planta propulsora cohete
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Planta Propulsora Cohete.TRANSCRIPT
REPÚBLICA BOLIVARIANA DE VENEZUELA
MINISTERIO DEL PODER POPULAR PARA LA DEFENSA
UNIVERSIDAD NACIONAL EXPERIMENTAL POLITÉCNICA
DE LA FUERZA ARMADA NACIONAL BOLIVARIANA
UNEFA-NÚCLEO ARAGUA
SEDE MARACAY
PROPUESTA PARA EL DISEÑO DE UN MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO MEDIANTE EL PROCESO DE CÁLCULO
Maracay, 07 de Febrero del 2014
AUTORES:
Blanco Javier
Varela Jorge
Prof.
Especialidad:
Ingeniería Aeronáutica
INTRODUCCIÓN
Existe la iniciativa de plantear la siguiente propuesta científica por parte de la
universidad, para el desarrollo de Motores cohetes, con aplicaciones como es el control de
actitud de satélites, hasta los grandes motores que impulsan las primeras etapas de los
vehículos lanzadores.
Los motores cohete, al ser motores a reacción, obtienen su empuje como reacción a la
expulsión de fluido a altas velocidades. Este fluido generalmente suele estar formado por
los gases de combustión producidos en la cámara a altas presiones, aunque puede ser un
fluido de trabajo calentado por cualquier otro proceso. Para alcanzar elevadas velocidades,
este fluido se hace pasar por una tobera en la que la energía térmica del fluido es
transformada en energía cinética. Como más adelante se estudiará, mayores presiones y
temperaturas permitirán alcanzar mayores velocidades de escape, favoreciendo el
rendimiento del aparato.
El objetivo del presente trabajo es describir los alcances que pueden llegar a obtener
mediante el proceso de cálculo, utilizando como herramientas el software Excel Microsoft
durante el desarrollo del proyecto, detallándose en los capítulos sucesivos el proceso de
selección y diseño del motor cohete así como el diseño previo de alguno de los sistemas
más importante,
CAPITULO I
EL PROBLEMA
Planteamiento del Problema
En toda la América Latina, quizá ha sido Venezuela el país de mayor retraso en lo
referente a la aplicación de programas tecnológicos en las ciencias atmosféricas y
espaciales. Las primeras aplicaciones conocidas para cohetes de combustible sólido en
América Latina, se remontan a la década de los 50 y 60, con el desarrollo de cohetes sondas
estratosféricos con propósitos estrictamente científicos, por parte de Brasil y Argentina, los
cuales habrían impulsado el desarrollo de su moderna industria aeroespacial.
El esfuerzo de estos países es loable, considerando la existencia desde 1982 del
Régimen de Control de Tecnología de Misiles (RCTM), en el cual participan los países
pertenecientes al Grupo de los Siete países más industrializados (Estados Unidos, Gran
Bretaña, Francia, Alemania, Italia, Canadá, y Japón). El RCTM prohíbe la transferencia
tecnológica para el desarrollo de vehículos espaciales con propósitos comerciales y cohetes
sonda para experimentos científicos, incluyendo la exportación de instalaciones de
producción, sistemas, partes, componentes y subsistemas para propulsores, materiales para
estructuras, equipos de pruebas, instrumentos de vuelos, entre otros.
Además de los problemas económicos de pobreza, inflación y deuda externa que han
atravesado desde hace varias décadas países como Argentina, Brasil, Perú, México y Chile,
ellos han sabido cosechar grandes logros en el campo de la cohetería, que incluyen el
diseño y el lanzamiento de cohetes y la puesta en órbita de satélites a partir del trabajo
coordinado del Estado, la Aviación Militar y de las Universidades.
OBJETIVO GENERAL
Propuesta para el diseño de un motor cohete de combustible líquido mediante el
proceso de cálculo, utilizando como herramientas software Excel Microsoft.
OBJETIVOS ESPECÍFICOS
1. Investigar sobre el funcionamiento teórico de los motores cohete, específicamente los
de propelente Solido.
2. Elegir el combustible a utilizar para el desarrollo del diseño conceptual de un motor
cohete de propelente Solido.
3. Desarrollar el diseño conceptual de un motor cohete de propelente Solido bajo las
condiciones de estudio del número de Match.
4. Elaborar una hoja de cálculo para el estudio del comportamiento de un fluido utilizando
como herramienta el software Excel Microsoft.
5. Seleccionar un Sistema de Refrigeración adecuado.
6. Establecer los materiales necesarios para la construcción de: el depósito del oxidante,
válvula de suministro, pre-cámara de encendido, cámara de combustión, garganta y
toberas.
7. Modelar el diseño propuesto.
JUSTIFICACION
La justificación e importancia del presente propuesta constituye el diseño
contextualizado de un motor cohete de combustible sólido, a partir de a las necesidades
sociales y a las fortalezas científico-técnicas del país, conforme a lo establecido en las leyes
de la República Bolivariana de Venezuela, a fin de lograr su aplicación en el mejoramiento
de la calidad de vida de los venezolanos y para la seguridad y defensa de la nación.
Aunque muy a pesar de los problemas económicos de pobreza, inflación y deuda externa
que han atravesado desde hace varias décadas países como Argentina, Brasil, Perú, México
y Chile, ellos han sabido cosechar grandes logros en el campo de la cohetería, que incluyen
el diseño y el lanzamiento de cohetes y la puesta en órbita de satélites a partir del trabajo
coordinado del Estado, la Aviación Militar y de las Universidades. Tal es el caso, por
ejemplo, de los cohetes Centauro (alfa, beta y gamma), Orión, Canopus, Rigel, Castor,
Cóndor I y II y satélites SAC argentinos; los cohetes SONDA I-IV y VLS y satélites SCD,
SSR y SACI brasileños; los satélites FASat-alpha (1995) y FASat-Bravo (1998) chilenos;
los satélites Morelos (1985), UNAM I (1995) y UNAM II (1996) mexicanos; el satélite
CONIDASAT (2003) y del cohete sonda Paulet-1 (2006) peruanos. Este esfuerzo ha sido
orientado principalmente para investigaciones concernientes a la observación de recursos
naturales, quemas, inundaciones, desastres naturales, vigilancia fronteriza, aeropuertos
clandestinos, prospección geológica, aerobiología, investigaciones de la ionosfera y de la
capa de ozono, cambio climático, aerosoles atmosféricos, meteoritos y telecomunicaciones.
No podemos negar que nuestro país ha alcanzado grandes progresos durante las últimas
décadas en los campos de las telecomunicaciones, sensores remotos, geofísica,
astrobiología, astrofísica y astronomía. De igual manera, la República Bolivariana de
Venezuela ha pasado a formar parte de tratados internacionales relativos a cambio climático
(e.g. Convención Marco de las Naciones Unidas sobre el Cambio Climático, creada en el
seno de la Cumbre sobre la Tierra, celebrada en Río de Janeiro en 1992). Sin embargo, no
se ha reconocido la debida importancia que tiene la tecnología de los cohetes-sondas y los
beneficios que esta puede generar para la población en el campo de las telecomunicaciones,
prevención de desastres, control de incendios, deforestación y desarrollo urbano, monitoreo
ambiental, salud y ciencias básicas.
