ensamble y prueba de una motor cohete de combustible
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Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 1
ENSAMBLE Y PRUEBA DE UNA MOTOR COHETE 1
DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO, EL SUA-I 2
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AUTOR: 10
Juan Sebastián Pinzón Pérez 11
200722748 13
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20
ASESOR: 21
Fabio A. Rojas M., Dr.Eng.Mec. 22
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Proyecto de grado para optar el título de ingeniero mecánico 29
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36
UNIVERSIDAD DE LOS ANDES 37
FACULTAD DE INGENIERÍA 38
DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA 39
BOGOTÁ D.C-COLOMBIA 40
JUNIO 2013 41
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Tabla de contenidos 42
43
1. Lista de figuras .................................................................................................................... 4 44
2. Lista de Tablas .................................................................................................................... 6 45
3. Lista de Gráficas ................................................................................................................. 7 46
4. Simbología y unidades ...................................................................................................... 8 47
5. Introducción ......................................................................................................................... 9 48
6. Antecedentes .................................................................................................................... 11 49
7. Objetivos ............................................................................................................................ 13 50
7.1. General ........................................................................................................................... 13 51
7.2. Específicos .................................................................................................................... 13 52
8. Marco Teórico ................................................................................................................... 14 53
8.1. Principios básicos del motor cohete .......................................................................... 14 54
8.2. Tipos de motor cohete ................................................................................................. 15 55
8.2.1. Propulsión química ................................................................................................... 15 56
8.2.2. Propulsión no química ............................................................................................. 17 57
8.3. Funcionamiento del Motor SUA-I ............................................................................... 17 58
8.4. Cohetería amateur en Colombia y comercial ........................................................... 19 59
9. Parámetros de diseño ...................................................................................................... 21 60
9.1. Presión cámara de combustión y tobera .................................................................. 22 61
9.2. Temperatura cámara de combustión y tobera ......................................................... 24 62
9.3. Volúmenes y tasas de flujo ......................................................................................... 24 63
9.3.1. Inyectores .................................................................................................................. 25 64
9.3.2. Reservorio de presión .............................................................................................. 27 65
9.4. Empuje ........................................................................................................................... 29 66
9.5. Esfuerzo y materiales .................................................................................................. 31 67
10. Mantenimiento motor cohete SUA-I........................................................................... 33 68
10.1. Desensamble e inventario del motor SUA-I ......................................................... 33 69
10.2. Mantenimiento a los sistemas de inyección ......................................................... 44 70
10.3. Modificación y fabricación de piezas del motor SUA-I ....................................... 49 71
10.3.1. Modificación de mamparo ................................................................................... 49 72
10.3.2. Modificación y fabricación de tapas soporte .................................................... 51 73
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10.3.3. Fabricación huecos de acople camisa y puente .............................................. 56 74
10.3.4. Fabricación de Camisa ........................................................................................ 57 75
10.4. Calibración válvula de alivio .................................................................................... 60 76
11. Ensamble motor cohete SUA-I ................................................................................... 61 77
12. Preparación para pruebas estáticas motor cohete SUA-I ...................................... 65 78
12.1. Sistema de instrumentación, conexiones eléctricas y programa de adquisición 79
de datos [27] .............................................................................................................................. 65 80
12.1.1. Instrumentación .................................................................................................... 65 81
12.1.2. Bornera ................................................................................................................... 66 82
12.1.3. Armario ................................................................................................................... 69 83
12.1.4. Programa para la adquisición de datos............................................................. 73 84
12.2. Sistema de ignición [28] .......................................................................................... 76 85
12.2.1. Fabricación de ignitores ...................................................................................... 77 86
12.2.2. Ensamble de ignitores ......................................................................................... 80 87
12.2.3. Pruebas de ignitores ............................................................................................ 82 88
12.2.3.1. Prueba ignitor #1 .................................................................................................. 83 89
12.2.3.2. Prueba ignitor #2 .................................................................................................. 84 90
12.2.3.3. Prueba ignitor #3 .................................................................................................. 86 91
12.2.3.4. Prueba ignitor #4 .................................................................................................. 88 92
12.3. Sistema de presurización ........................................................................................ 89 93
12.3.1. Pruebas de estanqueidad ................................................................................... 89 94
12.3.2. Pruebas con hielo seco ....................................................................................... 91 95
12.4. Sistema de Seguridad.............................................................................................. 93 96
12.4.1. Protocolos de seguridad en ejecución de prueba ........................................... 93 97
12.4.2. Protocolos de verificación de ensamble y movimiento de herramientas. .... 94 98
12.4.3. Sistema de seguridad de ignición ...................................................................... 94 99
13. Prueba estática motor cohete SUA-I ......................................................................... 99 100
13.1. Procedimiento ........................................................................................................... 99 101
14. Costos finales .............................................................................................................. 103 102
15. Conclusiones ............................................................................................................... 104 103
16. Bibliografía ................................................................................................................... 105 104
Anexo A .................................................................................................................................... 108 105
Anexo B .................................................................................................................................... 109 106
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Anexo C ................................................................................................................................... 111 107
Anexo D ................................................................................................................................... 119 108
Anexo E .................................................................................................................................... 124 109
Anexo F .................................................................................................................................... 131 110
Anexo G ................................................................................................................................... 132 111
112
1. Lista de figuras 113
Figura 1. Elementos fundamentales que componen un motor cohete [23]..................... 14 114
Figura 2. Configuración de motor cohete de combustible sólido [25]. ............................. 16 115
Figura 3. Configuración de motor cohete de combustible líquido [25]. ............................ 16 116
Figura 4. Relación geométrica de la cámara de combustión y tobera. ............................ 22 117
Figura 5. Ficha técnica de las boquillas de inyección. ....................................................... 25 118
Figura 6. Herramientas de trabajo utilizadas para la eliminación de corrosión. ............. 46 119
Figura 7. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector gasolina. ............................ 46 120
Figura 8. Mantenimiento realizado a la pieza inyector de gasolina. ............................... 47 121
Figura 9. Mantenimiento realizado a la pieza conector macho-hembra. ......................... 47 122
Figura 10. Mantenimiento realizado a la pieza niples largos 1/8’’. ................................... 47 123
Figura 11. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector peróxido de hidrogeno. . 48 124
Figura 12. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector peróxido de hidrogeno. .. 48 125
Figura 13. Pieza mamparo sin modificación. ....................................................................... 49 126
Figura 14. Pieza mamparo modificada con orificios para la termocupla y el transductor 127
de presión. ................................................................................................................................. 50 128
Figura 15. Mamparo sin orificios de instrumentación. ........................................................ 50 129
Figura 16. Mamparo con orificios de instrumentación. ....................................................... 50 130
Figura 17. Tanque de peróxido de hidrogeno con tapa soporte de madera. .................. 51 131
Figura 18. Tapa soporte 1. ...................................................................................................... 52 132
Figura 19. Tapa soporte 2. ...................................................................................................... 52 133
Figura 20. Tapa soporte 1 manufacturada. .......................................................................... 53 134
Figura 21. Tapa soporte 2 manufacturada. .......................................................................... 53 135
Figura 22. Trabajo de soldadura de tapa en reservorio de presión. ................................ 54 136
Figura 23. Vista completa del reservorio de presión con la tapa soldada en parte 137
superior. ..................................................................................................................................... 54 138
Figura 24. Trabajo de soldadura de tapa en tanque de peróxido de hidrogeno. ........... 55 139
Figura 25. Vista completa del tanque de peróxido de hidrogeno con la tapa soldada. . 55 140
Figura 26. Motor Sua-I con puente de unión entre tanques. ............................................. 56 141
Figura 27. Tapas de soporte con sus respectivos huecos roscados. ............................. 57 142
Figura 28. CAD de la camisa del motor para pruebas estáticas. ..................................... 57 143
Figura 29. Orificios para el acople de la camisa al motor SUA-I, suministro de gasolina 144
y manejo de instrumentación. ................................................................................................. 58 145
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Figura 30. Motor cohete SUA-I centrado a su respectiva camisa. ................................... 58 146
Figura 31. Acople de camisa al motor cohete SUA-I. ......................................................... 58 147
Figura 32. Arte seleccionado para camisa y fuselaje del motor cohete SUA-I ............... 59 148
Figura 33. Trabajos finales y puesta a punto de la camisa motor cohete SUA-I. .......... 60 149
Figura 34. Conexiones hidráulicas para el paso y control de CO2. ................................. 61 150
Figura 35. Conexiones hidráulicas para el paso y control de CO2 hacia la línea de 151
combustible. .............................................................................................................................. 62 152
Figura 36. Ensamble de niples y manifold de los tanques al mamparo. ......................... 62 153
Figura 37. Conexiones para el transductor de presión al mamparo. ............................... 63 154
Figura 38. Ensamble de inyectores de oxidante y gasolina. ............................................. 63 155
Figura 39. Conexiones de accesorios en la parte superior del reservorio de presión. . 64 156
Figura 40. Ensamble final del motor SUA-I sin cámara de combustión. ......................... 64 157
Figura 41. Bornera antigua [27]. ............................................................................................ 66 158
Figura 42. Bornera modificada [27]. ...................................................................................... 67 159
Figura 43. Conexiones de la instrumentación a la bornera [27]. ...................................... 68 160
Figura 44. Armario de banco de pruebas [27]. .................................................................... 69 161
Figura 45. Conexiones de las tarjetas de adquisición de datos dentro del armario [27].162
..................................................................................................................................................... 70 163
Figura 46. Puente entre ambas terminales negativas de las fuentes [27]. .................... 71 164
Figura 47. Multitoma que permite energizar el sistema de adquisición de datos dentro 165
del armario [27]. ........................................................................................................................ 72 166
Figura 48. Montaje con fuente para energizar la instrumentación [27]. ........................... 72 167
Figura 49. Computador para adquisición de datos perteneciente al armario del banco 168
de pruebas [27]. ........................................................................................................................ 73 169
Figura 50. Diagrama en LabVIEW preliminar sin sistema de transmisión de datos [27].170
..................................................................................................................................................... 73 171
Figura 51. Programa en LabVIEW con sistema de transmisión de datos [27]. .............. 74 172
Figura 52. Interfaz para la verificación de la adquisición de datos [27]. .......................... 76 173
Figura 53. Modo de obtención del filamento [28]. .............................................................. 77 174
Figura 54. Modo de conectar el filamento y los cables de protoboard [28]. .................... 78 175
Figura 55. Aseguramiento del sistema [28]. ......................................................................... 78 176
Figura 56. Carga pirotécnica de iniciación [28]. .................................................................. 78 177
Figura 57. Combustible en el interior del rollo de cartón [28]. ........................................... 79 178
Figura 58. Base del ignitor con yeso roca grado 5 [28]. ..................................................... 80 179
Figura 59. Esquema del ensamble del ignitor y fotografía del ensamble [28]. ............... 81 180
Figura 60. Ignitor con cinta asegurando el papel aluminio y los cables de protoboard 181
[28]. ............................................................................................................................................. 81 182
Figura 61. Esquema final del ensamble del ignitor [28]. .................................................... 82 183
Figura 62. Montaje para caracterización de ignitores [28]. ................................................ 83 184
Figura 63. Esquema de ubicación de termopares en el ignitor #1 [28]. .......................... 83 185
Figura 64. Prueba de ignitor #1 [28]. ..................................................................................... 84 186
Figura 65. Esquema de ubicación de termopares en el ignitor #2 [28]. .......................... 85 187
Figura 66. Prueba de ignitor #2 [28]. ..................................................................................... 85 188
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Figura 67. Prueba de ignitor #3 [28]. ..................................................................................... 86 189
Figura 68. Prueba de ignitor #4 [28]. ..................................................................................... 88 190
Figura 69. Pruebas de estanqueidad. ................................................................................... 90 191
Figura 70. Soldadura aplicada al reservorio de presión por aparición de poro. ............. 91 192
Figura 71. Temporizador y switch de llave. .......................................................................... 95 193
Figura 72. Modificación realizada al temporizador.............................................................. 95 194
Figura 73. Montaje de experimentación. .............................................................................. 96 195
Figura 74. Esquema de zonas de seguridad para prueba de motor SUA-I. ................. 100 196
Figura 75. Plano con modificaciones realizadas al mamparo. ........................................ 108 197
Figura 76. Plano de tapa soporte 1. .................................................................................... 109 198
Figura 77. Plano tapa soporte 2. .......................................................................................... 110 199
Figura 78. Plano camisa motor SUA-I. ................................................................................ 131 200
2. Lista de Tablas 201
Tabla 1. Cohetes desarrollados a nivel comercial con sus características de diseño y 202
de desempeño [24]. ................................................................................................................. 20 203
Tabla 2. Dimensiones de tobera motor SUA-I. .................................................................... 22 204
Tabla 3. Áreas transversales de tobera motor SUA-I. ........................................................ 22 205
Tabla 4. Volúmenes de trabajo. ............................................................................................. 24 206
Tabla 5. Flujos de las boquillas de inyección respecto a presiones. ............................... 25 207
Tabla 6. Tasa de flujo del propelente y comportamiento de presión. .............................. 27 208
Tabla 7. Obtención de flujo másico y relación O/C. ............................................................ 29 209
Tabla 8. Empuje generado por el flujo másico total. .......................................................... 30 210
Tabla 9. Inventario subgrupo reservorio de presión. .......................................................... 35 211
Tabla 10. Inventario subgrupo sistema hidráulico de CO2. ............................................... 37 212
Tabla 11. Inventario subgrupo tanque de oxidante y combustible. .................................. 39 213
Tabla 12. Inventario subgrupo sistema inyección combustible. ........................................ 41 214
Tabla 13. Inventario subgrupo sistema inyección oxidante. .............................................. 42 215
Tabla 14. Inventario subgrupo sistema cámara de combustión y tobera. ....................... 44 216
Tabla 15. Especificaciones de instrumentación a utilizar para la obtención de datos. . 66 217
Tabla 16. Conexión de los instrumentos a la bornera [27]. ............................................... 68 218
