proyecto pua: adecuaciÓn y prueba en banco estÁtico …
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PROYECTO PUA: ADECUACIÓN Y PRUEBA EN BANCO ESTÁTICO DEL
MOTOR DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO SUA-I
Autor:
José David Chavarro Lara
Asesor:
Fabio A. Rojas M., Dr. Eng. Mec.
Proyecto de Grado para optar por el título de Ingeniero Mecánico
Universidad de los Andes
Bogotá, Colombia
Facultad de Ingeniería
Departamento de Ingeniería Mecánica
Junio 12 de 2018
2
Tabla de Contenido
1. Introducción........................................................................................................4
2. Antecedentes......................................................................................................6
3. Objetivos.............................................................................................................9
3.1. General.....................................................................................................9
3.2. Específicos...............................................................................................9
4. Marco Teórico...................................................................................................10
5. Verificación Teórica Motor SUA-I......................................................................14
5.1. Características Motor SS67B-3...............................................................14
5.2. Cámara de Combustión y Tobera...........................................................14
5.3. Sistema de Inyección..............................................................................25
5.4. Reservorio de Presión.............................................................................31
5.5. Tanques de Propelentes.........................................................................34
5.6. Esfuerzos en Tanques y Reservorio........................................................37
6. Puesta a Punto Motor........................................................................................42
6.1. Estado Inicial Motor.................................................................................42
6.2. Desensamble Motor................................................................................45
6.3. Solución Inconsistencias Ensamble........................................................51
6.4. Limpieza Componentes con Oxidación...................................................54
6.5. Puesta a Punto Componentes.................................................................58
6.6. Evaluación Tanque Oxidante y Reservorio.............................................59
6.7. Evaluación Cámara de Combustión........................................................63
7. Rediseño Motor SUA-I......................................................................................64
7.1. Tanque Oxidante y Reservorio Modificados...........................................64
7.2. Cámara de Combustión Modificada.......................................................69
7.3. Tanque Combustible Modificado............................................................72
7.4. Mamparo Modificado..............................................................................73
7.5. Catalizador Descomposición Peróxido de Hidrógeno............................75
7.6. Gas Presurizante....................................................................................79
8. Tiempos Prueba Estática..................................................................................81
8.1. Tiempos Teóricos...................................................................................81
3
9. Preparación Prueba Estática............................................................................86
9.1. Sistema Ignición.....................................................................................86
9.2. Vaselina en Inyectores...........................................................................91
9.3. Circuitos Activación................................................................................95
9.4. Medición Variables.................................................................................95
9.5. Ensamble Motor.....................................................................................99
9.6. Montaje Motor en Banco de Pruebas...................................................108
9.7. Acople Motor y Celda de Carga............................................................113
10. Prueba Estática...............................................................................................115
10.1. Formato Fuerza Aérea Colombiana......................................................115
10.2. Formularios Control..............................................................................115
10.3. Procedimiento.......................................................................................117
11. Costos Finales.................................................................................................121
12. Conclusiones...................................................................................................122
13. Referencias.....................................................................................................123
14. Anexos............................................................................................................126
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Lista de Figuras
Figura 1. Esquema Motor Original.
Figura 2. Motor SUA I Ensamblado.
Figura 3. Configuración básica motor cohete.
Figura 4. Teorema Momentum en Motor Cohete.
Figura 5. Configuración Cámara Combustión y Tobera.
Figura 6. Configuraciones Sistema de Inyección.
Figura 7. Sistema Presurización Sin Calentamiento (con Helio).
Figura 8. Estado Actual Motor SUA I.
Figura 9. Estado Cámara Combustión.
Figura 10. Estado Reservorio.
Figura 11. Estado Tanques Propelentes.
Figura 12. Conexiones Cámara – Tanques.
Figura 13. Estado Soldadura.
Figura 14. Unión Reservorio – Tanque Combustible.
Figura 15. Sistema Sujeción
Figura 16. Tanque Oxidante
Figura 17. Orificios Mamparo – Cámara Combustión
Figura 18. Tanques Oxidante y Combustible / Conexión Reservorio – Tanque
Oxidante.
Figuras 19-21. Sistema Inyección Propelentes.
Figura 22. Sistema Fijación Reservorio – Tanque Oxidante.
Figuras 23-24. Reservorio y Conexiones.
Figura 25. Conexión Reservorio – Tanque Combustible.
Figura 26. Cámara Combustión y Tobera.
Figura 27. Unión Mamparo - Cámara
Figura 28. Sistema Ignición.
Figura 29. Tornillos M5 Unión Mamparo – Cámara Combustión.
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Figura 30. Tapón 1/4" Reservorio.
Figura 31. Manguera Antigua.
Figura 32. Manguera Nueva.
Figura 33. Conexión Reservorio – Tanque Combustible (Modificada).
Figura 34. Válvula Solenoide Verificada.
Figura 35. Válvula Alivio Calibrada.
Figura 36. Soldadura Reservorio.
Figura 37. Soldadura Tanque Oxidante.
Figuras 38. Tapa Superior Reservorio.
Figura 39. Tapa Superior Tanque Oxidante.
Figura 40-41. Soldadura Retirada de Tanques.
Figura 42-43. Nueva Soldadura en Tanques.
Figuras 44-45. Revisión Fugas en Tanques.
Figuras 46-47. Poros e Irregularidades Cámara Combustión.
Figuras 48-49. Porosidades en Nueva Soldadura.
Figura 50. Plano Tubo Reservorio.
Figura 51. Plano Tapa Superior Reservorio.
Figura 52. Plano Tapa Inferior Reservorio.
Figura 53. Nuevos Tanque Oxidante y Reservorio.
Figura 54. Plano Tubo Cámara Combustión.
Figura 55. Plano Tapa Superior Cámara Combustión.
Figura 56. Plano Tapa Inferior Cámara Combustión.
Figura 57. Nueva Cámara Combustión.
Figura 58. Acoples Desgastados Tanque Oxidante.
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Figura 59. Nuevo Tanque Combustible.
Figura 60. Plano Mamparo Modificado.
Figura 61. Nuevo Mamparo.
Figura 62. Descomposición Peróxido de Hidrógeno.
Figura 63. Sistema Presurización Nitrógeno.