ALCANCES
El proyecto planteado tiene como alcance Proponer el diseño un motor cohete de
combustible sólido, a partir de diseños contextualizados atreves un modelo matemático que
explique y facilite el cálculo del comportamiento del propelente a través de una tobera,
tomando en consideración el número de mach y las ondas de choques, motor cohete capaz
de tener un empuje máximo de 60 a 50 kg y con una altitud máxima con 2000 Ts.
LIMITACIONES
Unas de las principales razones que no nos permite llevar a producir este proyecto a un
final deseado es no poseer el material adecuado que rige además de no poseer la
providencia económica que se debe tener para adquirir el material necesario y herramientas
que exige el protocolo de una de que no se tiene una supervisión adecuada o un líder con la
experiencia necesaria.
CAPITULO II
MARCO REFERENCIAL
El marco teórico, marco referencial o marco conceptual tiene el propósito de dar a la
investigación un sistema coordinado y coherente de conceptos y propósitos que permitan
abordar el problema.
Ander (2002) señala que en el marco referencial “se expresan las proposiciones teóricas
generales, las teorías específicas, los postulados, los supuestos, categorías y conceptos que
han de servir de referencia para ordenar la masa de los hechos concernientes al problema o
problemas que son motivo de estudio e investigación”.
Antecedente internacional
Título: “Como diseñar, construir y probar pequeños motores cohetes de combustible
líquido”
Autor: Leroy J. Krzycki
Fecha: Marzo de 1967
Resumen: “proporciona al constructor aficionad, información del diseño, procedimientos
de fabricación, requisitos del equipo de prueba y procedimientos de operación segura para
los pequeños motores cohete de combustible líquido”
Título: “Introducción general a la tecnología de propulsión”
Autor: Diego Alexander Garzón Alvarado
Fecha: 2004.
Resumen: “datos más precisos, relacionados con la aplicación de las mismas en la
propulsión. Estudios en la rama de mecánica de fluidos y ciencias térmicas al interior del
Departamento de Ingeniería Mecánica y Mecatrónica de la Universidad Nacional de
Colombia.
Título: “Motores de Reacción Tecnología y Operación de Vuelo”
Autor: Martín Cuesta Álvarez, Ingeniero Aeronáutico Superior
Fecha: 1980 PARANINFO, MADRID
Resumen: “En el libro de Martin Cuesta Álvarez, MOTORES DE REACCION, se
encuentran perfectamente hermanados los factores, a mi juicio, claves del éxito
aeronáutico, una presentación con un rigor técnico inmejorable, rigor avalado por la
personalidad de su autor, así como su traducción en normas concretas de operación, que
convierten el estudio teórico en una aplicación pragmática, para que el estudioso se
convierta en un hombre de acción. Esto solo es posible cuando, como en este caso, en el
autor se conjugan ambas características.
BASES TEORICAS
En opinión a Palella y Martins (2006), las bases teóricas “Van a permitir presentar una
serie de fundamentos teóricos que constituyen un cuerpo unitario por medio del cual, se
sistematizan, clasifican y relacionan entre si los fenómenos particulares estudiados”
En ese sentido, las bases teóricas se pueden calificar como el cuerpo de estudios,
investigaciones y teorías que sustentan de forma conceptual el trabajo de investigación por
lo tanto, la información que se muestra a continuación se refiere a las bases teóricas del
presente estudio.
Motor de combustión
Es una máquina que funciona mediante un ciclo termodinámico, o un ciclo mecánico,
produce trabajo a expensas de la liberación de la energía latente del combustible
suministrado.
Un ciclo se denomina termodinámico cuando se suceden una serie de cambios de estado,
de tal forma que la masa gaseosa que evoluciona después de las sucesivas
transformaciones, retorna a las mismas condiciones iniciales.
Un ciclo se denomina mecánico cuando se repiten periódicamente una serie de sucesos
sin que el fluido retome a las condiciones iniciales, esto es, el ciclo comienza con fluido
diferente, en condiciones iguales a las del ciclo precedente.
Al grupo de motores de ciclo termodinámico pertenecen los llamados motores de
combustión externa, de los que el ejemplo más típico es la máquina de vapor.
Al grupo de motores con ciclo mecánico pertenecen los motores de combustión interna, a
los que pertenecen los alternativos o de embolo, y los de reacción, siendo estos los que se
analizan en este trabajo.
Motor de reacción
Un motor de reacción es un sistema propulsivo cuyo principio de funcionamiento está
basado en la aplicación de la Segunda y Tercera Ley de Newton.
La primera Ley de Newton.- Todo cuerpo permanece en estado de reposo o
velocidad constante (aceleración cero) cuando se le deja libre sin que actué
ninguna fuerza sobre él.
Segunda Ley de Newton.- El incremento de la cantidad de movimiento es igual
a la impulsión de la fuerza aplicada y tiene la misma dirección que aquella. Puede
expresarse también diciendo que la fuerza total ejercida sobre un cuerpo es igual
al producto de su masa por la aceleración. „
Tercera Ley de Newton.- A toda acción de una fuerza, hay una reacción igual y
actuando en la misma dirección y sentido contrario.
Motores Cohete
Los motores cohete son motor propulsor que funciona por el principio de la reacción y
no necesitan del aire ambiente para su funcionamiento, pues son portadores de la masa de
reacción y de la fuente energética para la aceleración de dicha masa. El funcionamiento
autónomo en cuanto a masa de reacción, los hace ideales, especialmente para propulsión
espacial con rarificación y ausencia de aire, con actuaciones altamente satisfactorias,
motivo este por el que han alcanzado un desarrollo espectacular en el campo de la
Astronáutica.
Diferentes tipos de motores cohete
Según el sistema propulsivo, en cuanto a la clase de masa que produce la reacción, y la
fuente energética para la aceleración de dicha masa, los motores cohete utilizados en la
actualidad pueden clasificarse de la forma siguiente: Químicos, Térmicos, Termoeléctrico,
Eléctricos.
Principios de funcionamiento
Los motores cohete el funcionamiento por principio químico, están basados en la
energía obtenida por un proceso de combustión. De este tipo de cohetes nos
ocuparemos especialmente por el amplio desarrollo alcanzado.
Los motores cohete del tipo térmico funcionan por calentamiento del fluido que ha
de expulsarse como masa de reacción.
En los termoeléctricos se calienta el fluido con descargas eléctricas, alcanzándose
temperaturas Altísimas, estando el fluido entonces totalmente ionizado, es decir, en
fase de plasma.
Los motores cohetes del tipo eléctrico hacen uso de fuerzas electrostáticas y
electromagnéticas, acelerando bolas de resina de poca masa.