Tabla 17. Indicación de conexión de instrumentación para la obtención de datos [27].70 219
Tabla 18. Proceso de fabricación de combustible tipo Candy [29]. ................................. 79 220
Tabla 19. Resultados de prueba ignitor #1 [28]. .................................................................. 84 221
Tabla 20. Resultados de prueba ignitor #2 [28]. .................................................................. 86 222
Tabla 21. Resultados de prueba ignitor #3 [28]. .................................................................. 87 223
Tabla 22. Resultados de prueba ignitor #3 [28]. .................................................................. 89 224
Tabla 23. Características físicas de CO2 [30]. .................................................................... 93 225
Tabla 24.Mediciones realizadas al temporizador después de modificado. ..................... 97 226
Tabla 25. Costos finales de proyecto. ................................................................................. 103 227
Tabla 26. Inventario de entrega del motor SUA-I. ............................................................. 132 228
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3. Lista de Gráficas 230
Gráfica 1. Comportamiento de flujo respecto a la presión boquilla HH-1/8-1. ................ 26 231
Gráfica 2. Comportamiento de flujo respecto a la presión boquilla HH-1/8-2. ................ 26 232
Gráfica 3. Comportamiento del reservorio de presión respecto al tiempo. ..................... 28 233
Gráfica 4. Comportamiento de empuje respecto al tiempo. .............................................. 30 234
Gráfica 5. Comportamiento de temperatura durante la prueba del ignitor #2 [28]......... 85 235
Gráfica 6. Comportamiento de temperatura durante la prueba del ignitor #3 [28]......... 87 236
Gráfica 7. Comportamiento de temperatura durante la prueba del ignitor #4 [28]......... 88 237
Gráfica 8. Curva de calibración para hielo seco. ......................................................................... 92 238
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4. Simbología y unidades 258
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[
]
diente de temperatura [K] 260
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5. Introducción 263
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Los vehículos aeroespaciales son vehículos construidos para cruzar la frontera 265
espacial y transportar cargas útiles que sirvan para el estudio del 266
comportamiento de estas bajo las condiciones encontradas en el espacio 267
exterior. Igualmente el desarrollo de diferentes modelos de vehículos 268
aeroespaciales ha ayudado el estudio y mejoramiento de diseños y 269
mecanismos de propulsión. 270
Se sabe que el conocimiento y desarrollo de tecnología aeroespacial en 271
Colombia es mínima por lo que existe una motivación para la creación del 272
Proyecto Uniandino Aeroespacial (PUA) con el fin de construir cohetes a escala 273
que sirvan para la investigación y estudio de nuevas tecnologías de 274
construcción, ensamble de motores y combustibles para este tipo de vehículos. 275
A partir de esto se busca el objetivo de crear una base de conocimientos que 276
ayuden al desarrollo de este tema a nivel nacional. 277
La razón de este proyecto de grado es darle continuidad a los trabajos ya 278
realizados de cohetería amateur y experimental para la Misión Seneca IV de la 279
Universidad de los Andes. Por esta razón se estudiara y se tomara como base 280
el proyecto de grado “Diseño de un motor cohete de combustible líquido para 281
vehículos amateur” desarrollado por Florian, en el cual se diseñó y se 282
manufacturo un motor cohete aplicando ingeniería inversa teniendo como 283
referencia un motor cohete comercial [6] [14]. De igual manera se tendrá en 284
cuenta el proyecto “Construction of a model liquid fueled rocket engine” 285
desarrollado por Aljure, donde se desarrolló la construcción de un motor cohete 286
de combustible líquido comprobando que en Colombia se pueden conseguir los 287
materiales necesarios para al desarrollo de este tipo de proyectos [1]. 288
Al estudiar los alcances de estos dos proyectos desarrollados y mencionados 289
anteriormente se observó que se logró el objetivo de manufacturar y ensamblar 290
el motor cohete pero en ninguno de los dos casos se midió de forma 291
experimental el desempeño de estos motores. En el caso del proyecto de 292
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
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Florian a partir de la realización de simulaciones se concluyó que se pueden 293
hacer algunas modificaciones en los elementos del motor con el objetivo de 294
aumentar la eficiencia de desempeño. Por esta razón este proyecto de grado 295
se enfocara especialmente en el motor el cual ya se encuentra construido para 296
PUA y su funcionamiento es por medio de la utilización de combustible y 297
oxidante líquidos a temperatura atmosférica. A partir de lo mencionado se 298
busca realizar los arreglos pertinentes al motor SUA I como analizar el tipo de 299
gasolina que sea más conveniente para su funcionamiento, de igual forma 300
aspectos de diseño de los elementos que componen el motor como los 301
inyectores y la tobera utilizados ya que estas modificaciones mejorarían la 302
combustión aumentando así el empuje y propulsión que generaría el motor en 303
el cohete y obtenidas en las simulaciones realizadas en proyectos anteriores 304
[11]. Para realizar las modificaciones y los arreglos necesarios se utilizaran los 305
diferentes laboratorios del departamento de ingeniería mecánica de la 306
Universidad de los Andes ya que en estos laboratorios se cuenta con las 307
herramientas necesarias para realizar dichos ajustes. 308
Al realizar los arreglos pertinentes se busca hacer un ensamble final y poner a 309
punto el motor cohete con el propósito de realizar pruebas experimentales 310
donde se midan diferentes variables como empuje vs tiempo [5], presión en la 311
cámara de combustión [7], tiempo de quemado [13] y temperatura de salida de 312
gases [5]. Estas pruebas servirán para el estudio del comportamiento mecánico 313
del motor, donde ayudaran en próximos trabajos a la Misión Seneca IV para un 314
posible lanzamiento del vehículo aeroespacial AINKAA IV con el objetivo de 315
analizar, estudiar y medir en vuelo el comportamiento aerodinámico y balístico 316
del vehículo. Por último el desarrollo de este proyecto podría abarcarse y 317
culminarlo en el transcurso de un semestre académico (6 meses), de acuerdo a 318
lo establecido en el cronograma de este mismo. 319
320
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6. Antecedentes 322
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En las últimas décadas se han presentado distintos desarrollos en tecnología 324
aeroespacial que es fundamental para la obtención de información y estudio en 325
las diferentes áreas de la ciencia. Por esta razón varios países han 326
desarrollado programas aeroespaciales que incentiven a la investigación como 327
es el caso de Corea con su proyecto KSR III donde se han desarrollado 328
aeronaves de gran altitud [8] [12]. De igual forma con el desarrollo en 329
tecnología aeroespacial de otros países como Japón con su programa H-AII 330
[10], Alemania [9] y España [4] se han logrado avances en combustibles 331
líquidos que han mejorado la propulsión de las aeronaves. En Colombia se han 332
desarrollado diferentes prototipos y modelos de cohetes amateur por parte de 333
la Comisión Colombiana de Cohetería y astronáutica C3, la cual ha sido de 334
gran utilidad para exponer al público el tema de cohetería [2]. 335
A partir de lo anterior la Universidad de los Andes ha establecido un proyecto 336
aeroespacial PUA (Proyecto Uniandino Aeroespacial) el cual ha realizado 337
distintas investigaciones referentes a los cohetes a escala obteniendo nuevos 338
conocimientos acerca de estos [15]. Aunque la gran mayoría de los estudios, 339
diseños y caracterizaciones realizados han sido enfocados hacia la propulsión 340
por medio de combustibles sólidos como lo fue el proyecto “Misión Seneca, 341
Lanzamiento del cohete AINKAA 1” en la cual se obtuvieron resultados de 342
altura destacables [15] se han desarrollado proyectos enfocados al combustible 343
líquido como medio de propulsión como “Construction of a model liquid fueled 344
rocket engine” [1] y “Primera misión colombiana de cohetería experimental con 345
propulsión liquida y alcance estratosférico” [16]. 346
A pesar de los diferentes proyectos desarrollados con combustible liquido como 347
forma de propulsion para los cohetes se debe seguir investigando ya que que 348
esta forma de combustible traerá ventajas como la obtención de un mayor 349
impulso específico, mayor eficiencia y manejo [13], pero se deben mejorar 350
aspectos como reducción de costos y confiabilidad. Esta ultima es importante 351
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debido a que se debe garantizar el uso de los motores en mas de una 352
oportunidad y de forma segura [3]. 353
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7. Objetivos 371
7.1. General 372
1. Ensamblar y probar un motor cohete de combustible líquido, el SÚA-I 373
7.2. Específicos 374
1.1. Ensamblaje final y puesta a punto del motor SUA I orientado a pruebas 375
estáticas en banco de pruebas. 376
1.2. Realizar ensayos estáticos del motor SUA I para determinar con 377
precisión su desempeño por primera vez. Se utilizarán protocolos de 378
ensayo y seguridad previamente establecidos y certificados. 379
1.3. Construcción, ensamblaje, puesta a punto y embalaje para transporte al 380
sitio de lanzamiento, del vehículo AINKAA IV y su torre de servicio. El 381
vehículo ya se encuentra diseñado faltando solamente su construcción y 382
puesta a punto para lanzamiento. La torre de servicio se encuentra en 383
proceso de construcción y se pondrá a punto paralelamente durante la 384
realización de este proyecto. 385
1.4. Posible realización de una misión de lanzamiento, la Misión Séneca IV, 386
para determinación del desempeño del cohete AINKAA IV por primera 387
vez. Incluye instrumentación científica de diferentes variables en vuelo, 388
incluyendo telemetría y recuperación. El procedimiento de lanzamiento 389
se regirá por protocolos de lanzamiento y seguridad ya establecidos y 390
certificados. La realización de la misión se encuentra supeditada al 391
desempeño exitoso del motor SUA I en sus pruebas de desempeño 392
estático y las autorizaciones correspondientes de la Fuerza Aérea 393
Colombiana. 394
1.5. Producción de un informe final, tipo PUA, con la descripción 395
pormenorizada de los detalles de la misión, análisis forense y 396
recomendaciones sobre el desempeño del vehículo y su misión. 397
1.6. Divulgación de los resultados obtenidos en escenarios de publicación 398
técnica y de socialización del proyecto. 399
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8. Marco Teórico 400
8.1. Principios básicos del motor cohete 401
402
Como se había mencionado anteriormente la cohetería amateur juega un papel 403
importante para la generación de nuevo conocimiento a partir de la 404
experimentación permitiendo mejorar los diseños y los diferentes mecanismos 405
de propulsión. La propulsión es aquella utilizada por los cohetes con el objetivo 406
de generar un incremento en su movimiento que se logra a partir del empuje, el 407
cual es la fuerza formada por la expulsión rápida de gases de combustión 408
logrando producir una aceleración [13]. 409
Para que el motor cohete pueda generar el empuje está compuesto por 410
inyectores que son los elementos encargados de inyectar a presión el 411
combustible y el oxidante, la cámara de combustión donde se mezclan la 412
gasolina y el oxidante para generar la combustión y la tobera que es la 413
encargada de acelerar la expulsión de gases de la cámara de combustión al 414
exterior [11]. La configuración de estos elementos se puede apreciar en la 415
figura 1. 416
417
Figura 1. Elementos fundamentales que componen un motor cohete [23]. 418
419
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
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8.2. Tipos de motor cohete 420
421
Al tener claro los conceptos básicos del funcionamiento de un motor cohete se 422
debe tener en cuenta que existen diferentes tipos de motor cohete esto 423
dependiendo del sistema de propulsión que utilice para generar el movimiento 424
en el cohete. Existen varias formas de producir el empuje y se dividen en dos 425
grandes clasificaciones que son propulsión química y propulsión no química 426
[13]. A continuación se explicara cada una de ellas. 427
8.2.1. Propulsión química 428
429
Los motores cohete que utilizan propulsión química son aquellos que crean su 430
propulsión por el producto generado por la mezcla entre sustancias y la quema 431
de estas. Los cohetes que utilizan este tipo de propulsión tienen algo en común 432
y es que carecen de oxígeno para quemar el combustible por lo que tienen que 433
transportar su propio oxidante para realizar una quema efectiva del 434
combustible. Los cohetes de propulsión química están divididos en los que 435
utilizan combustible sólido y combustible líquido que para crear su propulsión 436
generan gases a altas temperaturas y presión expulsando los gases sobrantes 437
con una aceleración elevada [25]. 438
Los motores cohete con combustible sólido utilizan propulsantes sólidos y un 439
oxidante el cual viene granulado dentro de la mezcla del combustible lo cual al 440
quemarse genera el empuje [22]. La configuración del motor cohete que utiliza 441
combustible sólido se puede observar en la figura 2 [25]. 442
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443
Figura 2. Configuración de motor cohete de combustible sólido [25]. 444
445
Los motores cohete con combustible líquido utilizan propulsantes líquidos y un 446
oxidante los cuales están separados en tanques diferentes. El propulsante 447
líquido y el oxidante se mezclan en la cámara de combustión y son quemados 448
generando el empuje del cohete [16]. Los motores cohete que trabajan con 449
combustible líquido generan el movimiento del combustible y del oxidante por 450
medio de presurización de tanques o con bombas. La configuración del motor 451
cohete que utiliza combustible líquido se puede observar en la figura 3 [25]. 452
453
Figura 3. Configuración de motor cohete de combustible líquido [25]. 454
455
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8.2.2. Propulsión no química 456
457
Los motores cohete que utilizan propulsión no química son aquellos que crean 458
su propulsión mediante energía eléctrica o energía térmica para acelerar y 459
luego expulsar el propulsante. Dentro de este tipo de propulsión se pueden 460
hallar en diferentes representaciones como cohetes motor de iones o de 461
energía nuclear. El motor cohete que genera propulsión mediante iones lo hace 462
por medio de la expulsión de partículas ionizadas que son aceleradas en 463
campo electro magnético. Los que trabajan con energía nuclear generan la 464
propulsión mediante la expulsión de gas a altas temperaturas calentando 465
partículas livianas en un reactor nuclear [25]. 466
8.3. Funcionamiento del Motor SUA-I 467
468
Para realizar un posible lanzamiento del cohete SUA-I se deben ejecutar con 469
anterioridad pruebas estáticas del motor cohete en el banco de pruebas. Antes 470
de hacer este tipo de pruebas se debe tener un amplio conocimiento del 471
funcionamiento del motor cohete, por esta razón a continuación se hará una 472
descripción detallada del funcionamiento del motor SUA-I. 473
El funcionamiento de un motor cohete puede estar basado en combustible 474
sólido, líquido o una combinación entre sólido y líquido, el cual es el encargado 475
de hacer combustión con el objetivo de generar empuje. El motor cohete que 476
se estudia en este proyecto genera empuje trabajando con combustible líquido 477
el cual logra su combustión a partir de la reacción química entre el combustible 478
y el oxidante creando un liberación de energía térmica. Esta liberación de 479
energía térmica genera una fuerza de empuje logrando impulsar el vehículo 480
(cohete) en dirección contraria a la salida de los gases generados por la 481
combustión [17]. 482
El motor SUA-I está dividido en tres partes fundamentales que son las 483
encargas de producir el proceso de combustión y empuje del cohete, estas 484
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partes son el reservorio de presión, tanque de oxidante y línea de combustible, 485
y cámara de combustión y tobera. 486
El proceso empieza en el reservorio de presión donde es introducido hielo seco 487
triturado donde cambia de estado sólido a vapor logrando presurizar el 488
reservorio. El reservorio al estar presurizado tiene acoplado una válvula 489
solenoide de dos vías con cuerpo en bronce y de referencia EV210B de la 490
compañía Danfoss® la cual es utilizada para la liberación del gas (CO2). Esta 491
liberación de gas de la válvula solenoide se hace mediante la activación de un 492
switch de presión el cual permite la liberación del gas (CO2) entre 270 psi a 493
295 psi, en el caso del motor SUA-I esta liberación se debe hacer manual. Por 494
seguridad el reservorio a presión tiene igualmente acoplado una válvula de 495
alivio con referencia SS-4R3A5 por la compañía Swagelok® la cual libera el 496
gas (CO2) cuando el reservorio excede los límites de presión [6] [21]. 497
El gas (CO2) al ser liberado del reservorio de presión por parte de la válvula 498
solenoide se encarga de presurizar la línea de combustible y el tanque del 499
oxidante (Peróxido de Hidrogeno). La presión ejercida sobre el combustible y el 500
oxidante logra que sean inyectados a la cámara de combustión por medio de 501
seis inyectores para el oxidante de referencia HH 1/8-2 y un inyector para el 502
combustible de referencia HH 1/8-1 de la compañía Spraying Systems de 503
Colombia®, estos siete inyectores tienen boquilla de cono y manufacturadas en 504
bronce debido a las altas temperaturas a las que están expuestas [6] [21]. 505
En la cámara de combustión se encuentra el cartucho de ignición el cual 506
contiene una mezcla de nitrato de potasio y sorbitol que está rodeado por 507
permanganato de potasio que al entrar en contacto con el combustible, 508
oxidante y chispa se genera la combustión generando gases a alta temperatura 509
y presión que son expulsados por la tobera y logrando así el empuje para 510
impulsar al vehículo (cohete) [21] [17]. 511
A la hora del lanzamiento, el cohete es ubicado en una plataforma con el fin de 512
que despegue en una posición vertical con el objetivo de aprovechar el impulso 513
y alcanzar altitudes deseables. Cuando el vehículo alcanza su máxima altura 514
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es activado el sistema de recuperación con el fin de poder recuperar partes del 515
motor que pueden reutilizarse para próximos lanzamientos. En el sistema de 516
recuperación se utiliza un paracaídas para disminuir la velocidad de caída de 517
los objetos, para activar el sistema de recuperación se utilizan varios 518
mecanismos como un diferencial de presión, un temporizador o un medidor de 519
altitud [22]. 520
8.4. Cohetería amateur en Colombia y comercial 521
522
Actualmente en Colombia la cohetería amateur es un tema nuevo el cual 523
necesita una mayor investigación y experimentación de este tipo de vehículos 524
con el objetivo de generar nuevo conocimiento y tener nuestra propia carrera 525
astronáutica. En el país se han desarrollado diferentes grupos de investigación 526
de aficionados al tema de la cohetería donde se ha avanzado en temas como 527
diseño y funcionamiento entre otros de cohetes que trabajan con combustible 528
sólido e hidroneumático [2]. 529
A nivel comercial se han desarrollado diferentes modelos de cohetes que han 530
ayudado a mejorar tres factores importantes que influyen en el desarrollo de 531
este tipo de vehículos que son la eficiencia, costo de fabricación y confiabilidad. 532
Estos tres factores están ligados mutuamente ya que la eficiencia se ha 533
mejorado por medio de la implementación de diferentes métodos de propulsión 534
como la sólida, liquida o hibrida. La eficiencia de estos cohetes igualmente se 535
ha visto mejorada por la mejora en sus diseños y materiales utilizados que han 536
ayudado a reducir sus costos de fabricación lo que hace viable que estos 537
diseños se puedan replicar a nivel mundial. Por ultimo al mejorar la eficiencia y 538
la reducción de costos por la mejora de materiales se ha logrado mejorar la 539
confiabilidad de estos vehículos de propulsión logrando utilizarlos más de una 540
vez y de forma segura. A continuación se puede observar una tabla con 541
algunos cohetes desarrollados a nivel comercial de distintas partes del mundo 542
como Estados Unidos de América, Asia y Europa donde se muestra sus 543
principales características de diseño y desempeño [24]. 544
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545
Tabla 1. Cohetes desarrollados a nivel comercial con sus características de diseño y de 546 desempeño [24]. 547
548
549
550
551
552
553
554
555
556
557
558
559
560
c* máxima (m/s) N.D. N.D. N.D. N.D. 1453.6 N.D. 1588.1 1502.7 N.D.
9 16.2
1.51 1.5 N.D.
N.D. N.D. N.D. N.D. 7 N.D. 8.27
N.D. N.D. N.D. N.D. 1.53 N.D.
N.D.
3279.2 4186.6 2644.6 6832.3 2224 6879.6 2398 2254 N.D.
2 N.D.
0.0052 0.0075 0.03 0.1 0.6 0.16 0.85 0.74
137 125 N.D.
4.6 1.2 1.5 0.9 0.7 2.7 1.75
913.9 2046 1821 N.D.