Figuras 64-66. Resina Epóxica, Cinta Scotch Blue, Sorbitol y Yeso Roca.
Figura 67. Nitrato de Potasio.
Figura 68. Tubo y Tapón Cobre.
Figura 69. Ignitor con Soldadura.
Figura 70. Ignitores con Combustible Sólido.
Figura 71. Base Ignitor.
Figura 72. Montaje Circuito Ignición.
Figura 73. Ensayo Combustión Ignitor.
Figura 74. Gráfico Temperatura Ignitor.
Figuras 75-76. Conexiones Prueba Columna de Agua.
Figura 77. Columna de 1000 [mm] de Agua en Experimento.
Figuras 78-79. Selle Vaselina con Gasolina y Peróxido de Hidrógeno.
Figura 80. Orificios Medición Temperatura y Presión.
Figura 81. Termocupla Cole Parmer.
Figura 82. Transductor de Presión Omega.
Figura 83. Celda de Carga de 100 [lb].
Figura 84. Transductor de Presión EBCHQ.
Figura 85. Celda de Carga Lexus 50 [kg].
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Figura 86. Motor SUA-I Nuevo – Ensamble S7.
Figura 87. Banco de Pruebas UCAND-3.
Figura 88. Banco de Pruebas Motor Horizontal.
Figura 89. Esquema Inclinación Motor.
Figura 90. Montaje Inclinación Camisa en Banco de Pruebas.
Figura 91. Placa Soporte Celda Carga.
Figura 92. Ajuste entre Camisa y Placa Soporte.
Lista de Tablas
Tabla 1. Tipos Tobera.
Tabla 2. Comparación Valores Teóricos y Valores Previos - Cámara de Combustión.
Tabla 3. Diámetros Entrada y Salida Boquillas 1/8” HH-1 y 1/8” HH-2.
Tabla 4. Comparación Valores Teóricos y Valores Previos - Inyectores.
Tabla 5. Comparación Valores Teóricos y Valores Previos – Tanques.
Tabla 6. Comparación Antes y Después Piezas Desoxidadas.
Tablas 7-8. Tiempos Producción Oxígeno.
Tabla 9. Instructivo Ensamble
Tabla 10. Costos Finales.
Lista de Símbolos
• F: Empuje [N]
• m: Masa [kg]
• a: Aceleración [m/s2]
• v: Velocidad [m/s]
• t: Tiempo [s]
• m: Flujo másico [kg/s]
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• Ae: Área de salida tobera [m2]
• Pe: Presión de salida tobera [Pa]
• Pa: Presión atmosférica [Pa]
• mp: Flujo másico gases/propelentes [kg/s]
• ve: Velocidad de salida tobera [m/s]
• Px: Presión en sección X [Pa]
• Vx: Volumen específico en sección X [m3/N]
• R: Constante del gas [m/K]
• Tx: Temperatura en sección X [K]
• Ax: Área de flujo en sección X [m2]
• vx: Velocidad flujo en sección X [m/s]
• k: Coeficiente de calor específico [-]
• Me: Número Match a la salida de la tobera [-]
• Mi: Número Match a la entrada de la tobera [-]
• ve: Velocidad flujo a la salida de la tobera [m/s]
• ae: Velocidad del sonido a la salida de la tobera [m/s]
• Te: Temperatura gases en salida de la tobera [K]
• g: Aceleración de la gravedad [m/s2]
• (Pc)ns: Presión en la cámara de combustión [Pa]
• Pt: Presión en la garganta de la tobera [Pa]
• (Tc)ns: Temperatura en la cámara de combustión [Pa]
• Ae: Área de flujo a la salida de la tobera [m2]
• At: Área de flujo en la garganta de la tobera [m2]
• Is: Impulso específico [N*s]
• Cf: Coeficiente de empuje [-]
• c∗: Velocidad característica [m/s]
• Tf: Temperatura de flama adiabática [K]
• PM: Peso molecular [kg/kmol]
• ∆Pi: Caída de presión de inyección
• ρ: Densidad del propelente (combustible u oxidante) [kg/m3]
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• Cd: Coeficiente adimensional de descarga (= 0,50 − 0,92)
• V: Velocidad de inyección por inyector de combustible u oxidante [m/s]
• A: Área orificio de un inyector de combustible u oxidante [m2]
• mc: Flujo másico de combustible [kg/s]
• mo: Flujo másico de oxidante [kg/s]
• O/F: Relación flujo oxidante y flujo combustible [-]
• mg: Masa de presurizante [kg]
• Pr: Presión reservorio [Pa]
• Vr: Volumen total reservorio [m3]
• Rg: Constante del gas [m/K]
• Tr: Temperatura reservorio (hielo seco) [K]
• ρc: Densidad combustible [kg/m3]
• %Vlibrec: Porcentaje volumen libre en el tanque combustible.
• ρo: Densidad oxidante [kg/m3]
• %Vlibreo: Porcentaje volumen libre en el tanque oxidante.
• η: Factor de seguridad [-]
• Sy: Esfuerzo de fluencia material [Pa]
• Sw: Esfuerzo permitido [Pa]
• Pt: Presión interna del tanque [Pa]
• Rt: Radio del tanque [m]
• tw: Espesor del tanque [m]
• λ: Coeficiente dilatación térmica [1/K]
• E: Módulo elasticidad material [Pa]
• ∆T: Gradiente temperatura [K]
• ν: Coeficiente Poisson [-]
• h: Altura [m]
• dint: Diámetro interno [m]
• VTotal: Volumen total [m3]
• θ: Ángulo de inclinación [°]
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1. Introducción
A lo largo de la historia, el hombre ha venido desarrollando y creando unas
máquinas con propulsión autónoma con el fin de navegar el espacio, denominadas
cohetes. Estos se pueden clasificar dependiendo del combustible utilizado, siendo
sólido, líquido o híbrido.
Los cohetes son un vehículo completo que se impulsa por un motor en el que la
masa propulsada y la fuente de energía para impulsarla están contenidas en el
mismo. Este motor logra proporcionar el empuje necesario para el movimiento,
haciendo uso de la tercera ley de Newton (acción-reacción). La acción involucra la
expulsión a altas velocidades de partículas (gases), generadas en procesos
químicos y/o físicos; mientras la reacción, se determina como el movimiento del
cohete en la dirección opuesta a la expulsión de las partículas [1].