Descripción del motor cohete
La descripción del funcionamiento de un motor-cohete, en forma general, la energía
química calienta la materia de trabajo en una cámara rígida a altas temperaturas; la materia
es entonces expulsada a través de un ducto en una dirección específica, por lo general en
forma de un chorro que coloca al cohete en movimiento gracias únicamente a la reacción,
sin intervención de partes complementarias, ni la conversión mecánica o eléctrica de un
movimiento rotacional a movimiento lineal o viceversa. Además, mientras que un motor
convencional está diseñado para propulsar una carga casi permanente a una velocidad
aproximadamente constante, la masa de un cohete decrece continuamente tanto como su
materia es expulsada, alcanzando rápidamente la aceleración necesaria durante el tiempo de
quemado como para que su velocidad terminal al final de éste sea la suficiente para llevarlo
en vuelo libre.
En la cámara rígida, llamada de manera frecuente cámara de combustión, y que por lo
general es cilíndrica, los propelentes son inyectados y quemados (en el caso del motor
cohete con propelente líquido), o fundidos e ignitados “in situ" (en el caso del motor cohete
a base de propelentes sólidos), fenómenos que generalmente se suponen ocurren a presión
constante; además dependiendo de la naturaleza del propelente utilizado, variará el tipo de
desempeño que presente el motor-cohete, así como los gases de escape que se presenten
como fluido de trabajo. Independiente de la acción de permitir la quema de los propelentes,
la cámara de combustión también sirve como mecanismo de desarrollo y estabilización del
flujo, al menos de manera teórica. De esta forma, los gases producto de la combustión que
contienen un elevado contenido energético, manifestado en su temperatura y presión, llegan
a la entrada de un ducto de sección variable, llamado difusor-tobera, en el cual proceden a
expansionarse para luego ser descargados al medio ambiente, que por lo regular es la
atmósfera. Estos gases ya expansionados poseen una elevada energía cinética producto de
la conversión de temperatura y presión en velocidad, la cual finalmente en virtud del
momento de los gases, suministra la fuerza impulsora, llamada empuje, que propulsa el
vehículo, el vehículo cohete.
Motores Cohete de Energía Química
Este motor cohete es el tipo más extendido. El proceso químico que lo alimenta es la
combustión de determinados propulsores que desarrollan las partículas gaseosas a alta
temperatura y velocidades responsables del empuje, Mientras el propulsor que alimenta el
motor de un avión a reacción está compuesto de un solo componente químico, llamado
combustible que se quema por el oxígeno que el motor extrae del aire, el propulsor que
alimenta a un motor cohete debe tener, además del combustible, también un oxidante (o
comburente) , es decir, un compuesto químico necesario para hacer quemar el combustible,
debido a que el cohete debe volar sobre todo en el vació del espacio, donde no hay oxígeno.
Presenta dos características fundamentales:
La reacción química dentro de la cámara de empuje produce un gas de alta presión y
alta temperatura a la entrada de una tobera de escape convergente-divergente.
El gas propelente caliente se expande al fluir por la tobera de escape, convirtiendo
parte de la energía térmica generada por la reacción química en energía cinética, que
produce un chorro de escape de gases con alta velocidad.
La energía para el proceso de combustión puede obtenerse de varias formas; esto hace
que existan diversos tipos de cohete de energía química.
De propulsante sólido.
De propulsante líquido.
Híbridos.
De radicales libres.
Nos ocupamos a continuación de forma especial, de los motores cohete de propulsante
Líquido.
Motor cohete químico de propelente liquido
Los cohetes de propulsor líquido por lo general llevan el combustible y el oxidante en
dos depósitos separado.
Los dos líquidos son enviados por medio de una bomba a la cámara de combustión
donde, al entrar en contacto, desarrollan el proceso químico que da lugar a un potente flujo
de partícula gaseosas (llamadas gases de combustión o productos de combustión).
Una de las combinaciones más empleadas para los cohetes de propulsor líquido es la de
hidrogeno liquido (combustible) con oxígeno líquido (oxidante). Esta ha sido la adoptada,
por ejemplo, para alimentar algunos de los numerosos motores del Saturno V, que llevó a
los estadounidenses a la Luna. Naturalmente, gases como el hidrógeno y el oxígeno existen
en estado líquido a temperaturas criogénicas (algunas decenas de grados por encima del
cero absoluto): por lo que las operaciones para cargar los depósitos son sumamente
complejas, tal como se contempla cuando se cargan los depósitos de un cohete de propulsor
líquido que se halla en la rampa de lanzamiento.
Otra combinación de propulsores liquides es la de hidrazina (combustible) y peróxido de
nitrógeno (oxídame), utilizado en los motores principales del transbordador espacial.
También existen cohetes de propulsión líquida que recurren al llamado monopropulsor, es
decir, a un único compuesto químico en estado líquido que se hace pasar a través de un
catalizador, presente en el interior de la cámara de combustión, que tiene el poder de
descomponerlo en una mezcla gaseosa que se quema. Es el caso del peróxido de hidrógeno
que, en contacto con un catalizador de platino, se descompone en oxígeno y vapor de agua
sobrecalentado.
Una característica que diferencia a lo» cohetes de propulsión sólida de los de propulsión
liquida es que, en los primeros, la combustión y. por lo tanto, el empuje, dura hasta la
extenuación del propulsor; en cambio en los segundos es posible bloquearla, interrum-
piendo el flujo de alimentación del propulsor líquido contenido en los depósitos por medio
de una válvula.
El Cohete de propulsión líquida es el más utilizado para la explotación espacial debido a
que el empuje que se logra con él es alto en relación con los cohetes de propulsión sólida,
se sabe que su utilización alcanza entre el 70 y 80% del cohete fabricados actualmente.
Tienen grandes ventajas respecto de los de propulsante sólido, especialmente en la
regulación del empuje. Los propulsante líquidos pueden ser:
Monopropulsantes.
De base simple.
De doble base.
Bipropulsantes.
Monopropelentes: constan de un solo componente, un propelente mezclado previa-
mente, por lo cual el oxidante no necesita ser suministrado. Sin embargo, es
peligroso que la combustión se desarrolle en el tanque de almacenamiento, además
posee bajo poder calorífico, Estos se dividen a su vez en catergoles, son líquidos
que contienen el combustible y el oxidante en la misma molécula (p.e, peróxido de
hidrógeno H202 o nitrometano CH3NO2 monoergolcs, son líquidos que contienen el
oxidante y el combustible en una disposición molecular inestable
(p.e.. hidracina N24 H4); y las mezclas sintéticas de oxidante y combustible líquido
(p.e, el nitrato de metilo CH3ONO2 mezclado con alcohol metílico).
Los monopropulsantes de base simple tienen su molécula inestable y son
explosivos, por lo que no se han desarrollado debido a su peligro.
Los monopropulsantes de doble base son mezcla de oxígeno y combustible que se
inyectan juntos (por ejemplo amoniaco NO3 H + acetato de amonio) si bien el
monopropulsante de doble base más empleado es el peroxido de hidrogeno (agua
oxigenada) H2 02-
Bipropelente: consta de dos componentes líquidos oxidante y combustible que se
suministran separadamente en la cámara de combustión y se mezclan allí mismo o
en los inyectores. Estos se dividen en: hipergólicos o autoinflamables que
reaccionan cuando sus chorros entran en contacto y diergólicos no-autoinflamables
que necesitan un sistema de ignición para iniciar la combustión.