74.8 215.4 179.02 109.72 115.4 207.23
158.85 117 160.1 170 500
17.6 19 81.1 100 792
Presión máx. cámara
de combustión (MPa)
20 24 29 38 48
1.74 3.2 8.32 72
Impulso total (Ns)
Impulso especifico (s)
Tiempo de quemado
(s)
Flujo másico
propelante (kg/s)
Velocidad efectiva
máxima (m/s)
Cf promedio
KDX002
"Kappa DX"
KSB002
"Kappa SB"
LDX001
"Lambda"
Diámetro del motor
(mm)
Empuje máximo (kgf)
54 63.5 63.5 74
Quest D5Aerotech
D15
Aerotech
G54
Contrail
G130
JDX001
"Juno"
Contrail
J358
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9. Parámetros de diseño 561
562
Al diseñar y construir un motor cohete se debe tener en cuenta ciertos 563
parámetros los cuales nos indicaran ciertas características, comportamiento y 564
desempeño del motor, por esta razón fue necesario verificar los cálculos 565
termodinámicos, de esfuerzos y de empuje realizados por Florian [6]. Se hizo la 566
comprobación de los cálculos realizados referentes a la cámara de combustión, 567
en este punto se hallaron las diferentes presiones y temperaturas dentro de la 568
cámara y tobera. Para poder hallar estas variables se utilizaron las 569
dimensiones de la tobera las cuales se obtuvieron a partir de la planoteca 570
realizada por Florian [6], igualmente para realizar dichos cálculos de las 571
variables se tomó el motor cohete SUA-I como un cohete ideal con el fin de 572
obtener errores mínimos, estas características son [24]: 573
El flujo dentro del motor cohete es adiabático. 574
Las sustancias químicas y los productos obtenidos por la reacciones son 575
químicamente homogéneas. 576
Todos los fluidos dentro de la cámara de combustión son gaseosos. 577
No hay discontinuidades, ni choque de ondas del flujo a través de la 578
tobera. 579
El flujo del propelente es constante, estable y sin vibraciones. 580
Los gases tienen una temperatura, densidad y velocidad constante en su 581
dirección axial. 582
Existe equilibrio químico de los gases dentro de la tobera y no cambia 583
tras el flujo por la tobera. 584
Las dimensiones obtenidas de la planoteca fueron las siguientes: 585
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586
Figura 4. Relación geométrica de la cámara de combustión y tobera. 587
mm m
Diámetro garganta tobera (Dt) 17,8 0,0178
Diámetro salida tobera (De) 22,5 0,0225
Radio garganta tobera (Rt) 8,9 0,0089
Radio salida tobera (Re) 11,25 0,0113 Tabla 2. Dimensiones de tobera motor SUA-I. 588
9.1. Presión cámara de combustión y tobera 589
590
A partir de las dimensiones de la tobera del motor SUA-I se obtuvieron las 591
áreas transversales de la garganta y salida de la tobera ya que son necesarios 592
para hallar las presiones y temperaturas necesarias. 593
mm^2 m^2
Área trans. Garganta (At) 248,85 0,000249
Área trans. Salida (Ae) 397,61 0,000398 Tabla 3. Áreas transversales de tobera motor SUA-I. 594
Teniendo las áreas transversales se obtuvo el número mach con la siguiente 595
formula. 596
[
( ) ]
( )
(1) 597
598
599
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Dónde: 600
Entonces: 601
(
)
Este número mach concuerda con el obtenido por Florian [6]. 602
Con el número mach y la presión atmosférica sobre el nivel del mar (Patm) se 603
calculó la presión dentro de la cámara de combustión (Pc) con la siguiente 604
expresión matemática. 605
[(
)
] (2) 606
[(
)
]
El valor de la presión dentro de la cámara de combustión obtenido no tiene 607
gran diferencia sobre el obtenido por Florian [6] que fue de 84 psi. 608
A partir de la presión de la cámara de combustión se calcula la presión en la 609
garganta de la tobera con la siguiente formula. 610
(
)
(3) 611
(
)
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El valor de la presión de la garganta de la tobera obtenido no tiene un cambio 612
significativo sobre el calculado por Florian [6] que fue de 47 psi. 613
9.2. Temperatura cámara de combustión y tobera 614
615
Para hallar la temperatura dentro de la tobera se tuvo en cuenta la temperatura 616
teórica dentro de la cámara de combustión la cual fue obtenida dentro de la 617
literatura revisada donde tiene un valor de 400 grados centígrados [13]. La 618
temperatura dentro de la tobera se halló de la siguiente manera. 619
(4) 620
Al comparar estos datos de temperatura con los obtenidos por Florian [6] se 621
encontró una diferencia de 70 grados kelvin en la temperatura de la cámara de 622
combustión. En la temperatura de la tobera no se presentó ninguna diferencia 623
ya que Florian no realizo este cálculo. 624
9.3. Volúmenes y tasas de flujo 625
626
Para poder observar el comportamiento de las boquillas de inyección para el 627
combustible (1/8 HH-1), oxidante (1/8 HH-2) y del reservorio de presión dentro 628
de las presiones de trabajo fue necesario saber los diferentes volúmenes de 629
trabajo. Estos volúmenes se pueden ver a continuación y fueron obtenidos a 630
partir de la planoteca hecha por Florian [6]. 631
m^3 L
Reservorio a presión 0,00336 3,36
Tanque gasolina 0,00032 0,32
Tanque oxidante 0,00269 2,69
Total 6,37
Tabla 4. Volúmenes de trabajo. 632
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9.3.1. Inyectores 633
634
Teniendo el volumen total de trabajo del motor SUA-I se analiza el 635
comportamiento de las boquillas a distintas presiones. Para esto se utiliza la 636
ficha técnica de las boquillas la cual es suministrada por Spraying Systems® 637
con el fin de realizar una regresión potencial y poder obtener la tasa de flujo de 638
las boquillas a las presiones de trabajo del motor cohete SUA-I con el fin de 639
poder calcular el empuje que genera el motor. 640
641
Figura 5. Ficha técnica de las boquillas de inyección. 642
Se transcribieron los datos obtenidos de los inyectores suministrada por el 643
proveedor con el fin de obtener el flujo en litro sobre segundos. 644
645
Tabla 5. Flujos de las boquillas de inyección respecto a presiones. 646
Presión (Bar) 0,4 0,5 0,7 1,5 2 3 4 6 7 10
Flujo (L/m) 0,29 0,33 0,38 0,54 0,62 0,74 0,85 1 1,1 1,3
Flujo (L/s) 0,0048 0,0055 0,0063 0,0090 0,010 0,012 0,014 0,017 0,018 0,022
Presión (Bar) 0,4 0,5 0,7 1,5 2 3 4 6 7 10
Flujo (L/m) 0,59 0,65 0,76 1,1 1,2 1,5 1,7 2 2,2 2,6
Flujo (L/s) 0,0098 0,0108 0,0127 0,0183 0,02 0,025 0,028 0,033 0,037 0,043
Boquilla para Combustible (HH-1/8-1)
Boquilla para Oxidante (HH-1/8-2)
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647
Gráfica 1. Comportamiento de flujo respecto a la presión boquilla HH-1/8-1. 648
649
Gráfica 2. Comportamiento de flujo respecto a la presión boquilla HH-1/8-2. 650
Al ser comparado el análisis realizado a las boquillas con el realizado por 651
Florian [6] se encuentra la diferencia de que el realizo fue una regresión lineal 652
ya que no utilizo todo los datos suministrados por la ficha técnica de las 653
boquillas. Al utilizar diferentes regresiones se encontraran pequeñas 654
diferencias en las tasas de flujo. 655
656
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9.3.2. Reservorio de presión 657
658
Al conocer el comportamiento de flujo de las boquillas a diferentes presiones se 659
conoce el flujo de la gasolina y el oxidante mediante el descenso de presión en 660
el reservorio a presión. Para esto se aplicó la ley de gases ideales con el fin de 661
realizar una discretización para observar el comportamiento del reservorio de 662
presión respecto a su presión y al flujo de la gasolina y oxidante. Esto se puede 663
observar en la siguiente tabla y gráfica. 664
665
Tabla 6. Tasa de flujo del propelente y comportamiento de presión. 666
Tiempo (s)Tasa de flujo
(L/s)
Flujo acum
(L/s)
Volumen
gas
presurizado
(L)
Presión
reservorio
(psi)
0 0,33 0,33 3,36 295
1 0,31 0,64 3,69 268,57
2 0,29 0,94 4,00 247,71
3 0,28 1,22 4,30 230,75
4 0,27 1,48 4,58 216,65
5 0,26 1,74 4,84 204,71
6 0,25 1,98 5,10 194,46
7 0,24 2,22 5,34 185,53
8 0,23 2,45 5,58 177,69
9 0,22 2,66 5,81 170,74
10 0,21 2,88 6,02 164,53
11 0,20 3,08 6,24 158,95
12 0,20 3,28 6,44 153,89
13 0,19 3,47 6,64 149,30
14 0,19 3,66 6,83 145,10
15 0,18 3,84 7,02 141,25
16 0,18 4,01 7,20 137,71
17 0,17 4,18 7,37 134,44
18 0,17 4,35 7,54 131,40
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667
Gráfica 3. Comportamiento del reservorio de presión respecto al tiempo. 668
Como se había mencionado anteriormente debido a la diferente regresión 669
utilizada para el cálculo de la tasa de flujo se encontraron diferencias entre 0,03 670
y 0,01 L/s. 671
Al saber el comportamiento del motor en 18 segundos respecto a su tasa de 672
flujo total se prosigue a obtener la tasa de flujo independientemente de la 673
gasolina y el oxidante con el objetivo de encontrar su respectivo flujo másico y 674
obtener la relación oxidante/combustible. Para esto se debe tener en cuenta 675
que la gasolina utiliza una sola boquilla de inyección mientras que el oxidante 676
maneja 6 boquillas. Igualmente se debe tener en cuenta que el oxidante 677
(peróxido de hidrogeno al 50%) al reaccionar con el permanganato de potasio 678
aporta un 23% de oxígeno en relación con la masa total que reacciona. Estos 679
resultados se pueden ver a continuación en la tabla 7. 680
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681
Tabla 7. Obtención de flujo másico y relación O/C. 682
Al comparar los resultados obtenidos de la proporción de mezcla (O/C) la cual 683
es el peso de flujo del oxidante sobre el peso de flujo del combustible, se 684
encontró una diferencia con lo reportado por Florian [6] ya que la relación 685
obtenida por él tiene un valor de 1,6 en promedio, mientras que la calculada 686
tiene un valor de 2,3 la cual se acerca a la relación teórica de los motores que 687
trabajan con oxígeno y gasolina la cual es de 2,5. 688
9.4. Empuje 689
690
Al tener en comportamiento del flujo másico tanto de la gasolina como del 691
oxidante se calcula el empuje del motor en un rango de 18 segundos, esto 692
mediante la siguiente formula. 693
(5) 694
Tiempo (s)flujo oxid
(L/s)
flujo comb
(L/s)
Flujo
oxidante
(kg/s)
Flujo comb
(kg/s)
Oxigeno
Neto (kg/s)
Gasolina
Neta (kg/s)
RELACIÓN
O/C
0 0,30 0,026 0,37 0,018 0,043 0,018 2,3
1 0,29 0,024 0,34 0,017 0,040 0,017 2,3
2 0,27 0,023 0,33 0,016 0,038 0,016 2,3
3 0,26 0,022 0,31 0,016 0,036 0,016 2,3
4 0,25 0,021 0,30 0,015 0,035 0,015 2,3
5 0,24 0,020 0,28 0,014 0,033 0,014 2,3
6 0,23 0,019 0,27 0,014 0,032 0,014 2,3
7 0,22 0,018 0,26 0,013 0,031 0,013 2,3
8 0,21 0,018 0,25 0,013 0,030 0,013 2,3
9 0,20 0,017 0,24 0,012 0,029 0,012 2,3
10 0,20 0,016 0,23 0,012 0,028 0,012 2,3
11 0,19 0,016 0,23 0,011 0,027 0,011 2,3
12 0,18 0,015 0,22 0,011 0,026 0,011 2,3
13 0,18 0,015 0,21 0,011 0,025 0,011 2,3
14 0,17 0,014 0,21 0,010 0,024 0,010 2,3
15 0,17 0,014 0,20 0,010 0,023 0,010 2,3
16 0,16 0,014 0,19 0,010 0,023 0,010 2,3
17 0,16 0,013 0,19 0,009 0,022 0,009 2,3
18 0,15 0,013 0,18 0,009 0,022 0,009 2,3
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 30
Donde la constante gravitacional es igual 9,81 m/s^2 y el impulso especifico es 695
de 48,3 segundos el cual difiere con el obtenido por Florián [6] que es de 70 696
segundos. Los resultados de empuje del motor son los siguientes. 697
698
Tabla 8. Empuje generado por el flujo másico total. 699
700
Gráfica 4. Comportamiento de empuje respecto al tiempo. 701
Tiempo (s) Flujo oxidante (kg/s) Flujo comb (kg/s) Flujo masico total (kg/s) Empuje (N)
0 0,428 0,022 0,449 213,07
1 0,407 0,021 0,427 202,68
2 0,392 0,020 0,412 195,47
3 0,380 0,019 0,399 189,34
4 0,370 0,019 0,388 184,04
5 0,360 0,018 0,378 179,39
6 0,352 0,018 0,370 175,28
7 0,345 0,017 0,362 171,59
8 0,338 0,017 0,355 168,27
9 0,332 0,017 0,349 165,26
10 0,326 0,016 0,343 162,50
11 0,321 0,016 0,337 159,98
12 0,317 0,016 0,332 157,65
13 0,312 0,016 0,328 155,49
14 0,308 0,016 0,324 153,49
15 0,304 0,015 0,320 151,63
16 0,301 0,015 0,316 149,89
17 0,298 0,015 0,313 148,26
18 0,295 0,015 0,309 146,72
120
130
140
150
160
170
180
190
200
210
220
0 5 10 15 20
Emp
uje
(N
)
Tiempo (s)
Empuje del Motor Sua-I
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 31
Al comparar los datos con los obtenidos por Florian se encuentra una diferencia 702
en el empuje promedio de 13 Newton esto debido a la diferencia del impulso 703
específico. 704
9.5. Esfuerzo y materiales 705
706
Al saber las temperaturas y presiones dentro de la cámara de combustión se 707
calcularon los esfuerzos tanto por presión como por temperatura. Al calcular los 708
esfuerzos se comparara con los esfuerzo de fluencia y máximo del material del 709
cual fue manufacturado con el objetivo de saber si tiene la suficiente resistencia 710
para soporta las presiones y temperaturas de trabajo. En el caso de la cámara 711
de combustión se obtuvieron los siguientes resultados. 712
Para obtener el esfuerzo generado por el gradiente de temperatura es utilizada 713
la siguiente expresión [13]. 714
(6) 715
Esfuerzo por gradiente de temperatura
Delta T 20
E (Pa) 2E+11
Lambda (C-1) 0,0000119
v 0,29
716
Al comparar el resultado obtenido con el de Florian [6] se encuentra una 717
diferencia de 1 MPa. 718
Para obtener el esfuerzo generado por la presión es utilizada la siguiente 719
expresión [13]. 720
(7) 721
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 32
722
Al comparar este resultado con el obtenido por Florian [6] se encuentra una 723
diferencia de 0,3 MPa. 724
Al tener los dos esfuerzos se obtiene un esfuerzo total de 151,4 MPa. Se sabe 725
que la cámara de combustión fue construida con acero 1020 el cual tiene un 726
esfuerzo máximo de 380 MPa y un esfuerzo a la fluencia de 210 MPa. Con 727
estos datos se obtiene un factor de seguridad de 2,5. 728
729
730
731
732
733
734
735
736
737
738
739
740
741
742
743
744
745
Presión (Pa) 583097
Diámetro (m) 0,089
Espesor pared (m) 0,0015
Esfuerzo por presión
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 33
10. Mantenimiento motor cohete SUA-I 746
747
Para poder realizar adecuadamente las pruebas estáticas donde se mida 748
empuje, temperatura y presión del motor cohete SUA-I se debe primero realizar 749
un mantenimiento detallado de todas las piezas que componen el motor con el 750
fin de poder ensamblarlo y ponerlo a punto para el éxito de dichas pruebas. 751
Para esto se realizaron distintas tareas que nos enfocaran al éxito del 752
mantenimiento del motor y el ensamble deseado. 753
10.1. Desensamble e inventario del motor SUA-I 754
755
Se realizó el desensamble e inventario del motor SUA-I con el fin de observar 756
el estado actual del mismo. Con desensamble e inventario se hizo una 757
inspección visual a cada una de las piezas que componen el motor para tener 758
información del mantenimiento que se debe realizar a cada una de las piezas. 759
El resultado del desensamble e inventario fue el siguiente. El inventario fue 760
dividido en cinco subgrupos que componen en su totalidad el motor cohete. 761
Estos subgrupos fueron reservorio de presión, sistema hidráulico de CO2, 762
tanque de oxidante y combustible, sistema de inyección combustible, sistema 763
de inyección oxidante y cámara de combustión y tobera. 764
765
766
767
768
769
770
771
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Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 34
Inventario de piezas de motor SUA-1
Reservorio de presión
Código Pieza Cantidad(und) Observaciones Fotografía
SUA-1001 Reservorio de
presión 1
En su exterior se
observan algunos
desgastes
superficiales.
En su interior se
debe hacer una
limpieza ya que se
observan
suciedades.
En uno de los
extremos hace
falta adherir una
placa circular de
aluminio con el fin
de poder unir el
reservorio a
presión con el
tanque de
oxidante y la línea
de combustible.
Las roscas deben
ser limpiadas.
SUA-1002 Válvula de alivio
¼’’ 1
Se encuentra en
buen estado, se
debe limpiar su
rosca y
comprobar
su funcionalidad.
SUA-1003 Rancor ¼’’ 1
El conector de
manguera se
encuentra roto, se
debe limpiar la
rosca y
comprobar su
funcionalidad.
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 35
SUA-1004 Manómetro ¼’’ 1
Se observan
algunos golpes
superficiales, se
debe hacer
limpieza a la rosca
y comprobar su
funcionalidad.
SUA-1005 Tapón de
Sellamiento ½’’ 1
Presenta oxido
sobre la mayoría
de
su superficie, se
debe limpiar su
rosca.
Tabla 9. Inventario subgrupo reservorio de presión. 772
Sistema Hidráulico de CO2
Código Pieza Cantidad(und) Observaciones Fotografía
SUA-1006
Adaptador
macho-hembra
1/8’’-1/4’’
3
Presentan golpes
superficiales, se
debe realizar
limpieza en rosca
interior y exterior.
SUA-1007 Niple Conector
macho 1/8’’ 1
Presenta desgaste
superficial, se
debe limpiar su
rosca y hacer
limpieza en su
interior.
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 36
SUA-1008 Niple Conector
macho ¼’’ 2
Presenta desgaste
superficial, se
debe limpiar su
rosca y hacer
limpieza en su
interior. Hace
falta un conector.
SUA-1009 Tee hembra ¼’’ 1
Presenta desgaste
y golpes
superficiales, se
debe limpiar
roscas internas.
SUA-1010 Codo 90°
macho 1/8’’ 1
Presenta desgaste
superficial y
golpes en una de
sus roscas, se
debe limpiar
roscas y su
interior.
SUA-1011 Válvula
solenoide ¼’’ 1
Presenta un golpe
que no
compromete su
funcionalidad, se
debe limpiar su
interior ya que se
observó que no
tuvo abertura
cuando se probó
con el asistente
graduado Jorge
Mario Garzón.
SUA-1012 Manguera 2
La manguera de
mayor longitud
presenta un
dobles
permanente.
La manguera de
menor longitud se
encuentra en
buen estado.
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 37
SUA-1013
Adaptador
hembra-macho
de ¼’’-3/8’’ NPT
1
Presenta desgaste
y golpes
superficiales,
igualmente en la
rosca exterior.
Se debe realizar
limpieza de roscas
como interior,
exterior y en la
parte interior de
la pieza.
SUA-1014
Válvula de
Cheque 1/8’’
NPT
1
Se encuentra en
un buen estado,
toca realizar
limpieza exterior e
interior.
SUA-1015
Adaptador
macho de 1/8’’-
1/4’’ NPT
1
Presenta golpes
exteriores, se
debe
realizar limpieza
interior y exterior
de roscas.
SUA-1016 Tapón 1/8’’ 1
Se encuentra en
buen estado, se
debe realizar
limpieza interior y
exterior.
SUA-1017 Tee macho 1/8’’ 1
Presenta un poco
de desgaste
superficial, se
debe realizar
limpieza de roscas
y en la parte
interior de la
pieza.
Tabla 10. Inventario subgrupo sistema hidráulico de CO2. 773
774
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 38
Tanque oxidante y combustible(gasolina)
Código Pieza Cantidad(und) Observaciones Fotografía
SUA-1018 Tanque
oxidante 1
Presenta desgaste
superficial, pero
no afecta su
funcionalidad. La
placa circular de
madera la cual
hace conexión con
el reservorio
presenta un
golpe. Se debe
realizar una
limpieza externa
como interna del
tanque, como en
sus diferentes
roscas de
conexión.
SUA-1019 Tanque
combustible 1
Presenta desgaste
y golpes
superficiales,
aunque los golpes
no afectan su
funcionalidad. Se
debe realizar
limpieza exterior
como interior de
la pieza,
igualmente en sus
diferentes roscas.
SUA-1020 Línea de carga
combustible 1
Presenta desgaste
superficial, pero
no afecta su
funcionalidad. Se
debe realizar
limpieza interior y
exterior.
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 39
SUA-1021 Tapón 1
Presenta oxido en
gran parte de su
superficie exterior
como interior,
sobre todo en la
rosca exterior. Se
debe realizar
limpieza exterior e
interior.
Tabla 11. Inventario subgrupo tanque de oxidante y combustible. 775
Sistema inyección combustible(gasolina)
Código Pieza Cantidad(und) Observaciones Fotografía
SUA-1022
Codo 90°
macho ¼’’-3/8’’
NPT
1
Se encuentra en
buen estado, se
debe realizar
limpieza interior
de la pieza y
exterior en las
roscas.
SUA-1023
Adaptador
hembra-macho
1/8’’-1/4’’ NPT
1
Se encuentra en
buen estado, se
debe realizar
limpieza interior y
exterior en las
roscas.
SUA-1024
Niple Conector
hembra 1/8’’
NPT
2
Presentan un
poco de desgaste
superficial. Una de
las piezas
presenta un poco
de deformación
por lo que no se
pueden enroscar
piezas
adecuadamente.
Se debe realizar
limpieza interna
de las roscas.
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 40
SUA-1025
Niple Conector
corto macho
1/8’’ NPT
2
Una de las piezas
presenta golpes
externos, la otra
pieza se
encuentra
en buen estado.
Se de realizar
limpieza en las
rocas externas y
en
la parte interna de
las piezas.
SUA-1026 Tee hembra
1/8’’ NPT 1
Presenta un poco
de desgaste
superficial. Se
debe realizar
limpieza a las
roscas internas.
SUA-1027
Codo 90°
macho 1/8’’
NPT
1
Presenta golpes
en partes de sus
roscas. Se debe
realizar limpieza
externa de sus
roscas y en la
parte
interna de la
pieza.
SUA-1028 Tapón 1/8’’ NPT 1
Se encuentra en
buen estado. Se
debe realizar
limpieza interna a
la rosca.
SUA-1029
Niple Conector
macho 1/8’’
NPT
1
Presenta desgaste
superficial, se
debe limpiar su
rosca y hacer
limpieza en su
interior.
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 41
SUA-1030 Base inyector
gasolina 1
Presenta desgaste
superficial y
golpes.
Igualmente
presenta oxido en
superficie interna
y externa, sobre
todo en las roscas.
SUA-1031 Inyector
1/8HH-1 1
Presenta golpes
externos pero no
afecta su
funcionalidad.
Igualmente
presenta oxido en
el interior. Se
debe realizar
limpieza externa
como interna de
la pieza.
Tabla 12. Inventario subgrupo sistema inyección combustible. 776
Sistema inyección oxidante (peróxido de hidrógeno)
Código Pieza Cantidad(und) Observaciones Fotografía
SUA-1032
Conector
macho-hembra
1/8’’-1/4’’ NPT
6
Algunas piezas
presentan golpes
y desgaste
superficial.
Presentan oxido al
interior de las
piezas por lo que
se debe realizar
una limpieza
como interna y
externa.
SUA-1033 Niples largos
1/8’’ NPT 6
Presentan oxido
en toda la
superficie externa
y
considerablement
e en la
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 42
interna. Se debe
hacer una
limpieza
tanto externa
como interna de
la
pieza.
SUA-1034 Tuercas 1/8’’
NPT 12
Se observa que
hay 6 tuercas que
se encuentran
totalmente fijas a
los niples.
Presentan
desgaste
superficial.