Dentro de la Universidad de los Andes, surgió el Proyecto Uniandino Aeroespacial
(PUA) por el interés de varios estudiantes del departamento de Ingeniería Mecánica
y el profesor Fabio Rojas, que tiene como fin el estudio, desarrollo y construcción
de cohetes a escala. Dicho proyecto con el paso de los años ha venido realizando
diversas misiones involucrando diferentes motores y cohetes, muchas de ellas
exitosas, con lo que se ha venido fortaleciendo el estudio del ámbito aeroespacial
dentro de la universidad [2].
Para la consecución del objetivo principal del PUA, se han venido realizando
proyectos y tesis de pregrado y de maestría. Entre estos se encuentra el de Andrés
Florián, base para la presente propuesta de proyecto de grado a desarrollar, el cual
se centró en el diseño y manufactura de un motor de combustible líquido llamado
SUA-I; con la finalidad de tanto mejorar el desempeño respecto a un motor base de
comparación (SS67B-3), como que pudiera ser fabricado con los materiales y
procesos disponibles en el mercado nacional [3].
El proyecto plantea un objetivo principal de lograr adecuar el motor SUA-I y
realizarle una prueba en banco estático, con el fin de evaluar un posible lanzamiento
del cohete EAGLE en una misión del PUA.
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Para lograr esto se determina una metodología a seguir en este proyecto de grado,
con lo cual, basándose en una revisión bibliográfica, y una verificación del ensamble
del motor, además de sus componentes, se compara con lo definido en el proyecto
de grado donde fue diseñado y manufacturado. Posteriormente se evalúan
inconvenientes involucrados en fallas de encendido del motor SUA-I en intentos
anteriores, como lo fueron el trabajo de Juan Pinzón en su proyecto de grado [4] y
el problema especial de pregrado de Edgar Avendaño [5].
Con base en estos proyectos, se puede evaluar un posible rediseño de algún
componente del motor o correcciones necesarias en su ensamble, para finalmente
realizársele una prueba estático y poder estudiar de su desempeño y eficiencia, en
miras del posible uso del mismo en una misión que involucre el cohete EAGLE;
siempre encontrando, estableciendo y corrigiendo los posibles errores u omisiones
en el ensamble, verificación, chequeo y encendido del motor, o de la preparación
del mismo banco de pruebas.
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2. Antecedentes
La tesis del estudiante Andrés Florián, base para la presente propuesta de proyecto
de grado a desarrollar, se centró en el diseño y manufactura de un motor de
combustible líquido llamado SUA-I; con la finalidad de tanto mejorar el desempeño
respecto a un motor base de comparación (SS67B-3), como que pudiera ser
fabricado con los materiales y procesos disponibles en el mercado nacional [3].
Inicialmente en su documento postula un marco teórico para lograr comprender los
fenómenos físicos involucrados en el funcionamiento de un motor de este tipo,
donde especifica la elección del combustible, el diseño de la tobera y de la cámara
de combustión, selección de inyectores y configuración del sistema de inyección.
Además de establecer los materiales que se utilizan para manufacturar estos
motores a pequeña escala.
Posteriormente, se explica que para la concepción del motor de cohete se partiría
de uno existente disponible en el mercado internacional. Pero que, por dificultades
en el proceso de exportación, se debía recurrir a la opción de basarse en los planos
especificados del mismo, y manufacturarlo con técnicas y materiales asequibles en
el mercado local. A continuación, se muestra un esquema que resume sus
componentes principales.
Figura 1. Esquema Motor Original. [6]
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Previo al diseño de cada componente, Florián explicó diferentes modificaciones y
adaptaciones que le hizo a los planos de manufactura del modelo original, ya que la
consecución de diferentes elementos estaba restringida por mercados fuera del
local, y se habría incurrido en costos de muy alto valor. En estos cambios, no se
evaluaron únicamente componentes hidráulicos, pero de materiales y procesos de
manufactura.
En cuanto a elementos hidráulicos que fueron modificados, se encuentran la válvula
solenoide, válvula de alivio e inyectores, por componentes con funciones y rangos
de funcionamiento equivalentes a los especificados por el fabricante. Mientras otros
elementos como el interruptor de presión y el regulador de presión fueron
desacoplados del motor, tanto para disminuir la complejidad de este como reducción
final de costos.
Por parte de los materiales de construcción hubo modificaciones de aluminio 6061-
T6 por uno 7075-T6, y para partes sometidas a altas temperaturas se opta por un
acero SAE 1020.
Por otra parte, se inició toda una sección de cálculos teóricos para diseñar la tobera
y la cámara de combustión, a partir del comportamiento de presiones, temperaturas
y velocidad de los propelentes y gases involucrados. De forma similar, el diseño del
sistema de inyección se realizó con base en los inyectores y configuración elegidos,
obteniéndose así la curva de consumo de propelentes y la presión dentro del
reservorio como productos de este análisis. Con estos resultados, también fue
posible estimar una curva de comportamiento del empuje del motor respecto al
tiempo de vuelo.
Para verificar como funcionaria el motor diseñado y especificado en la parte de
cálculos teóricos, se propuso realizar una simulación computacional del lanzamiento
del cohete. Para este se le introdujeron parámetros como las dimensiones del
fuselaje, curva de empuje del motor, curva de consumo de propelentes y ubicación
del centro de masa del cohete. En estas simulaciones se alcanzó una altura de 3200
[ft] y una velocidad máxima de 350 [m/s], con un tiempo de apogeo de 21,1 [s].
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Como parte final del proyecto se habla del proceso de manufactura seguido y los
materiales utilizados para esto. Los tanques de oxidante y combustible, además del
reservorio fueron manufacturados a partir de tuberías de aluminio 7075-T6. Donde
el reservorio y el tanque de oxidante requirieron soldarse a dos tapas del mismo
material con el fin de conformar el cilindro. El mamparo que se permite el selle
correcto entre la cámara de combustión y el sistema de inyección, fue construido
según indicaciones del modelo original, usando también aluminio 7075-T6.
El sistema de inyección consiste en los inyectores y acoples de conexión,
seleccionados en la sección de modificaciones en elementos hidráulicos, siendo un
diseño similar al del motor base. La cámara de combustión y tobera al ser elementos
totalmente dependientes, se manufacturaron del mismo acero SAE 1020, y fueron
unidos entre si mediante rosca.