Los bipropulsantes son los más importantes por sus actuaciones, y destacan por su interés
los formados por: Oxidante: a base de oxígeno y fluor, si bien tienen el inconveniente de
ser tóxicos y explosivos.
Combustible: a base de hidrocarburos, amoniaco, hidrogeno, e incluso metales. Los más utilizados son Keroseno y gasolinas.
En la Figura 2-0 muestra las partes de un motor cohete químico bipropelente, en el cual
los líquidos se abastecen a presión el inyector de la cámara de combustión donde se
mezclan y reaccionan para producir gases a altas presiones y temperaturas. Para una
combinación dad de propelentes, la temperatura de combustión, depende de la relación en
peso entre el comburente y el combustible, es decir de la relación de la mezcla y de la
presión estática a la que se realiza la combustión. Cuando el gasto de los propelentes
líquidos iguala al de los gases de escape, la presión de combustión permanece constante.
Figura 2.0. Motor cohete químico bipropetente.
Estos cohetes usan para su funcionamiento la energía termoquímica de los ergoles, que
son las sustancias que componen los propergoles o propelentes. (Propelente es cualquier
sustancia líquida, sólida gaseosa o plasma empleada en la propulsión del cohete). La Tabla
2.1 y la Tabla 2.2 resumen los oxidantes y combustibles más utilizados en este tipo de
cohetes.
Tabla 2.1. Oxidantes más utilizados en cohetes de propelente líquido.
COMPUESTO PTO DE FUSION Y
PTO DE
EBULLICION (°C)
DENSIDAD
(Kg/m^3)
OBSERVACIONES
Oxígeno Líquido -218 -183 1140 Utilizado en el V2, R7, Saturno V,
trasbordador espacial
Tetróxido de
Nitrógeno
11 21 Almacenable a temperatura
ambiente. Lo han utilizado los
cohetes ARIAN IV, V, cohetes
chinos y el trasbordador espacial.
Ácido nítrico -0.5 150 1560 Almacenable a temperatura
ambiente. Usado por los
Soviéticos (Rusos)
Flúor Líquido -223 -188 1110 Agente muy corrosivo.
Tabla 2.1. Oxidantes más utilizados en cohetes de propelente líquido.
COMPUESTO
PTO DE FUSION Y
PTO DE
EBULLICION (°C)
DENSIDAD
(Kg/m^3)OBSERVACIONES
Hidrógeno líquido -259 -252 70Es inflamable. Muy
utilizado.
RP-1 -44 182 ----- No tóxico
Hidrazina 1.6 113 1010
Muy tóxico. Puede
funcionar como
monopropelente.
Características Generales de los Cohetes de Propulsante Líquido.
Estos motores cohete pueden funcionar durante largo tiempo, siendo el impulso
especifico mayor que los de propulsante sólido, y aun cuando los !propulsante son más
baratos que los propulsante sólidos, el motor resulta más caro por la complicación del
sistema funcional.
Los propulsante pueden sor hipergolicos o no hipergolicos. Los primeros reaccionan al
ponerse en contacto oxidante y combustible; en cambio los segundos necesitan la presencia
adicional de un tercer cuerpo que active la combustión inicialmente. Así el flúor es
hipergolico, en tanto que el oxígeno líquido no es hipergolico. Como iniciadores de la
combustión se emplean: bujías de chispa, hilo caliente, o llama inicial producida por una
sustancia hipergolica.
En estos motores de propulsante líquido, el combustible se inyecta con la presión
necesaria para que llegue a la cámara de combustión finamente atomizado. Los inyectores
pueden ser del tipo que indica la fig. 2.3.
La alimentación de los dos líquidos (combustible y oxidante) a la cámara de combustión
puede hacerse de dos formas fundamentales:
Mediante gases a presión procedente de la combustión de una pastilla sólida, o por
gases inertes que, al unirse a los propulsante, hacen que estos pasen a la cámara de
combustión. Se emplea este sistema, cuando el tiempo de combustión es corto.
Por medio de turbobomba. Se emplea este sistema cuando el tiempo de combustión
es largo (superior a un minuto).
La fig.2.4 representa esquemáticamente la disposición de los componentes de estos dos
Sistemas.
La refrigeración de las paredes de los motores cohete de propulsante líquido puede
hacerse de tres formas diferentes:
Refrigeración regenerativa.- Se hace circular combustible y oxidante
exteriormente sobren las paredes.
Refrigeración pelicular.- Se introduce líquido en la cámara de combustión por
orificios, en las paredes de la cámara.
Refrigeración por transpiración.- Similar a la anterior, solo que la pared no está
perforada, sino que es porosa.
Elección del Propelente
Los motores cohete de combustibles líquidos pueden quemar una variedad de
combinaciones de oxidante y combustible algunos de los cuales se clasifican en la Tabla 1.
La mayoría de las combinaciones propelentes listadas son peligrosas, tóxicas y caras. El
constructor aficionado de motores cohete por lo contrario requiere propelentes que sean
fácilmente disponibles, razonablemente seguros, fáciles de manejar y baratos.
ROCKETLAB, basado en sus experiencias, recomienda el uso de oxígeno gaseoso como
oxidante y un líquido de hidrocarburo como combustible. Ellos poseen un buen
rendimiento, la llama de la combustión es fácilmente visible y su temperatura de
combustión presenta un adecuado desafío de diseño para el constructor aficionado. Estos
propelentes son usados en el proyectil Atlas y el vector Saturno. En estos sistemas, sin
embargo, oxígeno líquido en lugar de gaseoso se usa como oxidante.
El oxígeno gaseoso puede ser obtenido barato y fácilmente en cilindros presurizados
en casi cualquier comunidad debido a su uso en soldadura oxi-acetilenica (autógena). Con
precauciones razonables, que serán detalladas después, el gas (y el cilindro) es seguro de
manejar para las pruebas estáticas. La presión del gas es fácilmente regulada con
reguladores comerciales y la proporción de flujo del mismo se controla fácilmente con
válvulas disponibles comercialmente.
Tabla 3 Rendimiento calculada de algunos líquidos propelentes
Combinación propelenteOxidante / Combustible
Presión de combustión
(psi)
Proporción de mezcla
Temperatura de la llama
(ºF)
Isp(seg)
Oxígeno líquido / gasolina 300 2,5 5470 242
Oxígeno gaseoso / gasolina 300 2,5 5742 261
Oxígeno gaseoso / gasolina 500 2,5 5862 279
Oxígeno líquido / JP 4 (Combustible de Jet)
500 2,2 5880 255
Oxígeno líquido / Alcohol metílico 300 1,25 5180 238
Oxígeno gaseoso / Alcohol metílico 300 1,2 5220 248
Oxígeno líquido / Hidrógeno 500 3,5 4500 363
Ácido Nítrico Rojo Fumante / JP 4 500 4,1 5150 238
Nota: Expansión a 14,7 PSI
La temperatura de la llama de combustibles de hidrocarburo en combustión en presencia
de oxígeno gaseoso a varias presiones de la cámara de combustión se muestra en la Figura
3, para una proporción de mezcla estequiometria. La proporción de mezcla se define como
el peso del flujo de oxidante dividido el peso del flujo de combustible, o:
OF=
wo
wf (1)
Dónde:
wo = lb de oxígeno/seg. wf = lb de combustible/seg.
