquido LOX
Peso seco aproximado (Kg) 14
TABLA 5. ESPECIFICACIONES TEORICAS DEL FUNCIONAMIENTO DEL PUA L1-6S-2000N
Los sensores adaptados a esta prueba según las características de
funcionamiento del motor-cohete son:
Sensor Función Celda de Carga Omegadyne. LC105-500 Medición Empuje
Transductor de Presión Omegadyne. PX409-1.0KG5V
Medición Presión Cámara de Combustión
Termocupla tipo K Medición Temperatura Cámara de
Combustión.
TABLA 6. SENSORES UTILIZADOS EN LA CARACTERIZACIÓN EXPERIMENTAL DEL MOTOR PUA L1-6S-2000N
8.1 ADAPTACIONES TÉCNICAS PARA LA MEDICIÓN DE LAS VARIABLES
Para la adquisición de los datos de funcionamiento del motor-cohete
(Fuerza de Empuje, Presión de Cámara de Combustión y Temperatura de
Combustión) es necesario efectuar procedimientos invasivos que permitan
introducir las sondas de medición al interior de la cámara de combustión
como lo es en el caso de la Presión y la Temperatura. Para ello se
~ 80 ~
introducirá una sonda de acero inoxidable de 1/8” que será la encargada
de transmitir el estado de presión de la cámara de combustión al
transductor ubicado en el exterior del conjunto. Adherida a la parte exterior
de la sonda se ubicará la termocupla tipo K que enviará la señal de
Temperatura del interior de la cámara al sistema de Adquisición de datos
DAQ.
La sonda y la termocupla atravesarán la tapa de inyectores ubicada en la
parte superior de la unidad de combustión como se muestra en la figura
17, allí los extremos de medición deberán llegar al centro de la cámara de
combustión para adquirir los datos.
Respecto al procedimiento de medición de fuerza de empuje, se dispondrá
el motor como se muestra en la figura 18, ya que por la naturaleza liquida
del oxidante y el combustible, propios del diseño del motor, es necesario
probarlo en posición vertical. De esta manera se debe ubicar en la parte
superior del montaje la celda de carga que registrará la evolución de la
fuerza de empuje en el tiempo, tal como lo indica el manual del banco de
prueba UCAND-1 [12].
FIGURA 17. DIAGRAMA ESQUEMATICO MEDICIÓN DE PRESION Y TEMPERATURA.
~ 81 ~
FIGURA 18. DIAGRAMA ESQUEMATICO DE MEDICION DE FUERZA DE EMPUJE
~ 82 ~
8.2 APLICACIÓN Y DISTRIBUCIÓN DE ROLES EN LA PRUEBA.
El diseño de la prueba deberá efectuarse bajo el estricto seguimiento de
los protocolos de seguridad y medición incluidos a continuación, ya que
de su rigurosa aplicación dependerá la integridad del personal de prueba
y la calidad en los datos obtenidos. Sus características están resumidas
en la tabla 2.
Características de la Prueba
Lugar Indumil
Duración 3-4 horas
Cantidad Personal 4
Nivel Riesgo Muy alto
Datos de medición Presión, Temperatura, Fuerza
Tipo motor Oxidante liquido/Combustible liquido
Acceso a Electricidad
sí
Zonas de seguridad Zona tipo prueba y zona tipo bunker
Medidas de seguridad
Ambulancia medicalizada, Bomberos, Escuadrón
antiexplosivos.
TABLA 7. CARACTERISTICAS DE LA PRUEBA DEL MOTOR-COHETE PUA L1-6S-2000N
8.2.1 ROLES DE TRABAJO:
Es relevante determinar el rol de las personas asistentes a la prueba
para tener claras sus intervenciones y el nivel de riesgo al que están
sometidas:
8.2.1.1 TÉCNICO EN MANEJO DE GASES INDUSTRIALES Y MEDICINALES:
Esta será la única persona autorizada para manipular y trasvasar
los elementos oxidantes y combustibles de la prueba y de la misión.
Su labor dentro del procedimiento será asesorar, vigilar y velar por
la seguridad de los integrantes de la prueba en cuanto al manejo de
sustancias comburentes y combustibles.