Uno de los procesos de construcción del motor más complicada, fue el ensamble
de todas las partes manufacturadas. Ya que se debía asegurar un acople exacto
entre componentes, además de una verificación de posibles fugas de propelentes y
un correcto ajuste entre uniones de soldadura o roscadas. Se requirió asegurar una
buena alineación del conjunto completo, por lo que constantemente se rectificaba
con un nivel.
Figura 2. Motor SUA I Ensamblado. [3]
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3. Objetivos
3.1. General
3.1.1. Adecuación, puesta a punto y prueba en banco estático del motor de
combustible líquido portátil SUA-I
3.2. Específicos
3.2.1. Comprender los principios de funcionamiento de cohetes con combustible
líquido, y verificar la construcción del motor SUA-I conforme a lo
especificado en el proyecto de grado donde fue diseñado.
3.2.2. Determinar fallas en pruebas anteriores y corregirlas con un rediseño de
los elementos involucrados.
3.2.3. Adecuación del motor respecto a su geometría y funcionalidad para
transporte; y en términos de ensamble y ajuste para ensayo, basándose
en lanzamiento cohete EAGLE.
3.2.4. Preparación banco estático para pruebas. Para en futuras pruebas
evaluar el funcionamiento del motor de propulsión, caracterizando y
midiendo el desempeño de este.
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4. Marco Teórico
El objetivo del motor de un cohete es generar empuje (fuerza), más específicamente
para este proyecto, producido a través de la combustión de propelentes líquidos
(combustible y oxidante), debido a una liberación de energía térmica a partir de
energía química. Existen otros tipos de motores que proveen empuje por reacciones
nucleares, por radiación solar, energía eléctrica, entre otras, pero que no serán
detalladas ya que no son objetivo de estudio del presente trabajo.
En términos generales, en los motores de combustión químicos, los propelentes se
encuentran almacenados en unos tanques de presión estática, y al ingresárseles un
gas a alta presión, se fuerza al combustible y oxidante a ingresar a la cámara de
combustión. En esta se producen gases a altas temperaturas y presiones, por medio
de reacciones químicas, ya sea por propelentes sólidos o líquidos (motor de enfoque
del proyecto).
Estos gases son liberados por la tobera que se encarga de convertir la baja
velocidad, alta presión y alta temperatura (5000 [°F] a 6000 [°F]) provenientes de la
cámara, en gases con alta velocidad (5000 a 12000 [ft/s]), baja temperatura
(cercano a 3000 [°F]) y baja presión [7].
Para el caso de este proyecto se trabajará con un motor de cohete de propelentes
líquidos (gasolina y peróxido de hidrógeno, elegidos por la empresa diseñadora),
donde al existir dos diferentes propelentes se denomina bipropelente a este tipo.
Cada uno de estos es contenido en tanques separados, y son mezclas solo hasta
llegar a la cámara de combustión. En la actualidad son utilizados por su alto
rendimiento.
La combustión de estos compuestos se inicia usando dispositivos de ignición como:
detonadores químicos pirotécnicos, chispas eléctricas, inyección de un combustible
u oxidante inflamable, entre otras. De igual forma, algunos propelentes pueden ser
del tipo hipergólico, que al entrar en contacto genera un encendido espontáneo; por
lo que es importante manejar sus riesgos de explosiones violentas.
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Figura 3. Configuración básica motor cohete.
Para poder analizar el proceso de generación del empuje en el motor, se recurre a
la segunda ley de Newton provista con la siguiente ecuación:
F = m ∙ a
Ecuación 1. Segunda ley de Newton. [8]
De aquí se sabe que fuerza es igual a masa por aceleración. Conociendo la relación
entre velocidad, aceleración y tiempo, donde la aceleración es el cambio de
velocidad en el tiempo, se puede obtener una relación entre ambos principios:
v = a ∙ t
Ecuación 2. Relación Aceleración y Velocidad. [8]
F =m
t∙ v = m ∙ v
Ecuación 3. Segunda ley de Newton replanteada. [8]
Esta última expresión es conocida como el teorema de momentum, y explica el
empuje en los cohetes. Aplicada a los motores, la ecuación 3, puede representar la
masa (o flujo másico) y velocidad del cohete o de los gases eyectados, siendo
iguales en magnitud, pero con dirección opuesta (sentido del movimiento cohete es
contrario al de la expulsión de gases).
Para el diseño del motor de cohete, la ecuación 3 se aplicará a los gases de salida,
puesto que es de interés la conversión de la energía química de los propelentes en
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energía térmica, y por ende en la energía cinética de los productos gaseosos de
combustión.
En la figura 4, se puede ver el comportamiento del teorema de momentum en la
configuración cámara de combustión – tobera. En esta se observan los vectores de
empuje, expulsión de gases y efectos de las presiones internas/externas en el
sistema.
Figura 4. Teorema Momentum en Motor Cohete. [8]
Basándose en la ecuación 3, donde la fuerza neta actuando sobre la cámara es
equivalente al flujo de momentum de salida de la cámara, se puede evaluar la figura
4, revisando las fuerzas vectoriales que actúan en la misma dirección del empuje.
Como resultado de fuerza neta, se obtiene la sumatoria de la presión de salida de
los gases de combustión y la presión atmosférica (que actúan en direcciones
opuestas sobre la misma área de salida de la tobera), y la ya mencionada fuerza de
empuje del sistema.
F − AePe + AePa = mp ∙ ve
F = mp ∙ ve + Ae(Pe − Pa)
Ecuación 4. Comportamiento Empuje del Motor. [8]
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5. Verificación Teórica Motor SUA-I
5.1. Características Motor SS67B-3
Antes de iniciar con los cálculos utilizando las ecuaciones presentadas, se presenta
la información general y características de funcionamiento provistas por la empresa
que lo diseñó, y que se encuentran disponibles al público en su página web [6].
Estos fueron utilizados por Florián para sus aproximaciones teóricas.