Figura 2.5. Temperatura de la llama versus presión de la cámara para proporciones de
mezcla estequiometrias
Cuando una proporción estequiometria se logra el oxígeno presente es solo
el necesario para reaccionar químicamente con todo el combustible; la temperatura de llama
más alta se logra bajo estas condiciones. Si se desea una temperatura de llama más baja
normalmente es mejor tener más combustible presente que oxidante; esto es conocido como
quemar “fuera de proporción” o “combustible rico” (mezcla rica). Esta condición es menos
severa para el motor cohete que las condiciones de combustión estequiometrias ricas en
oxígeno.
Figura 2.6. Temperatura de la llama vs. Proporciones de mezcla para una presión de la
cámara constante de 300 psi
La Figura 2.6 indica cómo la temperatura de la llama varía cuando se mantiene la
presión de la cámara de combustión a un valor constante y se varía la proporción de la
mezcla.
El empuje desarrollado por libra de propelente quemada por segundo (caudal
másico, *2) es conocido como impulso específico (Isp) (*3) y se define como:
Isp = Empuje / Caudal másico del propelente (2)
La Figura 2.7 indica el máximo rendimiento posible de los combustibles de
hidrocarburo quemados con oxígeno gaseoso a varias presiones de la cámara, con el gas
expandido a presión atmosférica. Este gráfico puede usarse para determinar la proporción
de flujo de propelente requerida para producir un cierto empuje. Suponga que usted desea
diseñar un motor cohete que usa oxígeno gaseoso y gasolina como propelente para ser
quemado a una presión de cámara de 200 psi con un empuje de 100 lbs. A estas
condiciones el rendimiento del propelente, según la Figura 5, es 244 lb de empuje por cada
libra de propelente quemado por segundo. Por consiguiente:
w t=F
Isp=100
244=0 , 41
lbseg (3)
Figura 2.7. Rendimiento del Isp para combustibles de hidrocarburos con oxígeno gaseoso
Dado que este Isp es para una proporción de mezcla (r) de oxígeno y gasolina de
2,5, nosotros tenemos
wo=wt⋅r
r+1=0 ,293
lbseg (4)
w f=wt
r+1=0 , 117
lbseg (5)
w t=wo+w f (6)
PROPIEDADES DE LOS PROPELENTES:
Las propiedades químicas y físicas del oxígeno gaseoso, el alcohol metílico y la
gasolina se proporcionan en la Tabla 4.
Tabla 4: Propiedades de propelentes de cohete seleccionados
Propelente Oxígeno Gaseoso Alcohol Metílico Gasolina
Fórmula química O2 CH3OH C8H18
Peso molecular 32 34,04 114
Color Sin color Sin color Sin color
Efectos en los metales
Ninguno Ninguno Ninguno
Riesgo de incendio Alto Alto Alto
Toxicidad Ninguno Tóxico Medio
Densidad 0,083 lb / ft3 48 lb / ft3 44,5 lb / ft3
Nota: La densidad del oxígeno gaseoso a otras densidades distintas de las normales puede
ser determinada por;
ρ2 = ρ1 (P2 / P1) (T1 / T2), donde P1 = 14,7 psi, T1 = 68 ºF, ρ1 = 0,083 lb / ft3
ECUACIONES DE DISEÑO
La siguiente sección detallará ecuaciones simplificadas para el diseño de pequeños
motores cohetes de combustible líquido. La nomenclatura para el diseño del motor es
mostrada en la Figura 2.8.
Figura 2.8. Configuración del diseño del motor
Cámara de combustión:
Un parámetro para definir el volumen de la cámara es requerido para que la
combustión sea completa, este es la longitud de la cámara característica, L*, qué se da por:
L∗¿V c
A t (19)
Donde Vc es el volumen de la cámara (incluyendo la sección convergente de la
tobera), en pulgadas cúbicas, y At es el área de la garganta de la tobera (in2). Para
combustibles de oxígeno gaseoso / hidrocarburo, una L* de 50 a 100 pulgadas es apropiada.
L* realmente es un substituto (una simplificación) para determinar el tiempo de residencia
en la cámara, de los propelentes reaccionando.
Para reducir pérdidas debido a la velocidad de flujo de gases dentro de la cámara, la
sección de la cámara de combustión debe ser por lo menos tres veces el área de la garganta
de la tobera.
La sección de la cámara de combustión se da por:
Ac=π⋅Dc
2
4 (20)
El volumen de la cámara se da por:
V c=Ac⋅Lc+Volumen convergente
Para las cámaras de combustión pequeñas el volumen convergente es
aproximadamente 1/10 del volumen de la porción cilíndrica de la cámara, por eso:
V c=1,1⋅( Ac⋅Lc ) (21)
El diámetro de la cámara para las cámaras de combustión pequeñas (niveles de
empuje menores de 75 libras) debe ser tres a cinco veces el diámetro de la garganta de la
tobera para que el inyector tenga suficiente área útil.
Espesor de pared de la cámara:
La cámara de combustión debe poder resistir la presión interior de los gases
calientes de la combustión. La cámara de combustión también debe fijarse físicamente al
recubrimiento refrigerante, por consiguiente, el espesor de las paredes de la cámara debe
ser suficiente para soldarse o soldar a ella dispositivos. Dado que la cámara será cilíndrica,
la tensión mecánica de funcionamiento (S) en la pared se da por:
S= P⋅D2⋅tw (22)
Donde P es la presión en la cámara de combustión (despreciando el efecto de
presión del refrigerante por fuera), D es el diámetro interno del cilindro, y tw es el espesor
de la pared del cilindro. Un material típico para pequeños refrigerantes de agua para
cámaras de combustión es el cobre, para el que la tensión mecánica de trabajo(S) aceptable
es de aproximadamente 8000 psi (*5). El espesor de la pared de la cámara de combustión se
da por consiguiente por:
tw=P⋅D
16000 (23)
Este es el espesor mínimo; realmente el espesor debe ser algo mayor para permitir
soldar, remachar y ejercer concentraciones de tensión mecánica. El espesor de la pared de
la cámara y la tobera es normalmente igual.
La Ecuación (22) también puede usarse para calcular el espesor de la pared del
recubrimiento refrigerante de agua. Aquí de nuevo, el valor de tw es el espesor mínimo, hay
que considerar los factores de posibles soldaduras y las consideraciones de diseño (como
ranuras del O-Ring, etc.) normalmente requerirá paredes de mayor espesor que los
calculados por la Ecuación de tensión mecánica. Dependiendo del material de
recubrimiento escogido debe usarse un nuevo valor de tensión mecánica aceptable en la
Ecuación (22).