De igual manera es la única persona autorizada para efectuar el
procedimiento de tanqueo del motor-cohete PUA L1-6s-2000N. Este
~ 83 ~
procedimiento consistirá en introducir en los respectivos tanques el
Oxigeno Líquido que actúa como oxidante de la combustión, la
gasolina líquida que actúa como combustible y el nitrógeno gaseoso
que actúa como gas presurizante de la misma. Finalizada esa labor
su trabajo consistirá en velar constantemente por el correcto
mantenimiento de los elementos oxidantes y combustibles
sobrantes de la prueba, ya que pueden ser potencialmente
peligrosos al juntarse por accidente.
8.2.1.2 SUPERVISOR DE SEGURIDAD
Esta persona estará dedicada a llevar el control estricto de los
procedimientos y protocolos de prueba del motor-cohete PUA L1-
6s-2000N. Su función es leer en voz alta para el ejecutor del
experimento y los demás miembros de la prueba los procedimientos
secuenciales, especialmente diseñados en el protocolo para tal fin.
Deberá esperar hasta que el ejecutor de los procedimientos le
confirme de manera verbal la realización de cada tarea, para poner
en la casilla de verificación un visto bueno que certifique su
realización. En los momentos en que el protocolo lo indique, deberá
hacer el conteo del personal asistente a la prueba, y asegurarse de
su presencia en la denominada zona segura.de la prueba; De no
ser así podrá detener en cualquier momento el procedimiento para
asegurarse del cumplimiento de las normas de seguridad. También
podrá detener el procedimiento o pedir que se repita, si a su criterio
personal la ejecución de esa tarea no satisface el estándar mínimo
de seguridad. Deberá conocer previamente los procedimientos de
montaje, prueba y emergencia a ser realizados durante el
experimento.
8.2.1.3 EJECUTOR DE PROCEDIMIENTOS
Esta persona será la encargada de realizar todas las tareas leídas
en voz alta por el Supervisor de Seguridad. Una vez terminada
alguna tarea confirmará mediante alguna señal verbal que esa se
encuentra culminada. Estará obligada a retirarse a la denominada
~ 84 ~
zona segura cuando el Técnico en manejo de gases industriales y
medicinales este realizando el procedimiento de tanqueo, y
permanecerá allí hasta que él de el aval para proseguir con los
procedimientos.
Está en la obligación de cumplir con gran precisión las tareas leídas
por el Supervisor de Seguridad, y de repetirlas de ser necesario
según el criterio del mismo. Por ser quien se encuentre
manipulando los dispositivos de ignición, deberá portar en su cuello
la llave máster del sistema de ignición, asegurándose que mientras
esté realizando tareas de adecuación esta llave deberá estar
cerrada en todo momento.
9. APROXIMACIÓN METODOLÓGICA
Como aproximación metodológica del proyecto se utiliza un proceso sistemático e
iterativo, que busca generar un diseño de vehículo que minimice la presencia de
errores de cálculo, simulación y manufactura, así como también obtener un
producto lo más predecible posible en sus comportamientos aerodinámicos y
propulsivos [4,5].
El plan de acción metodológico generado para el desarrollo del proyecto, se
fundamenta en 3 pilares fundamentales definidos a continuación:
1. Diseño teórico:
Generación de los cálculos fundamentales de dimensionamiento
aerodinámico, resistencia estructural y propulsión.
2. Simulación computacional y validación del modelo:
Comprobación y validación en software especializado de los parámetros
de diseño anteriormente obtenidos, para la construcción de un modelo
funcional.
3. Manufactura y ensamble:
Elaboración, ensamble y puesta a punto de un vehículo tipo cohete,
autopropulsado y completamente funcional.
Siguiendo la línea metodológica mencionada, se elaboró en primera medida un
compendio de datos, leyes y algoritmos de diseño que contenían la totalidad del
~ 85 ~
sustento teórico en los campos de la propulsión, balística, y aerodinámica del
cohete y su unidad propulsora. Una vez finalizado este compendio de ecuaciones,
fue revisada en 3 iteraciones exhaustivas, las cuales permitieron refinar y ajustar
los cálculos para el diseño a ser construido.
Paso seguido, se ingresaron estos datos como variables de entrada en los
simuladores RockSim V9.0® y EngEdit 9® [6] para obtener los primeros indicios del
comportamiento del modelo. Este procedimiento se iteró en 2 oportunidades,
completando 2 ciclos de revisión y refinamiento, incluyendo en cada ciclo ajustes
de las variables intermedias de diseño, para lograr una relación optima entre el
vehículo y los objetivos propuestos en la misión.