• Empuje promedio: 170 [N]
• Tiempo de quema: 18 [s]
• Impulso total: 3060 [N*s]
• Temperatura cámara de combustión: 400 [°C]
• Presión de la cámara de combustión: 70 [psi]
• Velocidad de salida de los gases: 1,82 [Mach]
• Velocidad Máxima: 0,80 [Mach]
• Razón de expansión de la tobera (salida/garganta): 1,5
• Altitud máxima: 5000 [ft]
• Combustible: Gasolina
• Oxidante: 50% solución de peróxido de hidrógeno
• Peso sin carga: 7 [kg]
5.2. Cámara de Combustión y Tobera
5.2.1. Ecuaciones Cámara de Combustión y Tobera
Para determinar las ecuaciones de diseño del sistema cámara – tobera, resultados
que se compararán con lo dimensionado por Andrés Florián y Juan Pinzón, no habrá
enfoque en derivar las ecuaciones básicas concernientes al flujo de gases en forma
teórica, pero en su aplicación en la configuración actual de los cohetes. Es
importante, de igual forma, establecer todas las condiciones ideales a asumir para
realizar estos los cálculos de flujo de gases [8].
• Composición homogénea de gas ideal.
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• No existe transferencia de calor en las paredes del motor, siendo un proceso
adiabático. Y al no considerarse un incremento en la entropía, se establece
como reversible. Siendo un proceso isentrópico.
• Flujo en estado estacionario y unidimensional.
• Equilibrio químico establecido en la cámara de combustión, es invariable en
la tobera.
Con estos supuestos definidos, es ahora determinante mencionar las diferentes
variables a considerar y calcular para este subsistema del motor. La siguiente
imagen muestra esto.
Figura 5. Configuración Cámara Combustión y Tobera. [8]
En esta anterior figura se pueden evidenciar cuatro etapas importantes a analizar
para los propelentes. Se divide el recorrido de los gases en inyección, entrada a la
tobera, garganta y salida tobera, cada una con su subíndice correspondiente (inj, i,
t, e), por lo que los gases tendrán diferentes propiedades de estado en cada una de
estas partes.
Para introducir las ecuaciones a utilizar para el diseño de la cámara de combustión
y la tobera, se debe recurrir la ley de los gases ideales, el principio de conservación
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de materia y flujo para proceso isentrópico. Estas se enuncian a continuación, y
funcionan para cualquier sección X:
PxVx = RTx
Ecuación 5. Ley de los Gases Ideales. [8]
mp =Axvx
Vx= constante
Ecuación 6. Principio Conservación Materia. [8]
PxVxk = constante
Ecuación 7. Flujo Isentrópico. [8]
Para obtener la constante del gas, la literatura que propone los cálculos genera el
valor de R con unidades [ft/°R], por lo que, para posteriores cálculos en unidades
del sistema internacional, debe calcularse un factor de conversión.
R [ft
°R] =
1544
PMproductos
Ecuación 8. Constante del Gas. [8]
Definidas las bases teóricas de gases ideales y flujos isentrópicos, se puede
proceder a mencionar las diferentes ecuaciones a utilizar para el cálculo de las
variables de estados de los gases de combustión en la cámara; con las que
finalmente se dimensionan la tobera y cámara.
Para comprender las fórmulas que siguen, es necesario especificar una nueva
variable denominada número de Mach, que simplemente es la relación entre la
velocidad de un flujo respecto a la velocidad del sonido a esas mismas condiciones.
Me =ve
ae
Ecuación 9. Número de Mach Salida Tobera. [8]
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De igual forma, antes de introducir las fórmulas para cálculos de las variables de
estado del gas, se debe definir las ecuaciones de cálculo para la velocidad del
sonido según la literatura consultada.
ae = √g ∙ k ∙ R ∙ Te
Ecuación 10. Velocidad del sonido Salida Tobera. [8]
En primer lugar, se muestran la relación entre las presiones de la cámara y de la
tobera:
Pt
(Pc)ns= [
2
(k + 1)]
k(k−1)
Ecuación 11. Relación Presión Garganta Tobera y Presión Total Cámara. [8]
Para la temperatura de los propelentes en la garganta o salida de la tobera, se hace
uso de las relaciones termodinámicas entre propiedades, basándose en los
procesos isentrópicos considerados.
Te−t = (Tc)ns [Pe−t
(Pc)ns]
k−1k
Ecuación 12. Relación Temperatura Tobera y Temperatura Cámara Combustión. [8]
De forma similar, se provee la fórmula correspondiente para el cálculo de la
velocidad en la salida de la tobera.
ve = √(2 ∙ g ∙ k
k − 1) R ∙ (Tc)ns [1 − [
Pe
(Pc)ns]
k−1k
]
Ecuación 13. Velocidad Gases en Salida Tobera. [8]
Un valor importante para el diseño de la tobera es el coeficiente de expansión de la
tobera, representado por la relación entre el área de salida respecto al área de la
garganta de la tobera, ya que representa de qué forma se transforma la alta presión
de los gases en alta velocidad de expulsión, generando así el empuje requerido.
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Ae
At =
(2
k + 1)
1k−1
[(Pc)ns
Pe]
1k
√k + 1k − 1
[1 − (Pe
(Pc)ns)
k−1k
]
Ecuación 14. Coeficiente Expansión Tobera. [8]
Por otro lado, es de gran utilidad recurrir al cálculo de parámetros de desempeño
del motor, para de esta forma corroborar resultados obtenidos con las ecuaciones
ya descritas, o por el contrario ayudar al dimensionamiento del conjunto cámara –
tobera. En las siguientes fórmulas se introducirán nuevas variables de cálculo, pero
que va estrechamente ligadas a las que se han ido mencionando.
Como primer parámetro aparece el impulso específico, siendo función del empuje
total y el flujo másico de propelentes. Y se calcula de la siguiente manera:
Is =F
mp ∙ g
Ecuación 15. Impulso Específico Método 1. [8]
También se presenta una forma alterna para obtener el valor del impulso específico,
haciendo uso de dos nuevos parámetros de desempeño, siendo el coeficiente de
empuje y una denominada velocidad característica. La primera representa una
comparación entre la fuerza generada por la expansión de los gases en la tobera,
con relación a si esta fuese generada por la cámara de combustión sobre el área de
la garganta (sin expansión). La velocidad característica mide el rendimiento de la
combustión, determinando cuanto flujo de propelentes debe existir para mantener
la presión en la cámara.