SUA-1035
Base inyector
peróxido de
hidrógeno
6
Presentan
desgaste
superficial.
Igualmente se
observa oxido
tanto
en la superficie
externa como
interna. Se debe
realizar limpieza
interna de las
roscas y de la
superficie externa.
SUA-1036 Inyector 1/8HH-
2 6
Presentan golpes
los cuales no se
sabe si afectan su
funcionalidad.
Presentan oxido
en la superficie
interna. Se debe
realizar limpieza
interna y externa.
Tabla 13. Inventario subgrupo sistema inyección oxidante. 777
778
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 43
Cámara de combustión y tobera
Código Pieza Cantidad(und) Observaciones Fotografía
SUA-1037 Cartucho de
ignición 1
Se encuentra en
buen estado.
SUA-1038 Contenedor
cartucho 1
Se encuentra en
buen estado.
SUA-1039 Cámara de
combustión 1
Presenta oxido en
la superficie
externa como
interna. Presenta
pequeños golpes
que no afectan su
funcionalidad.
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 44
SUA-1040 Tobera 1
Presenta oxido en
la superficie
externa e interna.
Se debe limpiar
superficies.
SUA-1041 Mamparo 1
Presenta un poco
de óxido. Se debe
limpiar superficie,
roscas y oring.
SUA-1042
Tornillo bristol
cabeza plana
M5
6 Se encuentran en
buen estado.
SUA-1043
Tuerca para
tornillo bristol
M5
6 Se encuentran en
buen estado.
Tabla 14. Inventario subgrupo sistema cámara de combustión y tobera. 779
10.2. Mantenimiento a los sistemas de inyección 780
781
Para el buen funcionamiento del motor cohete SUA-I se realizó una inspección 782
visual para determinar que piezas necesitaban mantenimiento o cuales debían 783
ser adquiridas nuevamente en el mercado ya que muchas de ellas presentaban 784
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 45
un gran grado de corrosión tanto interna como externamente. Al realizar la 785
inspección se determinó que las piezas que fueron diseñadas, manufacturadas 786
y que son únicas del motor se les realizaría mantenimiento el cual permitiría 787
eliminar la corrosión presentada en sus superficies ya que con el 788
mantenimiento se asegura su funcionalidad y reduce costos ya que no hay 789
necesidad de manufacturarlas nuevamente. Para las piezas que son estándar 790
se determinó adquirirlas nuevamente en el mercado ya que muchas de ellas 791
presentaban golpes y corrosión en sus superficies pero el costo de adquisición 792
es bajo. 793
Las piezas a las que se les realizo mantenimiento fueron las siguientes: 794
Base inyector gasolina 795
Inyector 1/8HH-1 796
Conector macho-hembra 1/8’’-1/4’’ 797
Niples largos 1/8’’ 798
Base inyector peróxido de hidrógeno 799
Inyector 1/8HH-2 800
Nota: Los inyectores a pesar de que son piezas estándar no se adquirieron 801
nuevamente en el mercado por su alto costo, por esta razón se le realizo 802
mantenimiento. 803
Para el mantenimiento de estas piezas se utilizaron tres herramientas de 804
trabajo como se puede ver en la figura 6 que fueron un líquido con una 805
concentración alta de gas y un pH levemente acido, un cepillo de hebras 806
metálicas y una esponjilla de hebras metálicas. 807
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 46
808
Figura 6. Herramientas de trabajo utilizadas para la eliminación de corrosión. 809
El procedimiento que se siguió para eliminar en gran parte la corrosión de las 810
piezas fue el siguiente: primero se sumergieron las piezas en 500 ml del líquido 811
ya mencionado por un tiempo de dos horas, luego se cepillan con el cepillo de 812
hebras metálicas con el fin de eliminar el óxido de las piezas y por último se 813
pasa la esponjilla de hebras metálicas sobre las piezas para darles un buen 814
acabado superficial. Los resultados del mantenimiento se pueden apreciar a 815
continuación. 816
817
Figura 7. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector gasolina. 818
819
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 47
820
Figura 8. Mantenimiento realizado a la pieza inyector de gasolina. 821
822
Figura 9. Mantenimiento realizado a la pieza conector macho-hembra. 823
824
Figura 10. Mantenimiento realizado a la pieza niples largos 1/8’’. 825
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 48
826
Figura 11. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector peróxido de hidrogeno. 827
828
Figura 12. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector peróxido de hidrogeno. 829
Como se puede observar en los resultados del mantenimiento se aprecia que el 830
trabajo ejecutado fue satisfactorio ya que en la mayoría de las piezas se logró 831
eliminar la corrosión que había afectado las piezas. Con este mantenimiento se 832
asegura el funcionamiento de estas piezas para las pruebas estáticas que se 833
van a realizar al motor cohete SUA-I. 834
El resto de piezas que componen el sistema de inyección de combustible y el 835
sistema de inyección del gas de presurización fueron adquiridas a nivel 836
comercial. Las piezas que se adquirieron fueron las siguientes: 837
Adaptador macho-hembra 1/8’’-1/4’’ 838
Niple Conector macho 1/8’’ 839
Niple Conector macho ¼’’ 840
Tee hembra ¼’’ 841
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 49
Codo 90° macho 1/8’’ 842
Adaptador macho de 1/8’’-1/4’’ 843
Tee macho 1/8’’ 844
Codo 90° macho ¼’’-3/8’’ 845
Adaptador hembra-macho 1/8’’-1/4’’ 846
Niple Conector hembra 1/8’’ 847
Niple Conector corto macho 1/8’’ 848
Tee hembra 1/8’’ 849
10.3. Modificación y fabricación de piezas del motor SUA-I 850
851
10.3.1. Modificación de mamparo 852
853
Al tener conocimiento con que equipos se van a realizar las mediciones se 854
prosiguió a observar si el motor SUA-I construido ya contaba con las 855
conexiones necesarias para el acople de la instrumentación. Al inspeccionar el 856
motor se observó que no contaba con las conexiones (orificios roscados de 857
1/8’’) necesarias por lo que se modificó el CAD y el respectivo plano de la pieza 858
Mamparo con el objetivo de realizar el respectivo trabajo de manufactura. El 859
CAD se puede observar a continuación y el plano en el Anexo A. 860
861
Figura 13. Pieza mamparo sin modificación. 862
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 50
863
Figura 14. Pieza mamparo modificada con orificios para la termocupla y el transductor de 864 presión. 865
Como se había mencionado anteriormente cuando se manufacturo el mamparo 866
falto la manufactura de dos orificios para conectar la instrumentación 867
(transductor de presión y termocupla). Se realizaron los respectivos orificios 868
con rosca, para este proceso se utilizó una broca de 11/32’’ y se realizó rosca 869
de 1/8’’. A continuación se pueden ver los resultados de la manufactura. 870
871
Figura 15. Mamparo sin orificios de instrumentación. 872
873
Figura 16. Mamparo con orificios de instrumentación. 874
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 51
10.3.2. Modificación y fabricación de tapas soporte 875
876
Para la unión, estabilidad e integridad estructural del motor SUA-I se 877
manufacturaron dos tapas soporte en aluminio 7075 T6 con el fin de 878
reemplazar la ya existente manufacturada en madera como se puede ver en la 879
figura 17. Estos soportes están ubicados en el tanque de peróxido de 880
hidrogeno y el reservorio de presión y como ya se había mencionado 881
anteriormente tienen la función de unir estos dos tanques dándole estabilidad y 882
mejorando la integridad estructurar del motor cohete SUA-I. 883
884
Figura 17. Tanque de peróxido de hidrogeno con tapa soporte de madera. 885
886
Para la manufactura de estas tapas soporte el primer paso que se realizo fue 887
modificar el CAD y realizar los plano correspondientes ya que no existían 888
planos de las tapas de soporte y el CAD realizado por Florián [6] no 889
correspondía con lo manufacturado. El CAD de las dos tapas soporte se 890
pueden ver en el Anexo B. 891
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 52
892
Figura 18. Tapa soporte 1. 893
894
Figura 19. Tapa soporte 2. 895
Las dimensiones que se modificaron fueron: 896
En la tapa soporte 1 el diámetro externo tenía un diámetro de 128 mm y 897
quedo con un diámetro de 127 mm y el orificio central tenía un diámetro 898
de 22 mm y quedo con un diámetro de 14,5 mm. 899
En la tapa soporte 2 el diámetro externo tenía un diámetro de 128mm y 900
quedo con un diámetro de 127 mm, el orificio central tenía un diámetro 901
de 22 mm y quedo con un diámetro de 14,5 mm y el orificio para el tapón 902
tenía un diámetro de 28mm y quedo con un diámetro de 25,2 mm. 903
Para las dos tapas también se les modifico el espesor que pasó de 3,20 904
mm a 10,5 mm. 905
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Al tener los planos se prosiguió a realizar la manufactura de las dos tapas 906
soporte. Los equipos utilizados para su manufactura fueron el torno para 907
generar el espesor deseado y tener un mejor acabado superficial y el taladro de 908
base para realizar los diferentes orificios. El resultado de la manufactura de las 909
tapas soporte fue el siguiente. 910
911
Figura 20. Tapa soporte 1 manufacturada. 912
913
Figura 21. Tapa soporte 2 manufacturada. 914
Al tener las tapas manufacturadas se prosiguió a soldar estas en el tanque de 915
peróxido de hidrogeno y el reservorio de presión. Este trabajo se realizó en 916
Industrias Ragno LTDA la cual es una empresa especializada en 917
mantenimiento y montajes metalmecánicos, industriales y criogénicos. Para 918
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soldar estas tapas se le realizo un cordón de soldadura en aluminio a cada una 919
como se puede apreciar en las siguientes figuras. 920
921
Figura 22. Trabajo de soldadura de tapa en reservorio de presión. 922
923
Figura 23. Vista completa del reservorio de presión con la tapa soldada en parte 924 superior. 925
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926
Figura 24. Trabajo de soldadura de tapa en tanque de peróxido de hidrogeno. 927
928
Figura 25. Vista completa del tanque de peróxido de hidrogeno con la tapa soldada. 929
930
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10.3.3. Fabricación huecos de acople camisa y puente 931
932
Se realizaron trabajos de manufactura efectuados por parte de la empresa PJM 933
services, estos trabajos consistieron en realizar huecos con rosca de 5/16’’ en 934
los lados de las tapas de soporte con el fin de poder acoplar y ensamblar la 935
camisa del motor SUA-I que se utilizara el día de la prueba y que sirven 936
igualmente para el acople del fuselaje del cohete. También se realizó un puente 937
con barras de acero inoxidable entre el reservorio de presión y el tanque de 938
oxidante y combustible con el fin de poder unir los dos tanques que son dos de 939
las piezas fundamentales, de igual forma este puente que se realizó le da 940
estabilidad y le otorga una buena alineación al motor SUA-I. Los trabajos que 941
se realizaron se pueden ver a continuación. 942
943
Figura 26. Motor Sua-I con puente de unión entre tanques. 944
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945
Figura 27. Tapas de soporte con sus respectivos huecos roscados. 946
947
10.3.4. Fabricación de Camisa 948
949
Para poder utilizar el banco de pruebas y poder tomar los datos de empuje, 950
temperatura y presión es necesario que el motor cohete SUA-I este 951
encamisado. Esta camisa debe acoplarse al motor y así poder instalarse en los 952
anillos de sujeción del banco de pruebas con el fin de obtener los datos de las 953
variables de una forma confiable y de igual forma proteger el sistema de 954
cualquier eventualidad. Por esta razón se diseñó y se realizaron sus 955
respectivos planos teniendo en cuenta que la camisa debe tener una ubicación 956
estratégica de agujeros con el objetivo de poder instalar la instrumentación, 957
suministrar con combustible y oxidante y acoplar la camisa al motor. El diseño 958
realizado de la camisa se puede observar en la siguiente figura. 959
960
Figura 28. CAD de la camisa del motor para pruebas estáticas. 961
Nota: Para ver los planos relacionados con la camisa dirigirse al anexo F. 962
Al tener los planos se inició con la manufactura de la camisa la cual fue 963
construida por medio de un tubo de PVC de 6’’. Para realizar los agujeros 964
anteriormente mencionados se utilizó una segueta eléctrica, estos agujeros se 965
pueden ver a continuación. 966
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Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 58
967
Figura 29. Orificios para el acople de la camisa al motor SUA-I, suministro de gasolina y 968 manejo de instrumentación. 969
970
Al tener los agujeros listos se acoplo la camisa al motor cohete con el objetivo 971
de verificar la posición de dichos huecos. Para poder acoplar la camisa al motor 972
se utilizaron 8 tornillos de cabeza plana bristol que se atornillan a las tapas 973
soporte del motor logrando la sujeción deseada entre la camisa y el motor. 974
Cuando la camisa es acoplada al motor cohete es necesario que este quede 975
centrado respecto a la camisa como se poder ver en la figura 30, esto con el 976
objetivo de que cuando el motor sea encendido el empuje sea totalmente 977
perpendicular y así poder obtener datos más confiables de empuje. 978
979
Figura 30. Motor cohete SUA-I centrado a su respectiva camisa. 980
981
982
Figura 31. Acople de camisa al motor cohete SUA-I. 983
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Al ser verificado que todos los huecos realizados coincidían y se acoplaban al 984
motor cohete se prosiguió a producir el arte de la camisa. Para la producción 985
del arte se buscó asesoría y colaboración al grupo de diseño de la Universidad 986
de los Andes proporcionando el siguiente resultado. 987
988
Figura 32. Arte seleccionado para camisa y fuselaje del motor cohete SUA-I 989
990
Al seleccionar el diseño para la camisa y el fuselaje del motor cohete SUA-I 991
que realizo el grupo de diseño se plasmó en la camisa física. Para esto primero 992
se ejecutó los trabajos de pintura y segundo se realizó la serigrafía donde se 993
expone los logos institucionales, empresas colaboradoras y nombre del motor 994
cohete. Este trabajo se observa en la siguiente figura. 995
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996
Figura 33. Trabajos finales y puesta a punto de la camisa motor cohete SUA-I. 997
998
10.4. Calibración válvula de alivio 999
1000
Debido a que el reservorio de presión del motor Sua-I maneja una presión de 1001
trabajo de 295 psi se debe contar con una válvula de alivio la cual se abre 1002
cuando el reservorio haya alcanzado una presión de 300 psi. Por este motivo 1003
fue conveniente calibrar la válvula debido a que anteriormente esta válvula 1004
había sido manipulada y no se tenía certeza de que la válvula estuviera calibrar 1005
correctamente. Por esta razón la válvula fue llevada al sitio Stefer LTDA el cual 1006
es un sitio especializado en soluciones para el manejo de fluidos. La válvula de 1007
alivio ya se encuentra correctamente calibrada para su ensamble en el 1008
reservorio de presión. 1009
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11. Ensamble motor cohete SUA-I 1010
1011
El procedimiento que se realizó para el ensamble del motor SUA-I fue el 1012
siguiente. Primero se instalaron las conexiones hidráulicas existentes entre el 1013
reservorio de presión, el tanque del oxidante y la línea de combustible. Entre 1014
estas conexiones se encuentran la electroválvula y la válvula de cheque los 1015
cuales son elementos fundamentales para el buen funcionamiento del motor y 1016
del paso de CO2. Este ensamble se puede observar en las figuras 34 y 35. 1017
1018
Figura 34. Conexiones hidráulicas para el paso y control de CO2. 1019
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1020
Figura 35. Conexiones hidráulicas para el paso y control de CO2 hacia la línea de 1021 combustible. 1022
Luego de las respectivas conexiones hidráulicas para el paso del CO2 entre el 1023
reservorio de presión, el tanque de oxidante y la línea de combustible se 1024
prosiguió a ensamblar los niples para el paso del oxidante (peróxido de 1025
hidrogeno), el manifold para el paso de la gasolina y las conexiones pertinentes 1026
para el transductor de presión al mamparo. Este ensamble se encuentra en la 1027
parte inferior del tanque de oxidante y de la línea de combustible. Este 1028
ensamble se puede ver en las figuras 36 y 37. 1029
1030
Figura 36. Ensamble de niples y manifold de los tanques al mamparo. 1031
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1032
Figura 37. Conexiones para el transductor de presión al mamparo. 1033
Después de realizar el ensamble de los niples, manifold y conexiones para el 1034
transductor de presión se siguió con el ensamble de los inyectores y de sus 1035
respectivas bases. En este paso se ensamblaron seis inyectores para el 1036
oxidante y un inyector central para la gasolina. Este ensamble se puede ver a 1037
continuación. 1038
1039
Figura 38. Ensamble de inyectores de oxidante y gasolina. 1040
Por último el ensamble se finalizó por medio del ensamble de la válvula de 1041
alivio calibrada a 300 psi, manómetro y rancor. Este ensamble se realizó en la 1042
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parte superior del reservorio de presión como se puede observar en la 1043
siguiente figura. 1044
1045
Figura 39. Conexiones de accesorios en la parte superior del reservorio de presión. 1046
Después de realizar los diferentes ensambles el ensamble final del motor SUA-I 1047
culmino de la siguiente manera: 1048
1049
Figura 40. Ensamble final del motor SUA-I sin cámara de combustión. 1050
Nota: Para saber paso a paso el procedimiento de ensamble del motor SUA-I dirigirse al Anexo 1051
C y ver el inventario final de piezas que componen el motor ver Anexo G. 1052
1053
1054
1055
1056
1057
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12. Preparación para pruebas estáticas motor cohete 1058
SUA-I 1059
1060
Para poder desarrollar de forma adecuada las pruebas estáticas del motor 1061
SUA-I fue necesario elaborar y probar varios sistemas que unidos forman el 1062
sistema completo para poder ejecutar las pruebas. Estos sistemas que se 1063
realizaron y ensayaron fueron el sistema de adquisición de datos con su 1064
respectiva instrumentación, sistema de ignición, sistema de presurización y 1065
sistema de seguridad. 1066
12.1. Sistema de instrumentación, conexiones eléctricas y 1067
programa de adquisición de datos [27] 1068
1069
Para poder obtener datos de las variables de empuje, temperatura y presión del 1070
motor SUA-I se debía tener un sistema de adquisición de datos, para esto se 1071
tomó como base el trabajo del banco de pruebas UCAND-1 realizado por 1072
Andres Prada [26]. A continuación se explicara la instrumentación que se 1073
utilizara, las conexiones que se deben realizar y el programa utilizado para la 1074
obtención de datos. 1075
12.1.1. Instrumentación 1076
1077
Para poder medir las distintas variables de empuje, temperatura y presión se 1078
utilizaron los siguientes instrumentos de medición como se puede observar en 1079
la tabla 15. 1080
Instrumentación
Sensor Serie Variable de medición Rango de medición
Celda de Carga Omegadyne
LC105-1K Empuje 0-453.6 kg
Celda de Carga Omegadyne LC105-500
Empuje 0-226.8 kg
Celda de Carga Omegadyne LC105-250
Empuje 0-113.4 kg
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Transductor de presión Omegadyne