Verificados el funcionamiento y el comportamiento teórico del motor se procedió
finalmente a generar los diseños de manufactura, ensamble y disposición de los
diferentes elementos que componen el cohete para ser evaluados posteriormente
por expertos en diferentes áreas, entre las que se encuentran termodinámica y
combustión, instrumentación y fluidos, manufactura, y seguridad industrial quienes
tras varias correcciones y sugerencias que en su momento fueron aplicadas al
modelo, dieron el aval para la construcción del vehículo.
De esta manera varios datos de diferente índole fueron obtenidos. Se clasificaron
tanto por el grupo al cual pertenecen (Propulsión, Balística y Aerodinámica), como
por la etapa del proceso de investigación en que son utilizados (Diseño preliminar,
Simulación y Prueba) tal como se muestra en la Tabla 8.
Grupo datos Datos diseño preliminar Datos de Simulación Datos de Prueba
Propulsión
Geometría Motor Geometría Motor Tiempos de quemado
Empuje Tiempos de quemado Empuje Vs Tiempo
Temperaturas Empuje Vs Tiempo Empuje
Presión de Diseño Material Presión de Diseño
Combustibles Caract. de reutilización Geometría Motor
Flujos y Fluidos Tiempos de ignición y retardo
Balística
Peso seco Geometría Cohete Altura apogeo y rango caída
Peso Neto Materiales de construcción Tiempo de Vuelo
Diámetro Fuselaje Comportamiento Estabilidad Aceleraciones
Longitud Fuselaje Masas Velocidades Max. e impacto
No. Aletas Centros de gravedad Comportamiento estabilidad
Velocidad Max. Estado Climático esperado Masas
~ 86 ~
Angulo despegue Altura apogeo y rango caída
Aerodinámica
Perfil Aero. Aletas Ubicación Centro presión Ubicación Centro presión
Geometría nariz Geometría Aletas Altura apogeo
Geometría Aletas Acabado superficial Velocidad Max.
Acabado superficial Altura apogeo Estabilidad vuelo
Velocidad Max. Velocidad Max.
Altura apogeo Estabilidad vuelo
TABLA 8. CLASIFICACIÓN DE DATOS OBTENIDOS EN EL PROCESO DE DISEÑO.
Con esta clasificación se hace más manejable la gran cantidad de información que
se obtiene a lo largo del proceso de investigación, ya que permite acceder o
modificar de manera inmediata cualquiera de las 3 grandes variables que
dictaminan el desempeño del vehículo: Propulsión, Balística y Aerodinámica
anteriormente mencionadas.
10. ETAPA DE PRE-PRUEBA EN BANCO
Una vez finalizado el procedimiento de manufactura, ensamble y puesta a punto
del cohete, se genera todo el procedimiento logístico para obtener los primeros
resultados de banco de pruebas del motor PUA L1 6s-2000N en los cuales se
determina su adaptabilidad al banco UCAND-1 [12], su proceso de tanqueo e
instalación de líneas de llenado bajo las normativas del protocolo de pruebas
incluido en este documento.
10.1 PROCEDIMIENTO DE LLENADO Y ALISTAMIENTO PRE-IGNICIÓN.
En la primera etapa de llenado correspondiente al combustible, se
efectúa el llenado del recipiente destinado para ello con 2 lt de gasolina
extra en un espacio diferente al del posterior llenado de oxigeno,
teniendo cuidado especial de no dejar residuos de gasolina en el
exterior de la camisa de pruebas o en zonas donde el oxigeno pueda
tener contacto. Una vez ingresado el combustible se procede al
presurizado del mismo, para ello se inyecta nitrógeno por el conducto
diseñado para ello, e inicialmente se burbujea dentro de la gasolina con
el tapón de desfogue abierto para desalojar el aire presente dentro del
tanque. Una vez burbujeado el nitrógeno por lapso de 2 minutos se
cierra el tapón de ventilación y se permite el aumento de presión al
interior del tanque de gasolina hasta los 180 Psi, momento en el cual
este procedimiento finaliza.
~ 87 ~
Una vez efectuado el llenado y presurización de gasolina se traslada el
motor al sitio de pruebas, donde es instalado en su posición definitiva.
Allí se efectúa el procedimiento de llenado de LOX según
procedimientos aprobados por Linde Colombia. Dentro de estos
procedimientos se encuentran el proceso de enfriamiento del sistema,
en el cual se inyecta oxigeno liquido al tanque dejando abierto el tapón
de desfogue para enfriar el sistema a lo mínimo posible y así poder
conservar el oxigeno liquido al interior del tanque un mayor tiempo.