Cf =F
At ∙ (Pc)ns
Ecuación 16. Coeficiente Empuje. [8]
24
c∗ =√g ∙ k ∙ R ∙ Tf
k√[2
k + 1]
k+1k−1
Ecuación 17. Velocidad Característica. [8]
Con estos dos nuevos parámetros introducidos, se puede calcular de forma alterna
el impulso específico así:
Is =c∗Cf
g
Ecuación 18. Impulso Específico Método 2. [8]
5.2.2. Diseño Cámara de Combustión y Tobera
Para la cámara y tobera se utilizarán los datos de presión en la cámara, temperatura
en la cámara, empuje y relación de expansión, tanto para poder desarrollar los
cálculos como para que inicialmente se cumplan con estas características de
funcionamiento del motor.
De igual forma, en la medida que se utilizan las ecuaciones 5 a 18, se deben asumir
o estimar algunos valores tal como son: el coeficiente de calor específico, la presión
atmosférica, el mach de entrada de la tobera y el peso molecular de los productos
de combustión. Esto con el fin de simplificar cálculos y poder basar aproximaciones
de la literatura teórica.
A continuación, se listan, en unidades del sistema internacional, los datos de los
valores estimados:
k = 1,2 [7]
Mi = 0,20 [8]
Mt = 1 [8]
PMproductos = 24 [g
mol] [7]
25
El primer paso en estos cálculos es determinar la presión en la garganta de la
tobera, conocidos el coeficiente de calor específico y la presión dentro de la cámara
de combustión, usando la ecuación 11:
Pt
(Pc)ns= [
2
(k + 1)]
k(k−1)
Pt
4,83 × 105 Pa= [
2
(1,2 + 1)]
1,2(1,2−1)
Pt = 2,72 × 105 [Pa] ≈ 41 [psi]
Conocida esta presión, es ahora necesario determinar la presión de los gases a la
salida de la tobera, por lo que sabiendo que la relación de expansión es 1,50 se
puede proceder a usar la ecuación 13.
Ae
At =
(2
k + 1)
1k−1
[(Pc)ns
Pe]
1k
√k + 1k − 1
[1 − (Pe
(Pc)ns)
k−1k
]
1,50 =(
21,2 + 1)
11,2−1
[4,83 × 105 [Pa]
Pe]
1k
√1,2 + 11,2 − 1 [1 − (
Pe
4,83 × 105 [Pa])
1,2−11,2
]
Pe = 9,38 × 104 [Pa]
Definidas las presiones de trabajo, se deben obtener la temperatura a las que se
sometería la tobera. Se recurrirá a la ecuación 12 para obtener la temperatura en la
garganta y en la salida de la tobera.
Tt = (Tc)ns [Pt
(Pc)ns]
k−1k
26
Tt = 673,15 [K] [2,72 × 105 [Pa]
4,83 × 105 [Pa]]
1,2−11,2
= 611,95 [K]
Te = 673,15 [K] [9,38 × 104 [Pa]
4,83 × 105 [Pa]]
1,2−11,2
= 512,31 [K]
Para poder calcular el número de Mach a la salida de la tobera es necesario conocer
la velocidad del sonido en esta etapa. Debido a esto se usa la ecuación 10, pero
previamente se debe conocer el valor de la constante del gas de combustión para
ser aplicado en estos cálculos, por lo que aparece la ecuación 8.
R =1544
PMproductos
R =1544
24[
ft
°R] (
0,3048 [m]
1 [ft]) (
1,8 [°R]
1 [K]) = 35,30 [
m
K]
ae = √g ∙ k ∙ R ∙ Te
ae = √9,81 [m
s2] ∙ 1,2 ∙ 35,30 [
m
K] ∙ 512,31 [K]
ae = 461,37 [m
s]
Para obtener el valor de la velocidad de salida de los gases, se debe usar la
ecuación 13, que modela su comportamiento respecto a varias propiedades
termodinámicas dentro de la cámara. Y con este valor ya es posible hallar el número
de Mach para la salida con la ecuación 9.
ve = √(2 ∙ g ∙ k
k − 1) R ∙ (Tc)ns [1 − [
Pe
(Pc)ns]
k−1k
]
27
ve = √(2 ∙ 9,81 [
ms2] ∙ 1,2
1,2 − 1) ∙ 35,30 [
m
K] ∙ 673,15 [K] [1 − [
9,38 × 104 [Pa]
4,83 × 105 [Pa]]
1,2−11,2
]
ve = 817,49 [m
s]
Me =ve
ae
Me =817,49 [
ms ]
461,37 [ms ]
Me = 1,77
Caracterizado el tipo de flujo de salida de los gases de combustión, siendo
supersónico (número de Mach es superior a la unidad [9]), es importante calcular
los parámetros de desempeño del motor, siendo el coeficiente de empuje, la
velocidad característica y el impulso específico. Las ecuaciones 16, 17 y 18 se usan
para determinarlos, donde se requiere conocer el diámetro de la garganta de la
tobera con 17,8 [mm] para obtener el área de esta, además de la temperatura de
flama adiabática de 3294,26 [K] para la mezcla oxígeno y gasolina [7].
Cf =F
At ∙ (Pc)ns
Cf =170 [N]
(𝜋 (0,0178 [m]
2 )2
) ∙ 4,83 × 105 [Pa]
= 1,42
c∗ =√g ∙ k ∙ R ∙ Tf
k√[2
k + 1]
k+1k−1
28
c∗ =√9,81 [
ms2] ∙ 1,2 ∙ 35,30 [
mK] ∙ 3294,26 [K]
1,2√[2
1,2 + 1]
1,2+11,2−1
c∗ = 1646,81 [m
s]
Is =c∗Cf
g
Is =1646,81 [
ms ] ∙ 1,42
9,81 [ms2]
Is = 237,62 [s]
Este impulso específico obtenido se puede comparar con el mencionado en la
literatura de 242 [s] para un motor líquido con una configuración similar [7], por lo
que el dato calculado se aproxima bastante a lo que se espera teóricamente.
Con estos parámetros obtenidos, se aplica la ecuación 15, con el fin de obtener el
flujo másico de propelentes (o de gases de combustión) que recorren el motor.