PX409-1.0KG5V Presión 0-6.9 Mpa
Termopar
Cole-Parmer Tipo K High-
Temp 12"L
Temperatura 0-1200 °C
Tabla 15. Especificaciones de instrumentación a utilizar para la obtención de datos. 1081
Al observar las especificaciones de cada uno de los diferentes sensores que se 1082
van a utilizar para la obtención de datos se puede ver que manejan los rangos 1083
adecuados según los cálculos obtenidos y de las características comerciales 1084
del motor SS67B-1 de las variables de temperatura y presión dentro de la 1085
cámara de combustión y el empuje que genera el motor. 1086
Al banco de pruebas se le realizaron unas modificaciones con el objetivo de 1087
tener la capacidad de instalar dos nuevos termopares tipo K y poder adquirir 1088
dos datos más de temperatura, con lo cual es posible obtener un total de tres 1089
lecturas de temperatura. Esto se logró con la adición de algunos nuevos 1090
conectores en la bornera como se explicará a continuación. 1091
12.1.2. Bornera 1092
1093
La bornera original are la que se muestra en la figura 35 y la cual únicamente 1094
podía ser utilizada para un termopar, un transductor de presión y una celda de 1095
carga. 1096
1097
1098 Figura 41. Bornera antigua [27]. 1099
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Con las nuevas modificaciones se logró obtener una bornera mucho más 1100
robusta, debido al nuevo soporte en acero y con las nuevas conexiones para 1101
poder obtener dos mediciones más de temperatura. Como se puede observar 1102
en la figura 42, se agregó un nuevo sistema de conexiones para las dos nuevas 1103
conexiones de los termopares. 1104
1105
1106 Figura 42. Bornera modificada [27]. 1107
Ya teniendo la bornera modificada se muestra el orden de conexión de la 1108
instrumentación a utilizar. La conexión de la instrumentación empieza por los 1109
tres termopares, seguida por el transductor de presión y por último la celda de 1110
carga. Para poder apreciar estas conexiones se puede observar la siguiente 1111
figura y tabla. 1112
1113
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1114 Figura 43. Conexiones de la instrumentación a la bornera [27]. 1115
Color
Instrumento Color Bornera-
Armario
Termopar 1 Amarillo Gris
Rojo Anaranjado
Termopar 2 Amarillo Blanco
Rojo Café
Termopar 3 Rojo Morado
Verde Verde
Celda de carga
Verde Verde
Rojo Anaranjado
Negro Azul
Blanco Café
Transductor de presión
Rojo Rojo
Blanco Amarillo
* Negro
Negro
Cable adicional (Gris)
Tabla 16. Conexión de los instrumentos a la bornera [27]. 1116
* El cable adicional que actualmente es de color gris, se coloca como el puente 1117
del transductor de presión el cual se encuentra conectado a la terminal 1118
negativa de la fuente y a la terminal negativa de la tarjeta. 1119
1120
Se debe tener en cuenta que algunas conexiones de la bornera no se utilizan, 1121
es decir, que el cable morado, gris y blanco de la bornera son cancelados. 1122
1123
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12.1.3. Armario 1124
1125
El armario es el lugar en donde se coloca la alimentación de los instrumentos, 1126
las tarjetas de adquisición de datos y el computador con el VI que permite 1127
adquirir y almacenar los datos de cada una de las pruebas realizadas a los 1128
motores. Este armario se puede observar a continuación. 1129
1130
1131
Figura 44. Armario de banco de pruebas [27]. 1132
El armario se divide en tres partes. El cajón inferior es el punto de conexión 1133
entre la bornera y el armario por medio de tres diferentes cables como se 1134
puede apreciar en la figura 44. En este cajón se ubican las tarjetas de 1135
adquisición de datos National Instruments, donde por medio de los tres cables 1136
ya mencionados se logra establecer una conexión entre la instrumentación que 1137
está conectada a la bornera y las tarjetas de adquisición de datos. Esto se 1138
puede observar en la siguiente figura. 1139
1140
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1141
Figura 45. Conexiones de las tarjetas de adquisición de datos dentro del armario [27]. 1142
Las conexiones del armario a las tarjetas National Instruments se muestran a 1143
continuación. 1144
1145
Color Instrumento Color Bornera-Armario Tarjeta - Fuente Función
Termopar 1 Amarillo Gris NI 9211 CH-0 Positivo termocupla
Rojo Anaranjado NI 9211 CH-1 Negativo termocupla
Termopar 2 Amarillo Blanco NI 9211 CH-2 Positivo termocupla
Rojo Café NI 9211 CH-3 Negativo termocupla
Termopar 3 Rojo Morado NI 9211 CH-4 Positivo termocupla
Verde Verde NI 9211 CH-5 Negativo termocupla
Celda de carga
Verde Verde NI 9205 CH-1 Negativo tarjeta
Rojo Anaranjado Fuente Alimentación (+) 10V
*Negro Azul
Fuente Alimentación (-) 10V
NI 9205-COM Puente del negativo del
instrumento al común de la tarjeta
Blanco Café NI 9205 CH-1 Positivo tarjeta
Transductor de presión
Rojo Rojo Fuente Alimentación (+) 24V
Blanco Amarillo NI 9205 CH-0 Positivo tarjeta
** Negro
Negro Fuente Alimentación (-) 24V
Gris NI 9205 CH-0 Puente del negativo de la fuente al negativo de la
tarjeta Tabla 17. Indicación de conexión de instrumentación para la obtención de datos [27]. 1146
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*Nota: Se debe realizar un puente que llega al común de la tarjeta para 1147
eliminar parte del ruido registrado en el sistema de adquisición de datos. 1148
1149
**Nota: Se debe tener en cuenta que la alimentación de los instrumentos 1150
depende del instrumento y del rango que maneje, por lo cual se debe verificar 1151
en el datasheet de cada instrumento para conocer el voltaje de alimentación. 1152
1153
Se debe realizar un puente en las terminales negativas de la fuente como se 1154
muestra a continuación con el fin de disminuir el ruido en las mediciones, por lo 1155
cual se debe tener sumo cuidado con las conexiones y realizar verificaciones 1156
previas antes de energizar todo el sistema de adquisición de datos con el fin de 1157
no generar un corto circuito y producir algún daño a los instrumentos o las 1158
tarjetas. 1159
1160
1161 Figura 46. Puente entre ambas terminales negativas de las fuentes [27]. 1162
Como se puede observar, las conexiones de las tarjetas se unificaron con el fin 1163
de colocar la menor cantidad de cables por fuera de esta. Los únicos cables 1164
que deben ir por fuera del cajón son los cables con los cuales se alimentan los 1165
instrumentos como se mostrará más adelante. 1166
1167
En el cajón del medio se energiza todo el armario. En este cajón se encuentra 1168
una multitoma que permite energizar a las tarjetas y al computador, al igual que 1169
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la fuente que permite alimentar los instrumentos. El montaje con la fuente se 1170
observa más claramente en la figura 48. 1171
1172
1173
Figura 47. Multitoma que permite energizar el sistema de adquisición de datos dentro del 1174 armario [27]. 1175
1176
1177
Figura 48. Montaje con fuente para energizar la instrumentación [27]. 1178
En el compartimento superior del armario es ubicado el computador, el cual 1179
cuenta con un programa desarrollado en LabVIEW específicamente para la 1180
adquisición de los datos provenientes de los 5 instrumentos anteriormente 1181
mencionados (Celda de carga, transductor de presión y 3 termopares) como se 1182
muestra en la figura 49. 1183
1184
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1185
Figura 49. Computador para adquisición de datos perteneciente al armario del banco de 1186 pruebas [27]. 1187
1188
12.1.4. Programa para la adquisición de datos 1189
1190
En la figura 50 se presenta el diagrama de bloques implementado en LabVIEW 1191
para realizar la adquisición de datos y el tratamiento de las señales. 1192
1193
1194 Figura 50. Diagrama en LabVIEW preliminar sin sistema de transmisión de datos [27]. 1195
1196
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En la figura anterior se presenta el módulo que se comunica con la tarjeta de 1197
adquisición de datos (DAQ), y el tratamiento de cada una de las señales 1198
obtenidas por el transductor de presión, celda de carga y termopares. Con este 1199
programa la información únicamente es almacenada en archivos de Excel. 1200
1201
Como se puede observar, las únicas señales a las que se les aplica un factor 1202
de conversión son las obtenidas por el transductor de presión que es de 20,041 1203
para obtener datos en unidades de psi y la celda de carga que es de 3890,7 1204
para obtener datos en unidades de kg. Estos factores fueron obtenidos 1205
realizando la curva de calibración por medio de la información suministrada por 1206
el datasheet de cada uno de los instrumentos. A las señales provenientes de 1207
los termopares no es necesario realizarles un tratamiento en este programa, 1208
pues el módulo empleado para la adquisición de estos datos (NI9211), se 1209
especializa en la detección de estas señales. 1210
1211
De acuerdo con algunos requerimientos por parte de electrónica y sistemas 1212
este programa se modifica obteniendo el esquema presentado a continuación. 1213
1214 Figura 51. Programa en LabVIEW con sistema de transmisión de datos [27]. 1215
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Además de los módulos empleados para la adquisición de datos, el tratamiento 1216
de señales y el almacenamiento de la información en archivos de Excel, en el 1217
diagrama de la figura 51 se puede observar la formación de la trama de datos 1218
que se enviará a través del protocolo UDP (User Datagram Protocol). 1219
1220
Para formar la trama de datos, es necesario convertir cada una de las señales 1221
numéricas a una cadena de caracteres y luego concatenarlas. La trama 1222
formada estará dada por la siguiente estructura 1223
1224
begin@[presión]&[fuerza]&[temp1]&[temp2]&[temp3]&[fecha y 1225
hora]&[contador]@end 1226
1227
Cada uno de los datos adquiridos se separan por medio del carácter ‘&’, y se 1228
agrega tanto la fecha y la hora como un contador para control del orden de los 1229
datos. 1230
1231
Al tener formada la cadena anterior, se establece el formato con el que se 1232
enviarán los datos a través del protocolo UDP. En este caso se emplea la 1233
configuración big endian para que los datos sean leídos en el mismo orden en 1234
que son enviados. 1235
1236
Se inicia el protocolo con la trama de datos, el IP del equipo al que se desea 1237
enviar, el puerto por el que se va a conectar y el tiempo de espera antes de 1238
cerrar la comunicación en caso de presentarse un error. 1239
1240
La interfaz que se realizó para verificar los datos adquiridos por los 1241
instrumentos de medición se presenta en la figura 52. A través de esta interfaz, 1242
se pueden controlar los factores de calibración de los datos de presión y fuerza, 1243
y escribir el IP correspondiente al equipo con el que se realizará la conexión. 1244
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1245 Figura 52. Interfaz para la verificación de la adquisición de datos [27]. 1246
12.2. Sistema de ignición [28] 1247
1248
El motor cohete SUA-I inicia su combustión por medio de la ignición de un 1249
ignitor, por esta razón era necesario ejecutar pruebas a estos ignitores para 1250
asegurar su buen funcionamiento y comportamiento. A estos elementos se les 1251
realizaron distintas pruebas con el fin de observar su tiempo de quemado, 1252
tiempo de respuesta, voltaje y corriente necesarios para iniciarlos, 1253
temperaturas y tasa de quemado. 1254
Para poder estudiar estas variables ya mencionadas de los ignitores primero 1255
fue necesario fabricarlos, por lo cual se contó con la colaboración del Ingeniero 1256
Alejandro Urrego [22]. A continuación se explicará la fabricación y ensamble de 1257
estos. 1258
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12.2.1. Fabricación de ignitores 1259
1260
El funcionamiento de los ignitores consta de la fabricación de cinco 1261
subsistemas que al ser ensamblados se tiene la producción final del ignitor. 1262
Estos subsistemas son pólvora, sistema eléctrico, combustible tipo Candy y 1263
cuerpo del ignitor. 1264
Primero se debe obtener 10 g de pólvora que se produce mediante la mezcla 1265
en un recipiente con poca agua de 7.8 g de nitrato de potasio, 1.7 g de azufre, 1266
0.5 g de carbón vegetal hasta que la mezcla obtenga una consistencia viscosa. 1267
Al tener preparada la mezcla se ubica sobre una bandeja cubierta de papel 1268
aluminio durante 24 horas con el objetivo de que se seque. La mezcla al estar 1269
seca se macera en un cristol y montero cerámicos hasta obtener un polvo fino 1270
gris que debe ser almacenado en recipientes herméticos para evitar que 1271
obtenga la humedad y luz del medio ambiente. 1272
Después de fabricar la pólvora se produce el sistema eléctrico mediante 1273
alambre ferroníquel el cual se encarga de aumentar la temperatura para 1274
quemar los 10 g de pólvora y cables de protoboard que son los encargados de 1275
energizar el cable de ferroníquel. Para esto se toma 7 cm de alambre de 1276
ferroníquel y se enrolla alrededor de un palillo para obtener un filamento de 3 1277
vueltas como se observa en la figura 53. 1278
1279
Figura 53. Modo de obtención del filamento [28]. 1280
Al tener el filamento se conectan sus extremos a dos cables de protoboard que 1281
como ya se había mencionado son los encargados del paso de corriente para 1282
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 78
aumentar la temperatura del alambre de ferronickel como se muestra en la 1283
siguiente figura. 1284
1285
Figura 54. Modo de conectar el filamento y los cables de protoboard [28]. 1286
Estos extremos se protegen por medio de cinta de enmascarar como se puede 1287
ver en la figura 55 para asegurar que no hayan desconexiones y que se 1288
consuma cuando el ignitor este encendido. No se usa cinta aislante porque es 1289
toxica y el ignitor al estar encendido produce gases tóxicos. 1290
1291
Figura 55. Aseguramiento del sistema [28]. 1292
Con la pólvora y el sistema eléctrico elaborados se unen con el objetivo de 1293
generar el sistema de iniciación del ignitor. Para realizar esta unión se toma un 1294
poco de pólvora que es mezclada con pegaucho para obtener una mezcla 1295
cohesionada mejorando el proceso de combustión de la pólvora y luego se une 1296
con el filamento de ferroníquel, obteniendo la carga pirotécnica de iniciación 1297
como se puede observar en la siguiente figura. 1298
1299
Figura 56. Carga pirotécnica de iniciación [28]. 1300
Una vez con las cargas pirotécnicas de iniciación ya construidas se inicia con el 1301
proceso de fabricación de combustible tipo Candy, para esto se toma como 1302
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 79
referencia el documento desarrollado por Manuela Duque [29] donde presenta 1303
como es la fabricación de este combustible. 1304
1305
Tabla 18. Proceso de fabricación de combustible tipo Candy [29]. 1306
Con el combustible tipo Candy ya producido se ubica en el interior del rollo de 1307
cartón (mismo donde almacenan monedas) como se observa en la figura 57. 1308
1309
Figura 57. Combustible en el interior del rollo de cartón [28]. 1310
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 80
Como se puede ver en la figura anterior el combustible tipo Candy que se 1311
encuentra dentro del rollo de cartón se le debe realizar una cavidad con un 1312
taladro de mano con el objetivo de introducir luego la carga pirotécnica de 1313
iniciación. Este hueco debe realizar de una forma lenta y con refrigeración 1314
constante con el fin de no aumentar la temperatura del combustible. 1315
El otro extremo del rollo de cartón se sella con yeso roca grado 5 con el 1316
objetivo de proporcionar una base sólida y estable al ignitor, permitiendo 1317
quemar al elemento de forma homogénea y en una sola dirección. 1318
1319
Figura 58. Base del ignitor con yeso roca grado 5 [28]. 1320
1321
12.2.2. Ensamble de ignitores 1322
1323
Teniendo todos los subsistemas fabricados del ignitor se prosigue con su 1324
respectivo ensamble. Para esto se inicia con la unión entre la carga pirotécnica 1325
de inicio y el cuerpo del ignitor (rollo de cartón con combustible tipo Candy) de 1326
acuerdo a la siguiente figura. 1327
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 81
1328
Figura 59. Esquema del ensamble del ignitor y fotografía del ensamble [28]. 1329
Luego se sobrepone papel aluminio sobre la carga pirotécnica de iniciación con 1330
el objetivo de concentrar la temperatura y presión cuando el ignitor inicie su 1331
quemado. Este papel aluminio es asegurado con cinta que igualmente es 1332
utilizada para asegurar los cables de protoboard al cuerpo del ignitor. 1333
1334
Figura 60. Ignitor con cinta asegurando el papel aluminio y los cables de protoboard [28]. 1335
Finalmente el ignitor al ser ensamblado debe resultar de acuerdo al siguiente 1336
esquema. 1337
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 82
1338
Figura 61. Esquema final del ensamble del ignitor [28]. 1339
12.2.3. Pruebas de ignitores 1340
1341
Al tener fabricados los ignitores se prosiguió a realizar pruebas con el fin de 1342
poder determinar el tiempo de quemado, tiempo de respuesta, corriente y 1343
voltaje necesarios para iniciar el ignitor y la tasa de quemado y así estudiar el 1344
comportamiento de los ignitores para dicho estudio en las pruebas estáticas del 1345
motor cohete SUA-I. 1346
En estas pruebas se realizaron cuatro iteraciones donde se utilizaron dos 1347
ignitores pequeños con dimensiones de 5.59 cm de longitud y 1.57 cm de 1348
diámetro y dos ignitores grandes con dimensiones de 7.9 cm de longitud y 1.55 1349
cm de diámetro. 1350
El montaje que se utilizó para las pruebas constaba de una fuente variable la 1351
cual suministraba la energía para encender los ignitores, dos multímetros con 1352
sus respectivos termopares los cuales median la temperatura, los cuatro 1353
ignitores y una estructura para soportar los ignitores. Este montaje descrito se 1354
puede observar en la siguiente figura. 1355
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 83
1356
Figura 62. Montaje para caracterización de ignitores [28]. 1357
Se utilizaron teléfonos móviles encargados de grabar por separado el 1358
comportamiento de los ignitores, de la fuente variable y de los multímetros con 1359
el objetivo de analizar y obtener datos de una manera más eficiente. 1360
12.2.3.1. Prueba ignitor #1 1361
1362
En esta prueba se probó un ignitor pequeño y los termopares fueron ubicados 1363
sobre el rollo de cartón como se muestra en la figura 63. 1364
1365
Figura 63. Esquema de ubicación de termopares en el ignitor #1 [28]. 1366
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Al iniciar la prueba se observó que el ignitor solo se consume su interior y no se 1367
consume totalmente por los que las temperaturas registradas no fueron las 1368
adecuadas y las deseadas. Esto se puede apreciar en la siguiente figura. 1369
1370
Figura 64. Prueba de ignitor #1 [28]. 1371
De los videos obtenidos durante la prueba del ignitor #1 se obtuvieron los 1372
siguientes resultados. 1373
1374
Tabla 19. Resultados de prueba ignitor #1 [28]. 1375
12.2.3.2. Prueba ignitor #2 1376
1377
En esta prueba se probó un ignitor pequeño y los termopares fueron ubicados 1378
en plena salida de llama del ignitor como se muestra en la figura 65. 1379
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1380