Equipo Refrigerante
El aficionado no debe considerar construir el equipo refrigerante del cohete ya que
ellos pueden operar durante sólo un tiempo corto y su diseño requiere un conocimiento
completo de diseño en transferencia de calor y masa. Los motores de cohete refrigerados
tienen provisión para refrigerar algunos partes o todo el metal que entra en contacto con los
gases calientes de la combustión. El inyector normalmente se refrigera a si mismo por el
flujo entrante de propelente. La cámara de combustión y la tobera requieren refrigerante
definitivamente.
Un recubrimiento refrigerante permite la circulación de un refrigerante que, en el
caso de artefactos en vuelo, es normalmente uno de los propelentes. Sin embargo, para las
pruebas estáticas y para el funcionamiento del aficionado, el agua es el único refrigerante
recomendado. El recubrimiento refrigerante consiste en una pared interna y otra exterior.
La cámara de combustión forma la parde interna y otro cilindro concéntrico pero más
grande proporciona la pared exterior. El espacio entre las paredes sirve de conducto para el
pasaje del refrigerante. La región de la garganta de la tobera, normalmente, tiene la
intensidad mayor de transferencia de calor y es, por consiguiente, lo más difícil de
refrigerar.
La descarga de energía por unidad de volumen de la cámara de un motor cohete es
muy grande, y puede ser 250 veces el de una buena olla de vapor o cinco veces el de una
cámara de combustión de una turbina de gas. La proporción de transferencia de calor de un
motor cohete normalmente es de 20 a 200 veces el de una olla buena. Por consiguiente, está
claro que el refrigerar un motor cohete es una tarea difícil y exigente. El diseño de
transferencia de calor completo de un motor cohete es sumamente complejo y normalmente
está más allá de las capacidades de la mayoría de los constructores aficionados. Sin
embargo hay disponible algunas pautas de diseño empíricas importantes que son listadas a
continuación:
1. Use agua como refrigerante.
2. Use cobre para las paredes de la cámara de combustión y la tobera.
3. La velocidad de flujo del agua en el recubrimiento refrigerante debe ser de 20 a
50 pies por segundo.
4. La proporción de flujo del agua debe ser bastante alta para que la ebullición no
ocurra.
5. Extienda el recubrimiento refrigerante de agua más allá de la cara del inyector.
6. Un flujo sostenido de agua fresca es esencial.
Transferencia de calor:
La parte más grande del calor transferido de los gases calientes de la cámara a las
paredes es por transmisión. La cantidad de calor transferida por conducción es pequeña y la
cantidad transferida por radiación normalmente es menor del 25% del total. Las paredes de
la cámara tienen que ser mantenidas en una temperatura tal que la fuerza en el material de
la pared sea adecuada para prevenir una falla. La falla del material normalmente es causada
por la subida de la temperatura en la pared del lado del gas o por subida de la temperatura
en la pared del lado del líquido refrigerante por vaporización del líquido cercano a la pared;
debilitando, fundiendo o dañando el material de la pared. La consecuente falla es causada
por la abrupta subida de temperatura en la pared a causa de la transferencia excesiva de
calor y a la ebullición del refrigerante.
En cámaras refrigeradas por agua el calor transferido es absorvido por el agua. El
agua debe tener una capacidad de calor adecuada para prevenir la ebullición de la misma en
cualquier punto del recubrimiento refrigerante. El calor total transferido de la cámara al
agua refrigerante esta dada por:
Q=q⋅A=ww⋅c p⋅(T−T i ) (24)
Dónde:
Q = el calor total transferido, Btu/seg
q = la proporción media de transferencia de calor de la cámara, Btu / in2 seg
A = el área de transferencia de calor, in2
ww = la proporción de flujo refrigerante, lb / seg
cp = el calor específico del refrigerante, Btu / lb °F
T = la temperatura del refrigerante a la salida del recubrimiento, °F
Ti = la temperatura del refrigerante a la entrada del recubrimiento, °F
El uso de esta Ecuación se ilustrará en la sección “Ejemplo de cálculos de diseño”.
Materiales
Las paredes de la cámara de combustión y la tobera tienen que resistir: temperatura
relativamente alta, velocidad de gas alta, corrosión química y tensión mecánica alta. El
material de la pared debe ser capaz de proporciones de transferencia de calor altas (qué
posea una buena conductividad térmica) también, y al mismo tiempo, que tenga una fuerza
adecuada para que resista la presión de combustión de la cámara. Los requisitos del
material sólo son críticos en esas partes en las que entra en contacto directo con los gases
del propelente. Otros componentes del motor pueden hacerse de materiales convencionales.
Una vez que el material de la pared de un motor cohete en funcionamiento empieza
a fallar, la evolución final de la falla y la destrucción del motor es sumamente rápida.
Incluso un pequeño agujero del tamaño de un alfiler en la pared de la cámara logrará casi
inmediatamente (dentro del segundo) que se abra un agujero grande debido a los gases
calientes de la cámara (4000 ºF – 6000 °F) que oxidarán o fundirán el metal adyacente, esto
sucederá a todo nuevo metal que se exponga a los gases calientes.
Metales exóticos y técnicas de fabricación difíciles son usados, hoy, en el espacio y
en los motores cohete de proyectiles, proporcionando una estructura ligera, requerimiento
absoluto para el lanzamiento eficaz y el vuelo. Estos metales y las avanzadas técnicas de
fabricación están fuera del alcance del constructor aficionado serio. Sin embargo, el uso de
metales y técnicas de fabricación más comunes (¡y mucho menos caras!) son bastante
posibles, sólo que no resultará un motor de vuelo pesado. Subsecuentemente casi todos los
encendidos del cohete del aficionado deben realizarse en un banco de pruebas estática, ésta
no es una restricción severa al constructor aficionado. Experimente con una gran variedad
de diseños de motores cohete guiándose por las siguientes recomendaciones para motores
cohete de aficionado:
1. La cámara de combustión y la tobera deben ser maquinadas en una pieza, de
cobre.
2. Las partes del inyector en contacto con los gases calientes de la cámara también
deben ser maquinadas en cobre.
3. El recubrimiento refrigerante y las partes del inyector que no estén en contacto
con los gases calientes del propelente, pueden ser fabricados de latón o acero inoxidable.
4. El maquinado experto y el trabajo de soldadura es esencial para producir un
motor cohete seguro y usable. Productos de mala calidad, maquinado descuidado o
soldaduras pobres, pueden fácilmente causar fallas en el motor.
Inyectores
La función del inyector es introducir los propelentes en la cámara de combustión de
tal manera que una combustión eficaz pueda ocurrir. Hay dos tipos de inyectores que el
constructor aficionado puede considerar para el diseño del pequeño motor. Uno de éstos es
el inyector de flujos en colisión en el que el oxidante y el combustible se inyectan a través
de varios agujeros separados para que los flujos resultantes choquen entre sí. El flujo de
combustible chocando con el flujo de oxidante romperá a ambos en pequeñas gotas.