Is =F
mp ∙ g
237,62 [s] =170 [N]
mp ∙ 9,81 [ms2]
mp = 0,073 [kg
s]
Un último cálculo que realizar es determinar si la tobera cumple con ser de tipo
supersónico (forma con la que se construirá), comparando dos valores que se
obtienen por cálculos sencillos.
29
Tabla 1. Tipos Tobera. [10]
(Pc)ns
Pe=
P1
P2> (
k + 1
2)
kk−1
4,83 × 105 [Pa]
9,38 × 104 [Pa]> (
1,2 + 1
2)
1,21,2−1
5,15 > 1,77 (Supersónico)
Comparando los dos valores que se debían calcular, efectivamente se comprueba
que tanto la configuración como el funcionamiento del motor debería ser de tipo
supersónico y por ende la geometría apropiada que se usa en las toberas de
cohetería.
Para comprobar los datos calculados previamente en los trabajos de Florián [3] y
Pinzón [11], y con esto reafirmar que efectivamente representan el modelo teórico
del motor, se determinará un porcentaje de error entre los datos teóricos obtenidos
y los valores que produjeron los antes mencionados.
30
Tabla 2. Comparación Valores Teóricos y Valores Previos - Cámara de Combustión.
Se observa que los valores calculados por teoría, tomando como base los datos
provistos por la empresa que inicialmente diseño este motor, son similares a los
obtenidos por los estudiantes que previamente trabajaron en este.
5.3. Sistema de Inyección
5.3.1. Ecuaciones Sistema de Inyección
La literatura nos muestra diversos tipos de distribución de inyectores en este
sistema, entre los cuales se encuentras: “showerhead”, doble, triple, quíntuple, etc.
Las siguientes figuras muestran estos tipos de inyección:
Figura 6. Configuraciones Sistema de Inyección. [8]
31
Observando el documento en el que se explica la manufactura inicial del motor SUA,
se encuentra que el sistema de inyección en este caso es de 6 inyectores de
oxidante y 1 inyector para el combustible que se encuentra en el centro. Con esto,
se podría concluir que la distribución de este sistema es muy similar al quíntuple,
siendo un diseño altamente utilizado, donde en lugar ser una relación 4:1, en esta
oportunidad es de 6:1 pero dejando uno en el centro y los otros 6 impactándolo
desde el exterior.
Enfocándose ahora en las variables que se tendrán en cuenta, y con las cuales se
asegurará el buen funcionamiento del sistema de inyectores, es necesario introducir
la ecuación brindada por la teoría de inyección de fluidos que determina la caída de
presión involucrada en este proceso. También se presenta la ecuación de
conservación de masa, pero esta vez dependiente de la densidad de cada
propelente y con la que se obtendrá la velocidad de inyección del combustible y
oxidante.
∆Pi =ρ
2(
V
Cd)
2
Ecuación 19. Caída Presión de Inyección. [8]
V =m
A ∙ ρ
Ecuación 20. Velocidad de Inyección. [8]
Es importante mencionar que el flujo másico de cada propelente por cada inyector
denominado m, es distinto al usado en el diseño de la tobera mp que equivale a la
suma total de flujo másico de ambos propelentes en los 7 inyectores que se
utilizarán.
Asimismo, cabe resaltar otro de los parámetros determinantes en el diseño de
motores, siendo la relación entre oxidante y combustible que entrarán en la cámara
de combustión y por ende reaccionarán. Con este valor es posible calcular cuánto
flujo de combustible será inyectado con respecto al de oxidante que ingresa.
32
mc =mp
1 + (O/F)
Ecuación 21. Flujo Total Inyección Combustible. [7]
mo = mp − mc
Ecuación 22. Flujo Total Inyección Oxidante. [7]
5.3.2. Diseño Sistema de Inyección
Como valor de partida para los cálculos de este sistema es necesario tomar una
aproximación realizada por la literatura, donde la caída de presión por el proceso de
inyección varía de entre un 15% a un 20% del total de presión en la cámara de
combustión [8]. De manera arbitraría se elige un 15% para calcular esta caída de
presión, obteniéndose así ∆Pi = 7,24 × 104 [Pa] = 10,50 [psi] para cada uno de los
inyectores, sea de combustible o de oxidante.
Obtenido este valor, es necesario definir el valor de coeficiente de descarga que se
encuentra entre 0,50 y 0,92 [8], y se tomará de 0,60; además de las densidades de
los propelentes, siendo 1192 [kg/m3] para el peróxido de hidrógeno al 50% [12] y
712,82 [kg/m3] [7] para la gasolina. Con estos datos ya es posible utilizar la ecuación
19, para así calcular las velocidades por inyector según el propelente.
∆Pi =ρ
2(
V
Cd)
2
7,24 × 104 [Pa] =1192 [
kgm3]
2(
VH2O2
0,6)
2
VH2O2= 6,61 [
m
s]
7,24 × 104 [Pa] =712,82 [
kgm3]
2(
VGasolina
0,6)
2
33
VGasolina = 8,55 [m
s]
Es importante establecer el diámetro interno que deberán tener a partir del flujo total
de propelentes a la cámara, las velocidades de estos en cada inyector y la cantidad
de inyectores que se manejarán. Con el flujo total de propelentes hallado en el
dimensionamiento de la tobera, y con valor de 0,073 [kg/s], se pueden utilizar las
ecuaciones 21 y 22 para conocer los flujos de combustible y oxidantes respectivos.
Cabe mencionar que se elige una relación oxidante – combustible de 2,5, valor
comúnmente utilizado entre oxígeno gaseoso o líquido y gasolina.
mc =0,073 [
kgs ]
1 + (2,5)
mc = 0,021 [kg
s]
mo = mp − mc
mo = 0,073 [kg
s] − 0,021 [
kg
s] = 0,052 [
kg
s]
Es importante resaltar que inicialmente al motor se cargará peróxido de hidrógeno
líquido y que se utilizará permanganato de potasio para descomponerlo en agua y
oxígeno según lo especificado por el fabricante del motor [13], mediante la siguiente
reacción.