Figura 65. Esquema de ubicación de termopares en el ignitor #2 [28]. 1381
1382
Figura 66. Prueba de ignitor #2 [28]. 1383
Los resultados obtenidos durante la prueba de las temperaturas registradas por 1384
los termopares se muestran en la siguiente gráfica. 1385
1386
Gráfica 5. Comportamiento de temperatura durante la prueba del ignitor #2 [28]. 1387
0
200
400
600
800
1000
1200
0 5 10 15 20 25
Tem
pe
ratu
ra (
°C)
Tiempo (s)
Ignitor 2
Termocupla 1
Termocupla 2
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Como se observa en la gráfica 5 el termopar #1 alcanza una temperatura 1388
máxima de 998 grados C y se estabiliza en una temperatura de 900 grados C. 1389
Mientras el termopar #2 registro una temperatura máxima de 900 grados C y no 1390
tuvo punto de estabilización. La diferencia entre el registro de temperaturas por 1391
parte de los dos termopares posiblemente fue por una corriente de aire que 1392
generaba el extractor de la cámara donde se realizaron las pruebas. 1393
De los videos obtenidos durante la prueba del ignitor #2 se obtuvieron los 1394
siguientes resultados. 1395
1396
Tabla 20. Resultados de prueba ignitor #2 [28]. 1397
12.2.3.3. Prueba ignitor #3 1398
1399
En esta prueba se probó un ignitor grande y una de los termopares fue ubicado 1400
en plena salida de llama del ignitor y el otro a una distancia de 6.3 cm de la 1401
salida de la llama como se muestra en la figura 67. 1402
1403
Figura 67. Prueba de ignitor #3 [28]. 1404
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Los resultados obtenidos durante la prueba de las temperaturas registradas por 1405
los termopares se muestran en la siguiente gráfica. 1406
1407
Gráfica 6. Comportamiento de temperatura durante la prueba del ignitor #3 [28]. 1408
Como se observa en la gráfica 6 el termopar “ignitor” alcanza una temperatura 1409
máxima de 900 grados C y se empieza a estabilizar a una temperatura de 750 1410
grados C pero tiene una caída de temperatura a 600 grados C entre 22 y 24 1411
segundos posiblemente por la no homogeneidad del combustible. Mientras el 1412
termopar “ambiente” registro una temperatura máxima de 550 grados C y se 1413
estabiliza a 480 grados C. Las dos series se comportan de forma muy parecida 1414
por lo que la tasa en la que se caliente el ignitor y el ambiente es muy similar. 1415
De los videos obtenidos durante la prueba del ignitor #3 se obtuvieron los 1416
siguientes resultados. 1417
1418
Tabla 21. Resultados de prueba ignitor #3 [28]. 1419
0
200
400
600
800
1000
0 10 20 30 40
Tem
pe
ratu
ra (
°C)
Tiempo (s)
Ignitor 3
Ignitor
Ambiente
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12.2.3.4. Prueba ignitor #4 1420
1421
En esta prueba se probó un ignitor grande y una de los termopares fue ubicado 1422
en plena salida de llama del ignitor y el otro a una distancia de 6.75 cm de la 1423
salida de la llama al igual que en la prueba del ignitor #3 como se muestra en la 1424
figura 68. 1425
1426
Figura 68. Prueba de ignitor #4 [28]. 1427
1428
Los resultados obtenidos durante la prueba de las temperaturas registradas por 1429
los termopares se muestran en la siguiente gráfica. 1430
1431
Gráfica 7. Comportamiento de temperatura durante la prueba del ignitor #4 [28]. 1432
0
200
400
600
800
1000
1200
0 10 20 30
Tem
pe
ratu
ra (
°C)
Tiempo (s)
Ignitor 4
Ignitor
Ambiente
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Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 89
Como se observa en la gráfica 7 el termopar “ignitor” alcanza una temperatura 1433
máxima de 1100 grados C y se empieza a estabilizar a una temperatura de 1434
1050 grados C. Mientras el termopar “ambiente” registro una temperatura 300 1435
grados C el cual es su punto de estabilización, el cual es mucho menor 1436
comparado con la temperatura que registro ese mismo termopar en la prueba 1437
del ignitor #3, esta diferencia posiblemente se debió a la distancia de ubicación 1438
del termopar. 1439
De los videos obtenidos durante la prueba del ignitor #4 se obtuvieron los 1440
siguientes resultados. 1441
1442
Tabla 22. Resultados de prueba ignitor #3 [28]. 1443
1444
12.3. Sistema de presurización 1445
12.3.1. Pruebas de estanqueidad 1446
1447
El funcionamiento del motor SUA-I es mediante la utilización de un reservorio 1448
de presión que trabaja con CO2 a una presión de 295 psi. Para verificar que el 1449
reservorio de presión y que las conexiones hidráulicas después de ensamblado 1450
el motor no presentaba ningún defecto y fuga se realizaron pruebas a dichos 1451
sistemas con el objetivo de verificar la presurización del sistema. Estas pruebas 1452
se realizaron en el laboratorio de conversión de energía de la Universidad de 1453
los Andes con asesoría y vigilancia del técnico Jose Buitrago quien es la 1454
persona encargada de manejo de gases en la universidad. 1455
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Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 90
La primera prueba que se realizo fue la verificación del buen acople de las 1456
conexiones hidráulicas instaladas en todo el motor. Para esto se conectó un 1457
tanque de nitrógeno con su respectivo regulador al reservorio de presión del 1458
motor SUA-I como se puede apreciar en la figura 69. El regulador del tanque de 1459
nitrógeno permite regular la presión de entrada de nitrógeno que recorrería 1460
todo el motor cohete. Para que el nitrógeno recorriera todo el sistema se abrió 1461
la válvula solenoide con el fin de no presurizar solo el reservorio de presión. 1462
Para esta primera prueba se inyecto nitrógeno a presiones de 100 psi, 150 psi 1463
y 200 psi que es lo necesario para verificar si alguna conexión presenta fuga. 1464
Igualmente se rego agua con jabón a todas las conexiones con el objetivo de 1465
verificar que ninguna de estos acoples generara burbujas. Si alguna conexión 1466
presentaba burbujas era necesario desensamblar, volver a instalar teflón a la 1467
pieza y volver a conectar. Este procedimiento se realizó en varias 1468
oportunidades hasta verificar que ninguna de las conexiones hidráulicas del 1469
motor cohete SUA-I presentara fugas. 1470
1471
Figura 69. Pruebas de estanqueidad. 1472
1473
Al verificar que el motor cohete no presentada fugas se realizó una segunda 1474
prueba especialmente al reservorio de presión con el objetivo de comprobar su 1475
estanqueidad a diferentes presiones cercanas a las de trabajo y confirmar su 1476
integridad estructural. Para esta prueba nuevamente se conectó un tanque de 1477
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 91
nitrógeno con su respectivo regulador al reservorio de presión como se pude 1478
observar en la figura 69. El regulador del tanque de nitrógeno permite regular la 1479
presión de entrada de nitrógeno al reservorio de presión y para la entrada solo 1480
del gas al reservorio de presión se cerró la válvula solenoide. En esta prueba 1481
se inyecto nitrógeno a 100 psi en donde se presentó un poro en la parte inferior 1482
del reservorio de presión al cual se le aplico soldadura para reparar dicha fuga 1483
y así dejar el reservorio totalmente hermético como se puede ver en la figura 1484
70. Después de reparar el poro se volvió a inyectar nitrógeno a 100 psi, 200, 1485
psi y 230 psi y se dejó por una hora el reservorio presurizado para cada presión 1486
inyectada comprobando que el reservorio de presión cumplía con hermeticidad. 1487
Nota: No fue posible aumentar la presión a más de 230 psi debido a que a esa 1488
presión el regulador cumplía con su capacidad máxima. 1489
1490
Figura 70. Soldadura aplicada al reservorio de presión por aparición de poro. 1491
12.3.2. Pruebas con hielo seco 1492
1493
Como se mencionó en secciones anteriores el funcionamiento del motor cohete 1494
SUA-I se logra mediante la presurización del tanque de peróxido de hidrogeno 1495
y la línea de gasolina por medio de CO2 gaseoso que se produce en el 1496
reservorio de presión a partir de hielo seco (CO2 solido). Por esta razón se 1497
realizaron pruebas introduciendo hielo seco en el reservorio de presión y 1498
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 92
cerrando la válvula solenoide con el objetivo de estudiar su comportamiento al 1499
entrar en contacto con el material del reservorio, temperatura ambiente y altura 1500
de la ciudad de Bogotá el cual es el sitio donde se realizaran las pruebas 1501
estáticas del motor. Al realizar dichas pruebas se buscaba realizar una curva 1502
de calibración con el fin de conocer cuanta cantidad de hielo seco se debe 1503
introducir para obtener las presiones deseadas de trabajo y confirmar si lo 1504
descrito en el manual del motor cohete comercial SS67B-1 aplicaba para las 1505
condiciones de pruebas estáticas del motor cohete SUA-I. La curva de 1506
calibración obtenida fue la siguiente. 1507
1508
Gráfica 8. Curva de calibración para hielo seco. 1509
Al finalizar las pruebas y realizar la curva de calibración de cuanto presión se 1510
alcanza con cierta cantidad de hielo seco se observó que el hielo al cambiar de 1511
solido a gaseoso se comporta de forma lineal, esto quiere decir que la cantidad 1512
que se introduzca de hielo seco va ser la presión que se va a obtener dentro 1513
del reservorio de presión. Al observar los resultados se observa que el CO2 se 1514
comporta como un gas ideal a las condiciones que se tienen para las pruebas 1515
y = 1,0499x - 0,0322 R² = 0,9778
0
20
40
60
80
100
120
140
160
180
200
220
0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200
Pre
sió
n (
psi
)
Cantidad hielo seco (g)
Curva de calibración para hielo seco
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 93
estáticas y esto se debe a que no alcanza los puntos críticos de este gas, esto 1516
se puede observar en la siguiente tabla. 1517
1518
Tabla 23. Características físicas de CO2 [30]. 1519
Igualmente durante las pruebas se tomó el tiempo en el que el hielo seco 1520
tardaba en cambiar de estado entre sólido y gaseoso dando como resultado en 1521
las cinco pruebas realizadas que se toma un tiempo de 13.5 minutos. 1522
12.4. Sistema de Seguridad 1523
12.4.1. Protocolos de seguridad en ejecución de prueba 1524
1525
Los motores cohete de combustible líquido como lo es el SUA-I requieren un 1526
manejo cuidadoso debido a que los componentes químicos con los que trabaja 1527
tienen un alto nivel de reactividad. Es por esta razón que fue necesario 1528
desarrollar protocolos de seguridad que garantizaran el buen desarrollo de las 1529
actividades con el objetivo de disminuir los peligros y riesgos que se pueden 1530
presentar al realizar las pruebas estáticas y el lanzamiento del motor cohete 1531
SUA-I. Para la realización de estos protocolos se tomaron como base los ya 1532
desarrollados por Urrego [22] modificándolos y adaptándolos al motor cohete 1533
SUA-I con el fin de que los protocolos de todas las misiones del proyecto PUA 1534
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 94
tengan el mismo formato. Los protocolos que se desarrollaron fueron para las 1535
siguientes actividades: 1536
Embalaje y descargue del oxidante, el combustible y hielo seco 1537
Banco de pruebas y enclavamiento 1538
Sistema DAQ y prueba 1539
Alistamiento del Motor SUA-I para la Ignición 1540
Alistamiento del circuitos de ignición 1541
Pre-ignición 1542
Ignición 1543
Procedimiento post-prueba 1544
Procedimiento en caso de no ignición 1545
Procedimiento en caso de explosión 1546
Para observar detalladamente cada uno de los protocolos para las actividades 1547
anteriormente mencionadas dirigirse al Anexo D. 1548
12.4.2. Protocolos de verificación de ensamble y 1549
movimiento de herramientas. 1550
1551
Con el fin de mejorar el proceso y calidad del proyecto se realizaron protocolos 1552
de verificación de ensamble del motor y de movimiento de herramientas para el 1553
día de la prueba y de un posible lanzamiento. Estos protocolos fueron 1554
realizados conjuntamente con el estudiante de maestría Luis Carlos Longas. 1555
Los protocolos se pueden ver en el Anexo E. 1556
12.4.3. Sistema de seguridad de ignición 1557
1558
Por motivos de seguridad se debe realizar un sistema de seguridad con un 1559
temporizador mecánico y un switch de llave los cuales permitirán interrumpir y 1560
permitir el flujo de corriente que le dará inicio al sistema de ignición, estos se 1561
pueden ver en la figura 71. 1562
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 95
1563
Figura 71. Temporizador y switch de llave. 1564
Para dar inicio a la elaboración al sistema de seguridad se modificó el 1565
temporizador debido a que estos temporizadores vienen de fábrica 1566
normalmente abierto, esto quiere decir que cuando está corriendo el tiempo 1567
pasan corriente y cuando se acaba el tiempo dejan de pasar corriente. Por esta 1568
razón fue necesario modificar el temporizador a normalmente cerrado que 1569
quiere decir que cuando está corriendo el tiempo no pasa corriente, mientras 1570
que cuando llega a cero permite pasar corriente lo cual es lo que se necesita 1571
para poder dar ignición al motor. Para poder poner el temporizador en el estado 1572
normalmente cerrado se modificaron sus terminales internamente y se sellaron 1573
con masilla epoxica con el objetivo de fijar las terminales, dejarlas en la 1574
ubicación deseada con el fin de que el flujo de corriente no se viera afectado y 1575
que el temporizador tuviera el funcionamiento deseado, como se puede 1576
observar en la figura 72. 1577
1578
Figura 72. Modificación realizada al temporizador. 1579
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 96
Para verificar el buen funcionamiento del temporizador después de su 1580
modificación se diseñó un experimento en el cual se pudiera observar la 1581
confiabilidad del temporizador. Para poder ejecutar el experimento primero se 1582
realizaron las debidas marcas para conocer las posiciones de tiempo cero y la 1583
posición donde más o menos se cuentan quince minutos. Al tener identifica 1584
estas posiciones se prosiguió a realizar el experimento donde se utilizó un 1585
multímetro para comprobar el paso o no paso de corriente del temporizador, 1586
como se puede observar en la figura 73. 1587
1588
Figura 73. Montaje de experimentación. 1589
Al tener el montaje ya mencionado se realizó el experimento en el cual se 1590
realizaron 20 iteraciones donde se midió el tiempo en el que el temporizador 1591
demoraba de una marca a otra marca identificadas, esta tiempo como ya se 1592
había mencionado debía ser aproximadamente de quince minutos. Igualmente 1593
con el experimento se quería comprobar que cuando el temporizador estuviera 1594
en funcionamiento en ningún momento hubiera paso de corriente y que cuando 1595
llegara al tiempo cero hubiera un flujo de corriente, para esto se utilizó un 1596
multímetro. Los resultados obtenidos fueron los siguientes. 1597
Pruebas Temporizador
# Medición Tiempo transcurrido
1 15,01
2 15,25
3 15,03
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4 15,17
5 15,45
6 15,28
7 15,22
8 15,42
9 15,25
10 15,47
11 15,38
12 15,15
13 15,35
14 15,23
15 15,17
16 15,42
17 15,4
18 15,37
19 15,22
20 15,18 Tabla 24.Mediciones realizadas al temporizador después de modificado. 1598
Al tener los datos de medición del temporizador después de haber sido 1599
modificado se prosiguió a obtener el promedio de los datos con el objetivo de 1600
calcular la varianza y desviación estándar. Esta última al ser calculada nos da 1601
la información suficiente para obtener el intervalo de confiabilidad y así poder 1602
calcular la confiabilidad del sistema. El procedimiento que se realizo fue el 1603
siguiente. 1604
Se calculó el promedio de la siguiente manera: 1605
∑
Al tener el promedio se calculó la varianza de la siguiente manera: 1606
( )
( ) ( )
Con esta varianza se obtiene la desviación estándar: 1607
√
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Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 98
Entonces a partir de la desviación estándar se obtiene el intervalo de confianza: 1608
Se prosigue a obtener la confiabilidad del sistema comparando el intervalo de 1609
confianza con los datos obtenidos. Al compararlos se observa que catorce 1610
datos obtenidos están dentro del intervalo de confianza expresando que el 1611
sistema tiene una confiabilidad del 70%. 1612
1613
1614
1615
1616
1617
1618
1619
1620
1621
1622
1623
1624
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13. Prueba estática motor cohete SUA-I 1625
1626
13.1. Procedimiento 1627
1628
A continuación se explicara el procedimiento que se debe ejecutar con el 1629
objetivo de realizar unas pruebas optimas y satisfactorias al motor cohete SUA-1630
I. Se debe tener en cuenta que es de suma importancia tener claro el 1631
funcionamiento del motor cohete SUA-I y de cómo realizar las pruebas debido 1632
a que estos motores de combustible líquido manejan sustancias de alta 1633
inflamabilidad que pueden llegar a ser peligrosas si no se tiene un manejo 1634
adecuado de estas. Es por esta razón que se explicara el siguiente 1635
procedimiento desde el transporte de los insumos hasta el caso en el que 1636
motor no prenda o haya alguna explosión. 1637
El motor cohete SUA-I como se sabe trabaja con peróxido de hidrogeno al 1638
50%, gasolina, permanganato de potasio, ignitores de nitrato de potasio y 1639
sorbitol y hielo seco, por esto se debe saber cómo se debe transportar estos 1640
insumos y sus características al sitio de la prueba. El peróxido de hidrogeno al 1641
50% es un fuerte oxidante el cual es altamente polar y un poco más viscoso 1642
que el agua, este elemento debe ser transportado en un tanque rígido de 1643
polipropileno formalmente marcado. La gasolina es un compuesto químico 1644
liquido derivado del crudo por lo que tiene un alto grado de inflamabilidad, lo 1645
que quiere decir que debe estar siempre alejado de cualquier fuente que 1646
genere chispa o altos niveles de calor, este elemento debe ser transportado 1647
igualmente en un tanque rígido de polipropileno formalmente marcado. El 1648
permanganato de potasio es un compuesto químico solido que actúa como un 1649
fuerte oxidante y catalizador por lo que al entrar con otros compuestos 1650
químicos puede provocar ignición, este elemento debe ser transportado en sus 1651
respectivos empaques platicos y en cajas de cartón debidamente marcadas. 1652
Los ignitores de nitrato de potasio y sorbitol son elementos de alto riesgo 1653
debido a que tienen una inflamabilidad alta por lo que deben estar alejados de 1654
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Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 100
cualquier fuente de altos niveles de calor o que genere chispa, estos elementos 1655
deben ser transportados en bolsas ziplocs debidamente marcadas. El hielo 1656
seco es dióxido de carbono en estado sólido puede generar quemaduras y 1657
asfixia por lo que debe ser transportado en una nevera de icopor que conserve 1658
su temperatura. Por último para el transporte del motor SUA-I se debe utilizar 1659
un embalaje con el fin de mantener su integridad estructural. Hay que tener 1660
claro que todos estos elementos en el momento de ser transportados al sitio de 1661
la prueba y durante la prueba siempre deben estar separados para las 1662
características anteriormente descritas. 1663
Al llegar al sitio de la prueba primero se deben identificar tres zonas como lo 1664