Cuando oxígeno gaseoso se usa como oxidante y un hidrocarburo líquido se usa como
combustible la colisión del flujo líquido con las alta velocidades del flujo de gas resulta en
difusión y vaporización, causando una buena mezcla y una eficaz combustión. Una
desventaja de este tipo de inyector es que se requieren agujeros sumamente pequeños para
las proporciones de flujo de los motores pequeños y las características hidráulicas y
ecuaciones que normalmente se usan para predecir parámetros de inyectores no dan buenos
resultados para orificios pequeños. Los agujeros pequeños también son difíciles de taladrar,
sobre todo en cobre suave.
Sin embargo, para proporcionar un cuadro completo de las ecuaciones usadas en el
diseño de un motor cohete, nosotros presentamos a continuación la Ecuación para el paso
de líquido a través de un orificio simple (un agujero circular taladrado, por ejemplo)
w=Cd⋅A⋅√2⋅g⋅ρ⋅ΔP(25)
Dónde:w = La proporción de flujo del propelente, lb / segA = El área del orificio, ft2
ΔP = La presión por el orificio, lb / ft2
ρ = La densidad del propelente, lb / ft3
g = La constante gravitatoria, 32,2 ft / seg2
Cd = El coeficiente de descarga del orificio
El coeficiente de descarga para un orificio simple bien formado normalmente tiene un valor entre 0,5 y 0,7.
La velocidad de inyección, o velocidad del flujo de líquido emitida por un orificio, se da por:
v=Cd⋅√2⋅g⋅ΔPρ (26)
Presión de inyección de 70 a 150 psi, o velocidades de inyección de 50 a 100 ft/seg,
son usadas normalmente en pequeños motores cohetes de combustible líquido. La presión
de inyección debe ser bastante alta para que elimine la inestabilidad de la combustión
dentro de la cámara de combustión, pero no debe ser tan alta como para que el depósito y el
sistema de presurización que proporcionan el combustible al motor se resientan.
Un segundo tipo de inyector es la boquilla de rocío cónico en la que un cono sólido,
cono hueco u otros tipos de rocío laminar pueden ser obtenidos. Cuando un combustible
líquido de hidrocarburo se fuerza a través de una boquilla de roció (similar a aquéllos
usados en quemadores de aceite hogareños) las gotas de combustible resultantes son
fácilmente unidas al oxígeno gaseoso y la mezcla resultante es cómodamente vaporizada y
quemada. Las boquillas de rocío son especialmente atractivas para el constructor aficionado
dado que varias compañías las fabrican comercialmente para quemadores de aceite y otras
aplicaciones. El aficionado sólo necesita determinar el tamaño y las características de rocío
que requiere su diseño de motor y la boquilla de rocío correcta puede ser entonces
comprada a un bajo costo. La Figura 2.9 ilustra los dos tipos de inyectores.
El uso de boquillas de rocío comerciales para constructores aficionados de motores
cohete es muy recomendado.
Figure 2.9. Inyectores de combustible para motores cohete de aficionados
MARCO LEGAL
No hay ninguna ley conocida que prohíba el diseño o la construcción de motores
cohete, vehículos o accesorios cohete. Sin embargo, ciertas comunidades tienen leyes que
prohíben el funcionamiento de motores cohete o el libre vuelo de vehículos impulsados por
cohetes. Antes de realmente propulsar un motor cohete, se debe certificar que no se está
violando ordenanzas establecidas, incluso un motor cohete pequeño, es un dispositivo
sumamente ruidoso. Si las ordenanzas locales permiten probar en un área poblada, se debe
considerar el efecto del funcionamiento del motor en sus vecinos antes del encendido
inicial. El ruido de un motor cohete proviene de la acción cortante entre el flujo de alta
velocidad de la descarga y la atmósfera circundante.
A continuación se muestran las bases legales del proyecto:
Ley orgánica de ciencia, tecnología e innovación.
Objetivo de la ley
Artículo 1. La presente Ley tiene por objeto desarrollar los principios orientadores que
en materia de ciencia, tecnología e innovación y sus aplicaciones, establece la Constitución
de la República Bolivariana de Venezuela, organizar el Sistema Nacional de Ciencia,
Tecnología e Innovación, definir los lineamientos que orientarán las políticas y estrategias
para la actividad científica, tecnológica, de innovación y sus aplicaciones, con la
implantación de mecanismos institucionales y operativos para la promoción, estímulo y
fomento de la investigación científica, la apropiación social del conocimiento y la
transferencia e innovación tecnológica, a fin de fomentar la capacidad para la generación,
uso y circulación del conocimiento y de impulsar el desarrollo nacional.
Artículo 3. Forman parte del Sistema Nacional de Ciencia Tecnología e Innovación, las
instituciones públicas o privadas que generen y desarrollen conocimientos científicos y
tecnológicos, como procesos de innovación, y las personas que se dediquen a la
planificación, administración, ejecución y aplicación de actividades que posibiliten la
vinculación efectiva entre la ciencia, la tecnología y la sociedad. A tal efecto, los sujetos
que forman parte del Sistema son:
1. El Ministerio de Ciencia y Tecnología, sus organismos adscritos y las entidades
tuteladas por éstos, o aquéllas en las que tengan participación.
2. Las instituciones de educación superior y de formación técnica, academias
nacionales, colegios profesionales, sociedades científicas, laboratorios y centros
de investigación y desarrollo, tanto público como privado.
3. Los organismos del sector privado, empresas, proveedores de servicios, insumos y
bienes de capital, redes de información y asistencia que sean incorporados al
Sistema.
4. Las unidades de investigación y desarrollo, así como las unidades de tecnologías
de información y comunicación de todos los organismos públicos.
5. Las personas públicas o privadas que realicen actividades de ciencia, tecnología,
innovación y sus aplicaciones.
Constitución de la República Bolivariana de Venezuela
Artículo Nº 110. El Estado reconocerá el interés público de la ciencia, la tecnología, el
conocimiento, la innovación y sus aplicaciones y los servicios de información necesarios
por ser instrumentos fundamentales para el desarrollo económico, social y político del país,
así como para la seguridad y soberanía nacional. Para el fomento y desarrollo de esas
actividades, el Estado destinará recursos suficientes y creará el sistema nacional de ciencia
y tecnología de acuerdo con la ley. El sector privado deberá aportar recursos para los
mismos. El Estado garantizará el cumplimiento de los principios éticos y legales que deben
regir las actividades de investigación científica, humanística y tecnológica. La ley
determinará los modos y medios para dar cumplimiento a esta garantía.
CAPITULO III
MARCO METODOLÓGICO
En la investigación que se realizó, fue necesaria la descripción de métodos y
procedimientos que se aplicaron, a los efectos de poder tener una visión clara de lo que
hizo, porqué y cómo. Según Balestrini (1999), el marco metodológico “Esta referido al
momento que alude al conjunto de procedimiento lógicos, tecno – operacionales implícitos
en todo proceso de investigación, con el objeto de manifestarlo y sistematizarlos¨ (p.113).
En ese sentido, se tiene entonces que el marco metodológico es la instancia referida a los
métodos, reglas, registros, técnicas y protocolos con los cuales una teoría y su método
calculan las magnitudes de lo real, en este caso la presente propuesta de un motor cohete
Propulsante Líquido.