Transcurrido este procedimiento de 5 minutos se procede a cerrar el
tapón de desfogue y a presurizar el sistema previa revisión del cierre
total de válvulas. En paralelo al enfriamiento del sistema se inserta el
dispositivo de ignición en el canal de salida de la tobera dejando el
sistema de ignición activado pero desarmado. Una vez culminado el
procedimiento de llenado del oxigeno liquido se arma el sistema de
ignición y el personal debe ser retirado al lugar designado como seguro.
Allí se efectúa el conteo regresivo. Al segundo 4 se enciende el ignitor y
al segundo 2 se abren las servo-válvulas de control de fluidos para
generar el arranque del motor utilizando el mismo mecanismo de
apertura por RF utilizado en la Misión Séneca I- Cohete Ainkaa I [2]
10.2 IGNITOR
La función del ignitor en el procedimiento de prueba es la de iniciar el
proceso de combustión al interior de la cámara del motor, su
temperatura de funcionamiento excede los 300°C aportando no solo
llama sino una cantidad de gas considerable para aumentar la presión
de estagnación de la cámara de combustión, acelerando el proceso de
encendido del motor. En la figura 19 se observa una imagen del ignitor
utilizado para iniciar la combustión en el motor PUA L1-6s 2000N.
FIGURA 19. IGNITOR DE KNSB CON GOTA DE IGNICIÓN Y DIRECCIONAMIENTO DE LLAMA.
Este ignitor está construido en su interior con combustible KNSB 65/35
como agente de llama y con pólvora gris [2,17] como gota de iniciación
conectada a un sistema de incandescencia por ferroníquel. Finalmente
en su parte superior (zona de salida de gases) se dispone un opérculo
de aluminio que se rompe al generarse la pequeña combustión al
interior del tubo receptáculo permitiendo la salida libre de gases y llama
~ 88 ~
hacia el interior de la cámara de combustión del motor cohete, como se
muestra en la figura 20.
FIGURA 20. ESQUEMA DEL IGNITOR UTILIZADO EN LA INICIACIÓN DEL MOTOR PUA L1 6S-2000N.
11. CONCLUSIONES
Se generó un procedimiento protocolario de ensamblaje debidamente registrado,
de todas las piezas que componen la misión Seneca II- Cohete Ainkaa II,
siguiendo un camino formal y sistemático que permita la reproducibilidad de sus
contenidos técnicos, de diseño y funcionales.
Se desarrollaron pruebas de “puesta a punto” y alistamiento de los diferentes
componentes del motor-cohete que pueden ser perfectamente estandarizadas
para posteriores ensayos de propulsión liquida, dejando así un precedente de
capacidad tecnológica en la industria nacional que permita desarrollar avances en
propulsión a chorro de mayor envergadura.
Esta misión de lanzamiento genera un tinglado, que soporta diseños ligados de
manera extensiva a la manufactura, y a la disponibilidad de materiales y
habilidades locales para la generación de tecnología aeroespacial nacional.
Se realiza un estudio organizado y categorizado de las distintas variables de
manufactura, que intervienen en el diseño y conformación de una misión de
cohetería experimental de combustible liquido. Dejando para un futuro un camino
llano y establecido para quien desee seguir aportando a la investigación en esta
área.
El diseño propuesto para el cumplimiento de esta misión de cohetería
experimental está basado en la coordinación de un clúster empresarial que gira en
torno al desarrollo de tecnologías aeroespaciales, y que pretende construir un
engranaje técnico y científico enfocado en producir manufactura de gran calidad.
~ 89 ~
Se efectuó un proceso de investigación sistemático e iterativo regido bajo el
esquema: 1. Diseño teórico, 2. Simulación y 3. Manufactura, buscando generar un
lanzamiento desde mayores alturas geográficas para aprovechar la disminución de
la densidad y la presión del aire, dados por el enrarecimiento natural de la
atmosfera bajo estas características. Esto con el fin de lograr mayor altitud de
apogeo, utilizando menos potencia propulsiva.
12. BIBLIOGRAFIA
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~ 91 ~
13. ANEXOS Planos
~ 92 ~
~ 93 ~
~ 94 ~
~ 95 ~
~ 96 ~
~ 97 ~
~ 98 ~
~ 99 ~
Protocolo de pruebas (Se emiten algunas páginas por comodidad del
lector.)
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~ 101 ~
~ 102 ~
~ 103 ~