muestra el siguiente esquema. Estas zonas deben ser explicadas a todas las 1665
personas presentes en el sitio de la prueba con el objetivo de evitar cualquier 1666
incidente. 1667
1668
Figura 74. Esquema de zonas de seguridad para prueba de motor SUA-I. 1669
La zona roja es de 10 metros de diámetro, en esta zona solo debe estar 1670
presente el jefe de misión y los colaboradores identificados que se necesiten 1671
para de desarrollar las actividades de carga de combustible y compuestos 1672
químicos al motor, verificación del estado del banco de pruebas, esto quiere 1673
decir que se debe verificar su anclaje, posición y elementos que hacen parte de 1674
este. 1675
La zona amarilla es de 40 metros de diámetro, en esta zona son ubicadas las 1676
cámaras de video y de fotografía para el registro de la pruebas. Igualmente en 1677
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 101
esta zona se encuentran los bomberos y personal de primeros auxilios en el 1678
momento que se está cargando el motor con sus componentes. 1679
La zona verde es de 500 metros de diámetro esta es la zona segura, en esta 1680
zona son ubicados todos observadores en el momentos de carga del motor y 1681
de la prueba. 1682
Al ser identificadas las zonas por todo el personal se inicia el proceso de 1683
alistamiento del sistema de adquisición de datos y del motor cohete SUA-I que 1684
se realiza en la zona roja que es la zona de pruebas. En este lugar se debe 1685
conectar todo el sistema de adquisición de datos, esto quiere decir que en esta 1686
zona es donde toda la instrumentación es conectada al banco de pruebas, al 1687
motor cohete y al computador para la adquisición de datos comprobando su 1688
funcionamiento. Al estar toda la instrumentación conectada se sigue con la 1689
comprobación del funcionamiento de la electroválvula (normalmente cerrada) 1690
energizándola y desenergizándola con el fin de oír el servo de la válvula abrir y 1691
cerrar. Al comprobar el funcionamiento de la electroválvula se inicia con el 1692
proceso de carga de 295 g de hielo seco al reservorio de presión donde 1693
después de introducir esa cantidad se espera un tiempo de 14 minutos con el 1694
objetivo de verificar si la presión del reservorio de presión es de 295 psi. 1695
Después de esto se prepara la cámara de combustión donde se introduce el 1696
cartucho de ignición con su respectivo escudo y se introduce el permanganato 1697
de potasio alrededor de dicho escudo dentro de la cámara de combustión. 1698
Antes de acoplar la cámara de combustión al mamparo del motor se deben 1699
sellar los inyectores con vaselina con el fin de obstruir el flujo de gasolina y 1700
peróxido de hidrogeno a la cámara de combustión. Luego de tapar los 1701
inyectores con vaselina se sella la cámara de combustión y se inicia con el 1702
proceso de carga de 0.35 L de gasolina a su línea verificando que no se 1703
presenten riegos fuera de la línea. Al terminar la carga de gasolina se prosigue 1704
con el suministro de 2.8 L de peróxido de hidrogeno al 50% a su tanque, 1705
igualmente verificando que no se presenten riegos por fuera de este. Al 1706
terminar de cargar el motor cohete SUA-I con todos los compuestos se 1707
empieza la pre-ignición donde se acciona el temporizador y se lee en voz alta 1708
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 102
que se inicia el conteo regresivo de 15 minutos. Después de esto se acciona la 1709
llave con el objetivo de cerrar el circuito y se inicia el sistema de adquisición de 1710
datos con el fin de verificar que todo esté en funcionamiento. 1711
Al terminar de alistar el motor cohete SUA-I, el sistema de adquisición y la pre-1712
ignición todo el personal se desplaza a la zona verde que es la zona segura. Al 1713
verificar que todo el personal se encuentra en la zona de seguridad se empieza 1714
con el proceso de ignición. Para esto se lee en voz alta que finalizo el conteo 1715
de 15 minutos y que inicia la cuenta regresiva de 10 segundos, en el segundo 5 1716
se inicia el ignitor y al segundo 0 se energiza la válvula solenoide para abrirla y 1717
que todos los fluidos se desplacen a la cámara de combustión. 1718
Al terminar la prueba se detiene la grabación de las filmadoras, se detiene el 1719
sistema de adquisición de datos y se deja abierta la válvula solenoide para 1720
permitir la evacuación residual de componentes de combustión. Luego de un 1721
tiempo se cierra la válvula y el personal autorizado se desplaza a la zona de 1722
prueba para desconectar toda la instrumentación y desmontar el motor cohete 1723
del banco de pruebas. Al desmontar todo el sistema de adquisición de datos y 1724
el motor todos los elementos son debidamente guardados en sus 1725
correspondientes embalajes. 1726
Se sabe que estas son pruebas en las que no siempre sucede lo esperado por 1727
lo que en caso de no ignitar el motor cohete se debe esperar un tiempo de 10 1728
minutos para la estabilización de la situación. Luego de este tiempo se reinicia 1729
el sistema de adquisición de datos, se desenergiza el ignitor y se revisa el 1730
motor para buscar cual fue la falla, corregirla y volver a iniciar la prueba. 1731
En el caso de que ocurra una explosión se debe esperar 15 minutos para la 1732
estabilización de la situación. Luego se revisa el estado del personal y las 1733
instalaciones, se apagan y se desconectan el sistema de ignición y de 1734
adquisición de datos. Después se evalúan los daños al banco de pruebas y al 1735
motor cohete recuperando la mayor cantidad de piezas posibles con el fin de 1736
poder realizar un análisis. 1737
1738
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14. Costos finales 1739
1740
En esta sección se encuentra el costo final que tomo para realizar el 1741
mantenimiento, puesta a punto, ensamble y pruebas estáticas al motor SUA-I. 1742
El listado del total de cotos obtenido después de realizar el proyecto fue el 1743
siguiente donde se incluyeron desde transporte hasta los suministros químicos. 1744
1745
Concepto Proceso Valor + IVA
Mantenimiento
Materiales manufactura $ 40.600,00
Soldadura $ 200.000,00
Manufactura $ 420.000,00
Calibración válvula de alivio $ 58.000,00
Compra de electroválvula $ 160.000,00
Conexiones hidráulicas $ 150.000,00
Fabricación Camisa
Tubo PVC $ 150.000,00
Pintada $ 40.000,00
Serigrafía $ 25.000,00
Insumos
Permanganato de potasio (4 kg) $ 300.000,00
Peróxido de hidrogeno 50% (2 galones) $ 22.000,00
Hielo seco (10 kg) $ 55.000,00
Gasolina (1 galón) $ 8.500,00
Sistema de seguridad Temporizador + switch de llave $ 36.000,00
Transporte Movimiento de motores $ 300.000,00
Total $ 1.965.100,00
1746
Tabla 25. Costos finales de proyecto. 1747
1748
1749
1750
1751
1752
1753
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15. Conclusiones 1754
1755
Se comprobó que a partir de la industria Colombia se puede diseñar, 1756
manufacturar y realizar mantenimiento de motores cohetes como lo fue en el 1757
caso del motor cohete de combustible líquido el SUA-I. Donde a partir de las 1758
ofertas ofrecidas a nivel nacional se logró una puesta a punto del motor cohete 1759
SUA-I para la realización de pruebas estáticas y su estudio. 1760
De igual forma se comprobó que a nivel nacional se pueden conseguir todos 1761
los componentes químicos para el funcionamiento de este tipo de motores, 1762
sabiendo que en Colombia se tiene un control muy riguroso sobre estos 1763
insumos. Esto nos revela que la industria nacional está en la capacidad de 1764
elaborar proyectos de este tipo con un mayor alcance. 1765
Se realizaron cálculos de diseño y protocolos de mantenimiento, ensamble y 1766
seguridad con el objetivo de estandarizar el diseño, manufactura y pruebas de 1767
motor cohete de combustible líquido con el fin de poder ser replicados y 1768
generar un mayor conocimiento a nivel nacional en cuanto al funcionamiento de 1769
este tipo de cohetes. 1770
Teniendo en cuenta lo anteriormente mencionado la estandarización de este 1771
tipo de proyectos es fundamental para que su desarrollo sea de forma 1772
adecuada y segura ayudando a prevenir un mal manejo de los motores cohete 1773
de propulsión liquida evitando así cualquier situación de riesgo. 1774
1775
1776
1777
1778
1779
1780
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 105
16. Bibliografía 1781
1782
[1] Aljure, A. (2007). Construction of a model liquid fueled rocket engine. 1783
Proyecto de grado, Universidad de los Andes, Departamento de 1784
Ingeniería Mecánica, Bogotá, Colombia. 1785
[2] Bautista, J. (s.f.). Comisión Colombiana de Cohetería y Astronautica C3 1786
. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de 1787
http://coheteriacolombiana.blogspot.com/ 1788
[3] Caisso, P. S. (2009). A liquid propulsion panorama.Acta Astronautica. 1789
(65), 1723-1737. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de Science 1790
Direct. 1791
[4] Dorádo, J. (2007). The first Spanish space programme 1968-1974. Acta 1792
Astronautica, (61),1-14. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de 1793
Science Direct. 1794
[5] Duque, C. (2002). Modelo y caracterización del pátron de flujo de una 1795
sistema propulsivo,(pequeño motor cohete). Tesis Posgrado, 1796
Universidad de los Andes, Departamento de Ingeniería Mecánica, 1797
Bogotá, Colombia. 1798
[6] Florian, A. (2011). Diseño de un motor cohete de combustible líquido 1799
para vehículos amateur. Proyecto de Grado,Universidad de los Andes, 1800
Departamento de Ingeniería Mecánica, Bogotá, Colombia. 1801
[7] Garzón, A. (2002). Análisis y diseño de la cámara de combustión de un 1802
pequeño. Tesis Maestria, Universidad de los Andes, Departamento de 1803
Ingeniería Mecánica, Bogotá, Colombia. 1804
[8] Gwang. R. C., P. J. (2008). The Korean sounding Rocket program. Acta 1805
Astronautica. (62), 1-9. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de 1806
Science Direct. 1807
[9] Hartwig. E., Z. S. (2006). Liquid Rocket engine test facility engineering 1808
challenges. Acta Astronautica, (59), 1123-1134. Recuperado el 7 de 1809
Noviembre de 2012, de Science Direct. 1810
[10] Noda. K, E. M. (1999). H-IIA Rocket Program, Acta Astronautica, 1811
(45).639-645. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de Science 1812
Direct. 1813
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 106
[11] ROCKETLAB. (s.f.). How to Design, Build and Test Small Liquid-1814
Fuel Rocket Engines. Recuperado el 6 de Noviembre de 2012, de 1815
http://www.cientificosaficionados.com/libros/cohetes.pdf 1816
[12] Seung-H. H., K. H. (2007). Overview of scientific payloads 1817
onboard the KSR-III rocket. Acta Astronautica. (60), 1-9. Recuperado el 1818
7 de Noviembre de 2012, de Science Direct. 1819
[13] Sutton, G. &. (2001). Rocket Propulsion Elements (Seven Edition 1820
ed.). John Wiley & Sons. 1821
[14] Systeme Solaire. (1997). The SS67B-1 Detailed Drawings. U.S.A: 1822
Systeme Solaire. 1823
[15] Universidad de los Andes. (2010). Proyecto Uniandino 1824
Aeroespacial PUA. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de 1825
https://pua.uniandes.edu.co 1826
[16] Urrego, J. (2012). Primera misión colombiana de cohetería 1827
experimental con propulsión liquida y alcance estratosférico. Tesis 1828
Maestria, Universidad de los Andes, Departamento de Ingeniería 1829
Mecánica,Proyecto PUA, Bogotá, Colombia. 1830
[17] UKRocketMan. (1995-2008). UKRocketMan. Recuperado el 27 de 1831
Enero de 2013, de http://www.ukrocketman.com/index.shtml 1832
[18] RockSim V9.0®. (s.f.). Simulador de cohetes amateur, fabricado 1833
por la empresa Apogee Rockets. Recuperado el 7 de Noviembre de 1834
2012, de http://www.apogeerockets.com/rocksim.asp 1835
[19] Huang, H. &. (s.f.). SPL Library. Recuperado el 7 de Noviembre 1836
de 2012, de NASA SP-125: "The Design of Liquid Propellant Rockets" : 1837
http://spl.ch/ 1838
[20] Jimenez, A. (2003). Diseño y simulación de un cohete con 1839
carburante sólido. Proyecto de Grado, Universidad de los Andes, 1840
Departamento de Ingeniería Mecánica , Bogotá, Colombia. 1841
[21] Systeme Solaire. (2000). The SS67B-1 Construction Procedures. 1842
Canada: Systeme Solaire. 1843
[22] Urrego, J. (2009). Misión Seneca, Lanzamiento del Cohete 1844
AINKAA-1. Proyecto de Grado, Universidad de los Andes, Departamento 1845
de Ingenieria Mecánica, Bogotá, Colombia. 1846
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 107
[23] Ejercitos. (2012). Proyectos incoclusos de de la aeronáutica 1847
alemana de la S.G.M. Recuperado el 18 de Marzo de 2013 de: 1848
http://www.ejercitos.org/viewtopic.php?f=20&t=649&start=120 1849
[24] Richard Nakka's Experimental Rocketry Web Site. Pagina web 1850 disponible en: http://www.nakka-rocketry.net/index.html 1851 1852
[25] Ishii, N. (2008). Cohetes de agua manual del educador. 1853
Recuperado el día 2 de Febrero de 2013 de: 1854 http://es.scribd.com/doc/26677302/12/Varias-formas-de-propulsion-para-1855 cohetes 1856
1857
[26] Prada, A. F. (2011). Implementación de un banco de ensayos 1858
para motores cohete amateur. Proyecto de pregrado, Departamento de 1859
Ingeniería Mecánica, Proyecto PUA. Universidad de los Andes, Bogotá, 1860 Colombia. 1861
1862
[27] Longas, L., Pinzón, J., Ariza, E., Mendez, A., Arteaga, 1863 S.(2013).Informe banco de pruebas y sistema de adquisicón de datos. 1864
Documento PUA, Departamento de Ingeniería Mecánica, Proyecto PUA. 1865 Universidad de los Andes, Bogtá, Colombia. 1866
1867
[28] Longas, L., Pinzón, J., Ojeda, O., Urrego, A.(2013).Informe de 1868
fabricación y pruebas de ignitores. Documento PUA, Departamento de 1869
Ingeniería Mecánica, Proyecto PUA. Universidad de los Andes, Bogtá, 1870
Colombia. 1871
1872
[29] Duque, M.(2011). Construcción y lanzamiento de un cohete de 1873
dos etapas con alcance sub-estratosferico, Misión Seneca III. Proyecto 1874
de Grado, Departamento de Ingeniería Mecánica. Universidad de los 1875
Andes, Bogotá, Colombia. 1876
1877
[30] Messer. Dioxido de carbono aplicaciones tecnicas.Recuperado el 1878
5 de Junio de 2013, de 1879
http://www.messer.es/Productos_y_suministro/Gases/fichas_gases/FT_1880
Dioxido_de_carbono_aplicaciones_tecnicas.pdf 1881
1882
1883
1884
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Anexo A 1885
1886
Figura 75. Plano con modificaciones realizadas al mamparo. 1887
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Anexo B 1888
1889
Figura 76. Plano de tapa soporte 1. 1890
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1891 1892
Figura 77. Plano tapa soporte 2.1893
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Anexo C
Para el buen desarrollo de las pruebas estáticas que se realizaran al motor cohete SUA-I se debe realizar un instructivo
de ensamble del motor con el fin evitar fugas, acoples no deseables, el mal uso de las conexiones hidráulicas y el no
correcto funcionamiento del motor. Este instructivo de ensamble se puede ver a continuación.
# Procedimiento Descripción Diagrama
1
En la parte superior del reservorio
de presión se deben enroscar los
siguientes accesorios: la válvula
de alivio ¼’’ (1), el rancor ¼’’ o
tapón de ¼’’ (2), el manómetro
¼’’ (3). Se debe utilizar cinta de
teflón con el fin de sellar
adecuadamente las roscas.
2 Entre el reservorio de presión y el
tanque de peróxido de hidrogeno
se deben hacer las siguientes
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conexiones hidráulicas en el
respectivo orden: adaptador
macho 3/8’’ a 1/4’’ (5), válvula
solenoide ¼’’ NPT (6), niple
conector macho ¼’’x 1.5’’ (7), tee
hembra ¼’’ (8) y niple conector
macho ¼’’x 2.5’’ (9) que va
conectado al tanque de peróxido
de hidrogeno.
En la salida de la tee hembra ¼’’
(8) se tienen la conexión entre el
reservorio de presión y la línea de
combustible en el respectivo
orden: adaptador macho-hembra
¼’’ a 1/8’’ (10), manguera para
CO2 (11), adaptador hembra-
macho 1/8’’ (12), tubing con
conectores 1/8’’ NPT (13), válvula
de cheque 1/8’’ NPT (14), tubing
con conectores 1/8’’ NPT (15),
adaptador macho 1/8’’ a ¼’’ (16),
niple conector hembra 1/4’’ (17),
codo 90 ¼’’ a 3/8’’ (18). Se debe
utilizar cinta de teflón con el fin
de sellar adecuadamente las
Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final
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roscas.
3
En la parte superior del tanque de
peróxido de hidrogeno va un
tapón ¼’’ (19).
En la parte inferior del tanque de
peróxido de hidrogeno se deben
realizar las siguientes conexiones:
seis adaptadores macho-hembra
1/8’’-1/4’’ (20) donde van
conectados los seis niples largos
1/8’’ (21).
Se debe utilizar cinta de teflón
con el fin de sellar
adecuadamente las roscas.
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4
Al mamparo se le conecta en el
centro la base del inyector de
gasolina (22).En la parte superior
de la base del inyector de
gasolina se realizan las siguientes
conexiones: niple conector macho
1/8’’ (23) seguido por una tee
hembra 1/8’’ (24). En una de las
salidas de la tee hembra 1/8’’ (24)
se conecta un niple conector
corto macho 1/8’’ (25), seguido
por un niple conector hembra
1/8’’ (26), un adaptador hembra-
macho 1/8’’ a 1/4’’ (27) y una
codo 90° macho ¼’’-3/8’’ (28) el
cual va conectado a la salida del
tanque de gasolina. En la otra
salida de la tee hembra 1/8’’ (24)
se conecta un niple conector
macho 1/8’’ (29), seguido por un
niple conector hembra 1/8’’ (30),
un Codo 90° macho 1/8’’ (31) y un
tapón 1/8’’ (32).Se debe utilizar
cinta de teflón con el fin de sellar
adecuadamente las roscas.
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5
En la parte inferior de la base del
inyector de gasolina que está
conectado al mamparo se
conecta el Inyector 1/8HH-1 (33).
Se debe utilizar cinta de teflón
con el fin de sellar
adecuadamente las roscas.
6
El mamparo al tener las
conexiones del sistema de
gasolina se acopla al sistema de
inyección de peróxido de
hidrogeno atravesando los niples
largos 1/8’’ a través de sus
respectivos orificios. El mamparo
al estar acoplado a los niples
largos 1/8’’ se asegura a estos por
medio de seis tuercas de 1/8’’
(34) una para cada niple. Se debe
utilizar cinta de teflón con el fin
de sellar adecuadamente las
roscas.
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7
Los niples largos 1/8’’ al estar
acoplados y asegurados al
mamparo se les realiza la
conexión de seis bases de
inyector de peróxido de
hidrógeno (35). A estas bases
igualmente se les conecta seis
inyectores 1/8HH-2 (36). Se debe
utilizar cinta de teflón con el fin
de sellar adecuadamente las
roscas.
8
Al tener todo el sistema de
inyección (gasolina y peróxido de
hidrogeno) se debe ensamblar la
cámara de combustión. Para eso
la cámara de combustión en su
interior debe tener el cartucho de
ignición que va protegido por el
contenedor del cartucho (37).
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9
Al tener completo el
procedimiento #8 se conecta la
tobera a la cámara de combustión
(38).
10
Se conecta la cámara de
combustión al resto del motor
por medio de seis tornillos bristol
cabeza plana M5 (39) que son
asegurados con su respectiva
tuerca (40).
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11
Por medio de barras de acero
inoxidable de 16 cm de largo
asegurar el reservorio de presión
y el tanque de peróxido de
hidrogeno permitiendo una
buena alineación de estos
elementos (41), estas barras son
aseguradas con tornillos bristol
(42).