Tipo de Investigación
La presente investigación está enmarcada en un nivel descriptivo y sustentado en un
diseño documental. Según Iván Carmelo Álvarez (2005),” la investigación descriptiva trata
de aquella que tiene como finalidad o propósito la descripción o caracterización de un
objeto dado en su entorno natural”. Entre otras palabras este diseño busca especificar
propiedades, características y perfiles importantes, ya sea, personas, comportamiento,
actitudes o cualquier otro fenómeno o evento que se someta a un estudio. Es como una
fotografía de la situación que registra, tal cual se presenta un evento.
Así mismo Arias (1999), señala que el nivel descriptivo es aquel que “Procura brindar
una buena percepción del funcionamiento de un fenómeno y de las maneras en que se
comportan las variables, factores o elementos que componen el estudio”.
Parámetros para la elaboración del sistema de propulsión del motor cohete.
Combustible empleado: Gasolina C8 H 18
Oxidante empleado: Oxígeno líquido O2
Los combustibles de hidrocarburo, como la, es fácilmente disponibles en cualquier
comunidad. Las precauciones de seguridad son ya conocidas por la mayoría de los
individuos responsables debido al amplio uso de los combustibles en motores de
combustión interna para automóviles y grupos electrógenos.
Como también la lección del oxígeno líquido Utilizado en el V2, R7, Saturno V,
trasbordador espacial.
Acero 4142.
Descripción: es un acero medio carbono aleado con cromo y molibdeno de alta
templabilidad y buena resistencia a la fatiga, abrasión e impacto. Se suministra en platinas
pre-endurecidas y pre-maquinadas, en estado bonificado a una dureza promedio de 262/311
BHN ( 26/33 HRc). Mediante temple se puede alcanzar elevar la dureza hasta 52 HRc. Este
acero puede ser nitrurado para darle mayor resistencia a la abrasión.
Propiedades mecánicas:
Dureza 262 - 311 HB (26 – 33 HRc).
Esfuerzo a la fluencia: 690 MPa (100 KSI).
Esfuerzo máximo: 900 - 1050 MPa (130 - 152 KSI).
Elongación mínima 12%.
Reducción de área mínima 50%
Propiedades físicas: Densidad 7.85 g/cm3 (0.284 lb/in3)
Propiedades químicas: 0.42 % C
0.85 % Mn.
1.00 % Cr
0.20 % Mo
0.25 % Si
0.030 % V
0.035 % P máx.
0.040% S máx.
Formulas empleadas en el cálculo de los parámetros necesarios para la elaboración del sistema de propulsión de un motor cohete.
Taza de consumo del propelente
Mg=Ab∗ρ∗r
Fracción de carga volumétrica
V 1=¿
Isp. ρ .Va
Temperatura de estancación
T 0=Patm¿
Exponente isotérmico
K= CpCp−R
Numero de Marh
M=Va
Velocidad sónica
a=√ KRT
Empuje
F=A∗Po√ 2 k2
k−1( 2
k+1¿¿
k+1k−a
)¿¿
Impulso especifico
Isp=√ 1g(2¿)( R
M¿)(
kk−1
)¿¿
Impulso total
¿=∫0
tb
F dt
Combustible Gasolina C8h18 densidad (kg/cm3) 712,8Oxidante Oxigeno gaseoso O2 densidad (kg/cm3) 1,331
Cálculos de necesarios para la elaboración del sistema de propulsión de un motor cohete.
Caudal másico (mezcla) 0,039256198
Caudal másico (oxidante) 0,028040142caudal másico (combustible) 0,011216057
Área salida (m2) 0,008400953Área de salida (m2) 0,840095314
diámetro de salida (m) 1,034235261
Área garganta (m2) 0,216641363Diámetro garganta (m) 0,525201247
As/A* 3,877815871
Cámara de combustión
L* (m) 1volumen de la cámara (vc) (m3) 0,216641363
diámetro de la cámara 2,626006235Área de la cámara 5,413288365
Longitud de la cámara 0,040020289
Material
fuerza de tensión del acero 4142 1378,95espesor obtenido (m) 0,019691
ProductosR (CO2) (J/(kg*K)) 189,9R (H2O) (J/(kg*K)) 461,5Densidad del CO2 (kg/m3) 1,8
ɤ 1,2k 1,2
Datos de la mezclaPresión de Combustión (bar) 20,68
proporción de la mezcla 2,5Isp 242
Temperatura de la llama (°K) 3294,11P. atmosférica (bar) 0,94
Vs (m/s) 2371,6
Ps (h des) 0,94
Ps 0,94Po (combustible) 20,68
Po 20,68Ps/Po 0,045454545
Ms 2,596014847To (°K) 3294,11Ts (°K) 1967,890748Ts/To 0,597396793
T garganta (°K) 3178,81615
P garganta (bar) 11,66352
peso del cohete 9,5Empuje estándar (N) 93,1
C 669,6588264
área de la superficie tobera 0,329993676
Sistema de inyección del combustible
presión asumida (bar) 20,68coeficiente de contracción de descarga para un orificio 0,7
área de flujo para la inyección de combustible (m2) 2,98095E-05área de flujo para la inyección de combustible (cm2) 0,298095216
diámetro de dos agujeros de inyección (cm) 0,435740249
Sistema de inyección de oxidante
velocidad de flujo oxidante (m/s) 879,1128área de flujo de inyección (cm2) 2,39639E-07
diámetro del agujero (cm) 0,000552515
CONCLUSIÓN
Este diseño permitió estudiar los principios de la propulsión y cómo afecta la variación
de geometría de las diferentes secciones. Así mismo, en un futuro puede ser modificado de
modo que se puedan realizar, de manera iniciativa del sector científico-universitario para el
desarrollo de cohetes totalmente diseñados y construidos en el país. Marcando el inicio de
la industrialización del conocimiento acerca de la fabricación de la más alta tecnología
aeroespacial para atender aspectos fundamentales como son salud, calidad ambiental,
telecomunicaciones, seguridad y defensa, constituye una iniciativa científica y tecnológica
de nuestro país. Este hecho, representa un acto de independencia tecnológica soberana que
nos sitúa en una posición competitiva ante el resto de los países de América Latina y del
mundo. El dominio de la tecnología de los cohetes sondas, se enmarca en un contexto
histórico en que la República Bolivariana se inicia en la carrera espacial con la colocación
en órbita del satélite Simón Bolívar.
REFERENCIAS BIBLIOGRAFÍA
Diego Alexander Garzón Alvarado, Introducción General a la Tecnología de Propulsión, U. Nacional de Colombia. 2004. Pag. 294
Constitución de la República Bolivariana de Venezuela. (1999).
Martín Cuesta Álvarez, Ingeniero Aeronáutico Superior, Motores de Reacción Tecnología y Operación de Vuelo”: 1980 PARANINFO, MADRID.
Leroy J. Krzycki, Como diseñar, construir y probar pequeños motores cohetes de combustible líquido, Marzo de 1967.