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Anexo D
1 Embalaje y descargue del oxidante, catalizador, combustible y hielo seco (Oxidante, permanganato de potasio y combustible no deben estar juntos)
1,1 Oxidante (H2O2) cargado en tanque rígido de polipropileno debe transportarse por separado del combustible y hielo seco
1,2 Combustible (Gasolina) cargado en tanque rígido de polipropileno debe transportarse por separado del oxidante y hielo seco
1,3 Catalizador (Permanganato de potasio) debidamente empacado en sus bolsas originales y cargado en una caja de cartón marcada
1,4 Hielo seco (CO2) cargado en nevera de icopor debe transportarse por separado del combustible y oxidante
1,5 Asegurarse del ajuste de la contratapa a presión del bidón de polipropileno en ambos tanques
1,6 Asegurar ajuste de la tapa de la nevera de icopor
1,7 Asegurar la estabilidad de los recipientes, evitando al máximo el derramamiento de alguno de ellos
1,8 Al momento del descargue deberán almacenarse por separado y protegidos del sol los recipientes
2 Banco de pruebas y enclavamiento
2,1 Reconocimiento del lugar de pruebas (Zona de prueba, zona de seguridad y zona de riesgo)
2,2 Armar soportes para el banco de pruebas
2,3 Posicionamiento y armado de los anillos de centrado con chaqueta y motor incluidos
2,4 Estabilización de los puntos de anclaje
2,5 Revisión y ajuste de las uniones roscadas, temple de riostas y ajuste de ángulo de enclavamiento
3 Sistema DAQ y prueba
3,1 Verificación del soporte para la bornera del DAQ
3,2 Conexión de sondas de temperatura, presión y vibraciones al sistema DAQ
3,3 Conexión de celda de carga al sistema DAQ
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3,4 Encendido y verificación del funcionamiento del sistema DAQ
3,5 Aseguramiento de la obtención de señales de los parámetros a medir (Presión, temperatura y fuerzas)
3,6 Colocar el sistema DAQ en posición Stand-By
3,7 Fotografiar el ensamble de prueba y las conexiones electrónicas
3,8 Ubicación y encuadre de cámaras de video en las zonas demarcadas como seguras
3,9 Encender las cámaras para registrar todo el proceso
4 Alistamiento del Motor SUA-I para la Ignición
4,1 Aseguramiento del área de procedimiento. Solo el técnico realiza el tanqueo
4,2 Se prueba funcionamiento de la válvula solenoide (normalmente cerrada)
4,2,1 Se introduce en reservorio de presión 295 g de hielo seco
4,3 Se espera un tiempo de 14 minutos con el fin de verificar si la presión que tiene el reservorio de presión es de 295 psi
4,3,1 Se prepara la cámara de combustión
4,3,2 Se introduce el cartucho de ignición con su respectivo escudo dentro de la cámara de combustión
4,4 Se introduce el permanganato de potasio alrededor de dicho escudo dentro de la cámara de combustión
4,5 Se sella con vaselina los ignitores
4,6 Se acopla la cámara de combustión-tobera al mamparo por medio de tornillos bristol
4,7 Se conecta a la línea de combustible el sistema de carga de gasolina aislándolo con una tela.
4,8 Se carga 0,35 L de gasolina a la línea de combustible de una manera lenta y verificando que no hayan fugas o derrames
4,9 Se cierra la línea de combustible con su respectivo sello
4,1 Se conecta al tanque del oxidante su sistema de carga aislándolo con una tela
4,11 Se le introduce 2.8 L de peróxido de hidrogeno al 50% al tanque de oxidante verificando que no hayan fugas o derrames
4,12 Se cierra el tanque de oxidante con su respectivo sello
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5 Alistamiento del circuitos de ignición
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 master y los interruptores del control remoto en apagado. Sacar la llave al finalizar
5,5 Ajuste del ignitor en la sonda de ignición
5,7 Insertar la llave máster y posicionar en encendido el sistema de ignición. Sacar la llave al finalizar
5,8 Posicionar en modo de grabación las videocámaras
6 Pre-ignición
6,1 Accionar el temporizador hasta la marca del tiempo requerido (15 minutos) y retirar la perilla
6,2 leerse en voz alta - Inicia conteo de 15 minutos
6,3 Accionar la llave de la posición roja a la posición verde y retirar la llave
6,4 leerse en voz alta - Posicionar el sistema DAQ en modo adquisición
* El punto de pre ignición da una luz de 15 minutos a partir del cual el técnico debe salir de la zona de peligro y ubicarse en el bunquer.
** Una vez se cumple este tiempo el sistema de electrónica tiene el control completo de la ignición del cohete.
7 Ignición
7,2 Verificar y contar el personal en la zona de seguridad
7,4 Leerse en voz alta - Finalización conteo de tiempo de 15 minutos
7,5 Leerse en voz alta - Iniciar conteo regresivo de 10 segundos
7,6 Leerse en voz alta - Al segundo 5 iniciar el ignitor
7,7 Leerse en voz alta - Al segundo 0 se energiza la válvula solenoide (normalmente cerrada) con el fin de abrirla
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8 Procedimiento post-prueba
8,1 Detener grabación de videograbadoras
8,2 Dejar abiertas las válvula solenoide para permitir evacuación residual de componentes de combustión
8,3 Detener sistema DAQ y guardar la información
8,4 Cerrar la llave master del circuito de ignición, apagar interruptor y disponer para almacenamiento
8,5 Retirar llave del interruptor de giro y almacenar en un lugar seguro
8,6 Apagar el sistema remoto de la válvula solenoide dejando en posición cerrado
8,7 Desconectar las sondas de presión, temperatura y vibraciones
8,8 Desconectar la celda de carga
8,9 Soltar anclajes de los anillos de centrado del motor
8,10 Ubicar el motor en zona segura, en posición horizontal y dejar enfriar zonas calientes
8,11 Desarmar anclajes y arriostramientos de la base
8,12 Desarmar la base y disponer para almacenamiento
8,13 Desarmar sistema DAQ y disponer para almacenamiento
8,14 Desarmar videograbadoras y disponer para almacenamiento
8,15 Verificar presencia de oxidante o combustible sobrante
8,16 Disponer del motor para embalaje y almacenamiento luego del enfriamiento de zonas calientes
9 Procedimiento en caso de no ignición
9,1 Esperar 10 minutos a estabilización de la situación
9,2 Reiniciar y dejar en modo Stand-by el sistema DAQ
9,3 Apagar la llave maestra del sistema de ignición
9,4 Retirar cable que energiza el ignitor
9,5 Evaluar situación. Si se continua se procede desde el numeral 3
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10 Procedimiento en caso de explosión
10,1 Esperar 15 minutos a estabilización de la situación
10,2 Revisar el estado del personal y de las instalaciones
10,3 Apagar el sistema de ignición desde la llave máster y el interruptor principal
10,4 Desconectar la batería del sistema de ignición
10,5 Apagar el sistema DAQ y evaluar sus daños
10,6 Evaluar los daños al banco de pruebas y recuperar las piezas sueltas de ser necesario
10,7 Inventariar las piezas recuperadas y almacenarlas para una análisis posterior
10,8 Proceder desde el numeral 8
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Anexo E
Protocolo de verificación de ensamble del Motor SUA-I
Paso Elementos a utilizar Procedimiento
1. Accesorios superiores del reservorio de
presión.
Válvula de alivio de 1/4'', Tapón de 1/4'', Manómetro de 1/4''
1.1. Verificar que los elementos a utilizar se encuentren en la parte superior del reservorio de presión.
1.2. Verificar que los elementos a utilizar están debidamente roscados.
1.3. Verificar que se haya utilizado cinta de teflón para el debido acople de los accesorios.
2. Conexiones hidráulicas
entre el reservorio de
presión y tanque de oxidante y
línea de combustible.
Adaptador macho 3/8’’ a 1/4’’, Niple
macho de 1/4''X1.5'', Niple macho de
1/4''X2.5'', Electro válvula, Te hembra
1/4'', Adaptador 1/4'' macho a 1/8''
hembra, Manguera para CO2 1/8'',
Válvula de cheque 1/8'', Tubing 1/4'', Adaptador de 1/4''
macho a 1/2'' hembra.
2.1. Verificar que la conexión del reservorio de presión al tanque del oxidante tenga el siguiente orden: Adaptador macho 3/8’’ a 1/4’’, Electro válvula, Niple macho de 1/4''X1.5'', Te hembra 1/4'' y Niple macho de 1/4''X2.5''.
2.2. Verificar que la conexión del reservorio de presión a la línea de combustible tenga el siguiente orden: de la Te hembra 1/4'' que conecta el reservorio de presión y el tanque del oxidante debe salir un Adaptador 1/4'' macho a 1/8'' hembra, Manguera para CO2 1/8'', Válvula de cheque 1/8'', Tubing 1/4'' y Adaptador de 1/4'' macho a 1/2'' hembra.
2.3. Verificar que los elementos a utilizar están debidamente roscados.
2.4. Verificar que se haya utilizado cinta de teflón para el debido acople de los accesorios.
3. Accesorios Tapón de 1/4'' 3.1. Verificar que el elemento a utilizar se encuentre en la parte superior del tanque del oxidante.
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superiores del tanque del oxidante.
3.2. Verificar que los elementos a utilizar están debidamente roscados.
3.3. Verificar que se haya utilizado cinta de teflón para el debido acople de los accesorios.
4. Conexiones hidráulicas en
la parte inferior del tanque del oxidante.
Adaptadores macho-hembra 1/8’’-1/4’’ (X6), Niples largos
1/8’’ (X6)
4.1. Verificar que los elementos que se utilizan en la parte inferior del tanque del oxidante estén en el siguiente orden: Adaptadores macho-hembra 1/8’’-1/4’’ (X6), niples largos 1/8’’ (X6).
4.2. Verificar que los elementos a utilizar están debidamente roscados.
4.3. Verificar que se haya utilizado cinta de teflón para el debido acople de los accesorios.
5. Conexiones hidráulicas de
la línea de combustible a la cámara de combustión.
Base inyector de gasolina, Inyector de
gasolina 1/8HH-1 , Mamparo , Conector
macho 1/8’’(X2)x1.5'',Te
hembra 1/8", Niple macho 1/8’’x1.5",
Niple hembra 1/8’’x1.5"(X2),
Adaptador hembra-macho 1/8’’-1/4’’,
Codo 90° macho 1/4’’-1/2’’
Codo 90° macho 1/8’’, Tapón 1/8’’.
5.1. Verificar que la base del inyector esté debidamente roscada al mamparo.
5.2. Verificar que el Inyector de gasolina 1/8HH-1 esté conectado a su base.
5.3. Verificar que por la entrada de la base del inyector se tenga el siguiente orden de conexiones: Conector macho 1/8’’x1.5'', Te hembra 1/8" por un lado de la Te va Niple macho 1/8’’x1.5", Niple hembra 1/8’’x1.5", Codo 90° macho 1/8" y Tapón 1/8’’. Por el otro lado de la Te va conector macho 1/8’’x1.5'', Niple hembra 1/8’’x1.5" Adaptador hembra-macho 1/8’’-1/4’’ y Codo 90° macho 1/4’’-1/2"
5.4. Verificar que los elementos a utilizar están debidamente roscados.
5.5. Verificar que se haya utilizado cinta de teflón para el debido acople de los accesorios.
6. Acople de Mamparo con sus 6.1. Verificar que el mamparo se encuentre ensamblada a través de los niples largos 1/8’’.
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mamparo debidas conexiones, Niples largos 1/8’’
(X6)
6.2. Verificar que las conexiones hidráulicas estén conectados a la línea de combustible.
6.3. Verificar que se haya utilizado cinta de teflón para el debido acople de los accesorios.
7. Conexión inyectores de
oxidante
Base inyectores (X6), Inyectores de
oxidante 1/8HH-2 (X6), Niples largos
1/8’’ (X6)
7.1. Verificar que las bases de los inyectores se encuentren enroscados a los niples largos 1/8’’por encima del mamparo.
7.2. Verificar que los inyectores de oxidante 1/8HH-2 estén debidamente enroscados a sus respectivas bases.
7.3. Verificar que se haya utilizado cinta de teflón para el debido acople de los accesorios.
8. Cierre de cámara de
combustión
Cartucho de ignición, Contenedor cartucho,
Tobera, Cámara de combustión
8.1. Verificar que la tobera este debidamente roscada a la cámara de combustión.
8.2. Verificar el cartucho de ignición como su contenedor estén centrados dentro de la cámara de combustión
8.3. Verificar que la cámara de combustión esté debidamente acoplado al mamparo y este sellado herméticamente.
8.4. Verificar que se haya utilizado cinta de teflón para el debido acople de los accesorios.
9. Ensamble para prueba
Conectores de cobre
5.1 Ubicar la tubería de cobre para el transductor de presión en uno de los agujeros roscados de 1/8".
5.2 Retirar tapón de cobre para ubicar termocupla con rosca macho de 1/8" en el otro agujero roscado de la tapa.
5.3 Ubicar la tubería adyacente a la unidad de combustión y continuar con el paso 7 de este protocolo.
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10. Ensamble para
lanzamiento Tapones de cobre
6.1 Retirar los conectores para la prueba y ubicar los dos tapones de cobre en los dos agujeros roscados de 1/8".
6.2 Utilizar traba roscas para asegurar el cierre hermético de la cámara de combustión y así evitar fugas.
6.3 Ubicar la tubería adyacente a la unidad de combustión y continuar con el paso 7 de este protocolo.
Para poder conocer el paso a paso y un registro fotográfico del proceso anteriormente descrito referirse al Documento PUA- Ensamble motor SUA-I
Pruebas
Número Sistema Elemento
Comentarios
1 Cohete 1.1 Camisa
Manipular con cuidado para evitar daño a la serigrafía
1.2 Fuselaje
1.3 Motor
Con combustible__ Sin combustible__
2 Banco de pruebas 2.1 Elementos del banco de pruebas
Referirse a Elementos banco de pruebas
2.2 Bornera
2.3 Armario
2.4 Computador
Referencia: Dell Precision 0T7570
2.5 Tarjetas de adquisición de datos (X3)
Referencia: A/D NI 9219__ A/D NI 9205__ A/D NI 9237__
2.6 Celda de carga
Referencia: LC 105-1K. 0 – 200 lbf
2.7 Transductor de presión
Referencia: PX409-1.0KG-5V. 0 – 1000 psig, 0 – 5 VLC
2.8 Termocuplas (X3)
Termocuplas tipo K
2.9 Doc de conexión de tarjetas NI
Dock y Cableado para tarjetas NI cDAQ 9172
2.10 Extensión eléctrica (250 m)
2.11 Puertos de tarjetas de adquisición
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3 Caja de herramientas
Referirse a Elementos caja herramientas
4 Ignitores
Cantidad:__
5 Sustancias químicas Pólvora
Cantidad:____________
Nitrato de potasio (KNO3)
Cantidad:____________
Sorbitol
Cantidad:____________
Mezcla combustible CANDY
Cantidad:____________
Permanganato de potasio (KMnO4)
Cantidad:____________
Peróxido de hidrogeno-50 %
Cantidad:____________
Hielo seco
Cantidad:____________
Gasolina
Cantidad:____________
Oxígeno líquido
Cantidad:____________
Lanzamiento
Número Sistema Elemento
Comentarios
1 Cohete 1.1 Camisa
Manipular con cuidado para evitar daño a la serigrafía
1.2 Fuselaje
1.3 Motor
Con combustible__ Sin combustible__
2 Lanzadera 2.1 Base lanzadera
2.2 Tubo guía de la base
2.3 Riel
Tubo de acero galvanizado
2.4 Anclajes
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3 Caja de herramientas
Referirse a Elementos caja herramientas
4 Ignitores
Cantidad:__
5 Sustancias químicas Pólvora
Cantidad:____________
Nitrato de potasio (KNO3)
Cantidad:____________
Sorbitol
Cantidad:____________
Mezcla combustible CANDY
Cantidad:____________
Permanganato de potasio (KMnO4)
Cantidad:____________
Peróxido de hidrogeno-50 %
Cantidad:____________
Hielo seco
Cantidad:____________
Gasolina
Cantidad:____________
Oxígeno líquido Cantidad:____________
Elementos banco de prueba Elementos Nombre Cantidad Utilizado en 1 Ejes guía 2
2 Placa guía 1
3 Caja celda 1
4 Tornillos 3/16 in X 1 in 8 Caja celda
5 Pernos 9/16 inX1.5 in 2 Celda de carga
6 Anillos 2
7 Pernos 3/8 in X 2 in 4 Anillos
8 Espárragos 6 Anillos
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9 Alojamiento 6 Anillos
10 Balín 10 mm 6 Anillos
11 Resorte 10 mm X 15 mm 6 Anillos
12 Tuerca esparrago M16 X1.6X16 6 Anillos
13 Soporte motor 1
14 Tornillo-tuerca 3/8 in X 2 in 2 Soporte motor
Elementos caja herramientas
Mecánica
Electrónica Elementos Nombre Cantidad
Elementos Nombre Cantidad
1 Nivel 1
15 Multímetro 1
2 Llaves 6
16 Corta fríos 1
3 Grasa mecánica -
17 Cautín 1
4 Expansiva 1
18 Estaño -
5 Hombre solo 1
6 Calibrador pie de rey 1
7 Flexometro 1
8 Juego de llaves Bristol 1
9 Martillo 1
10 Segueta 1
11 Alicate 1
12 Destornillador 2
13 Limas -
14 Lijas -
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Anexo F 1
2
Figura 78. Plano camisa motor SUA-I.3
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Anexo G 4
5
Tabla 26. Inventario de entrega del motor SUA-I. 6
Pieza Codigo # de ref. con el proc. de ensamble
Reservorio de presión SUA-I-0001
Tanque de oxidante SUA-I-0002
Línea de combustible SUA-I-0003
Mamparo SUA-I-0004
Cámara de combustión SUA-I-0005
Cartucho de ignición SUA-I-0006
Camisa motor SUA-I-0007
Válvula de alivio ¼’’ SUA-I-0008 1
Rancor ¼’’ o tapón de ¼’’ SUA-I-0009 2
Manómetro ¼’’ SUA-I-0010 3
Adaptador macho 3/8’’ a 1/4’’ SUA-I-0011 5
Válvula solenoide ¼’’ SUA-I-0012 6
Niple conector macho ¼’’x 1/2’’ SUA-I-0013 7
Tee hembra ¼’’ SUA-I-0014 8
Niple conector macho ¼’’x 2.5’’ SUA-I-0015 9
Adaptador macho-hembra ¼’’ a 1/8’’ SUA-I-0016 10
Manguera para CO2 SUA-I-0017 11
Adaptador hembra-macho 1/8’’ SUA-I-0018 12
Tubing con conectores 1/8’’ NPT SUA-I-0019 13
Válvula de cheque 1/8’’ NPT SUA-I-0020 14
Tubing con conectores 1/8’’ NPT SUA-I-0021 15
Adaptador macho 1/8’’ a ¼’’ SUA-I-0022 16
Niple conector hembra 1/4’’ SUA-I-0023 17
Codo 90 ¼’’ a 3/8’’ SUA-I-0024 18
Tapón ¼’’ SUA-I-0025 19
Adaptador macho-hembra 1/8’’-1/4’’ (X6) SUA-I-0026 20
Niples largos 1/8’’ (X6) SUA-I-0027 21
Base del inyector de gasolina SUA-I-0028 22
Niple conector macho 1/8’’ SUA-I-0029 23
Tee hembra 1/8’’ SUA-I-0030 24
Niple conector corto macho 1/8’’ SUA-I-0031 25
Niple conector hembra 1/8’’ SUA-I-0032 26
Adaptador hembra-macho 1/8’’ a 1/4’’ SUA-I-0033 27
Codo 90° macho ¼’’- 3/8’’ SUA-I-0034 28
Niple conector macho 1/8’’ SUA-I-0035 29
Niple conector hembra 1/8’’ SUA-I-0036 30
Codo 90° macho 1/8’’ SUA-I-0037 31
Tapón 1/8’’ SUA-I-0038 32
Inyector 1/8HH-1 SUA-I-0039 33
Tuercas de 1/8’’ (X6) SUA-I-0040 34
Base inyector de Oxidante (X6) SUA-I-0041 35
Inyectores 1/8HH-2 (X6) SUA-I-0042 36
Contenedor cartucho SUA-I-0043 37
Tobera SUA-I-0044 38
Tornillos bristol cabeza plana M5 (X6) SUA-I-0045 39
Tuerco tornillos bristol (X6) SUA-I-0046 40
Barras de acero inoxidable de 16 cm de largo SUA-I-0047 41
Tornillos bristol (X8) SUA-I-0048 42
Inventario de Entrega
Principales