2KMnO4ac+ 3H2O2ac
→ 2H2Ol + 3O2g+ 2MnO2s
+ 2KOHac
Reacción 1. Peróxido de Hidrógeno y Permanganato de Potasio. [14]
Con esto se puede observar que por cada 3 [mol] de peróxido de hidrógeno
reaccionantes, se obtendrán 3 [mol] de oxígeno gaseoso. Con la relación molar
calculada de 1:1 entre ambos, y usando el peso molecular del peróxido de 34,016
[g/mol] [15] y del oxígeno de 31,9988 [g/mol] [16], es posible obtener el flujo másico
34
de peróxido de hidrógeno basándose en el calculado de oxígeno en la ecuación 22
de 0,052 [kg/s].
0,052kgO2
s[
1 kmolO2
31,9988 kgO2
] [1 kmolH2O2
1 kmolO2
] [34,016 kgH2O2
1 kmolH2O2
] = 0,055kgH2O2
s
Encontrados los flujos de cada propelente se procede a utilizar la ecuación 20 para
determinar el área necesaria, al igual que su respectivo diámetro, en cada inyector,
pero antes dividiendo el flujo de oxidante y combustible por su respectiva cantidad
de inyectores. El motor construido cuenta con 6 inyectores de peróxido y 1 de
gasolina.
Hay que tener en cuenta que el oxidante se compone de una solución de 50% de
peróxido, por lo que el flujo total que entrará al sistema de inyección se considerará
como el doble del flujo de oxidante calculado anteriormente.
V =m
A ∙ ρ
6,61 [m
s] =
0,055 ∗ 26 [
kgs ]
AH2O2∙ 1192 [
kgm3]
AH2O2= 2,53 × 10−6 [m2]
DH2O2= 1,79 [mm]
8,55 [m
s] =
0,0211 [
kgs ]
AGasolina ∙ 712,82 [kgm3]
AGasolina = 3,42 × 10−6 [m2]
DGasolina = 2,09 [mm]
Con base en estos diámetros encontrados, es posible compararlos con el de los
inyectores ya dispuestos en el SUA I (que se estimará como un promedio entre la
35
entrada y salida de cada boquilla) y determinar si, basándose en la teoría, fueron
bien seleccionados. Donde la boquilla HH-1 corresponde a la de gasolina y la HH-2
a cada una de las 6 de peróxido.
Tabla 3. Diámetros Entrada y Salida Boquillas 1/8” HH-1 y 1/8” HH-2. [17]
Tabla 4. Comparación Valores Teóricos y Valores Previos - Inyectores.
Comparando las dimensiones de los inyectores, se evidencia una diferencia máxima
de 18% para los del oxidantes, por lo que la elección de inyectores de 1/8” de
entrada es válida basada en la literatura, y más aún por tratarse de piezas
estandarizadas.
5.4. Reservorio de Presión
5.4.1. Ecuaciones Reservorio de Presión
Este sistema se encargará del transporte de ambos propelentes, cada uno desde
su respectivo tanque, hacia la cámara de combustión. Aunque existe también la
alimentación de propelentes utilizando turbobombas para transportar cada fluido, al
tratarse de un cohete y motor pequeños, y de alcance y empuje bajos, el sistema
Inyector Valor Teórico
Valor Promedio
Entrada y Salida %Error
D H2O2 [mm] 1,79 2,19 18%
D gasolina [mm] 2,09 1,98 5%
1/8HH-1 y 1/8HH-2
1/8HH-1 y 1/8HH-2
36
de gas presurizado es la mejor y más simple opción que elegir; tal y como fue
diseñado y construido el motor SUA.
Dentro de esta clasificación existen 4 subdivisiones: sistemas de gas almacenado,
sistemas de evaporación de propelentes, sistema de evaporación de no-propelentes
y sistemas que usando productos de reacciones químicas. En el motor en que este
trabajo está enfocado, posee un reservorio de presión destinado a cumplir la función
de sistema de presurización para la alimentación. Evaluando cada una de las cuatro
diferentes configuraciones, se determina que efectivamente es un tanque el cual
almacenará gas de dióxido de carbono. Esto sucede una vez se sublima la carga
de hielo seco (dióxido de carbono en estado sólido), que es introducida al reservorio
e inicia el proceso de presurización de este, para finalmente ser utilizado como
fuente de alimentación de los propelentes a la cámara de combustión.
Para determinar cuanta masa de hielo seco debe adicionarse al reservorio de
presión, se recurre a la ley de gases ideales con el fin de calcular cuando gas de
dióxido de carbono se requiere para presurizar, a una determinada presión, el
volumen del reservorio especificado en el diseño del motor.
mg =PrVr
RgTrg
Ecuación 23. Masa Presurizante Requerida. [8]
Los sistemas de presurización que utilizan almacenamiento de gas pueden
presentar variantes si se requiere un previo calentamiento del gas, antes o durante
su recorrido hacia los tanques. Para este caso, no se considerará necesario el uso
de intercambiadores de calor en ningún momento, ya que la configuración donde no
hay calentamiento es más sencillo de diseñar; aun así, incrementa el peso total del
reservorio lleno, y por ende del motor, debido a que el gas posee mayor densidad a
menor temperatura.
En la siguiente figura se muestra un esquema común del sistema de presión
utilizado en un motor sin intercambiadores de calor, donde se encuentra un tanque
reservorio que contendrá el gas presurizante (en este caso dióxido de carbono),
37
posterior se coloca una válvula de inicio del motor (para el SUA-I la válvula
solenoide) y posteriormente un regulador de presión (el cual no será utilizado por
simplicidad del motor trabajado).
Figura 7. Sistema Presurización Sin Calentamiento (con Helio). [8]
5.4.2. Diseño Reservorio de Presión
Para el reservorio que contendrá el hielo seco, el cual se transformará en dióxido
de carbono, con el fin de presurizar este sistema; se tomaron como base los planos
de diseño de este, donde las medidas más importantes del reservorio con forma
cilíndrica son su diámetro y su longitud, con valores de 100 [mm] y 520 [mm]
respectivamente [18].
Con estos valores es posible calcular el volumen total del reservorio y, por ende, el
volumen que ocupará el gas presurizado. Este último se utilizará en la ecuación 23,
con el fin de determinar la masa de carga de hielo seco necesaria para generar la
presión de trabajo en el reservorio de 300 [psi] (presión de diseño establecida para
el motor SUA-I) [3]. Para conocer la temperatura del reservorio se estima como la
temperatura a la que se introducirá el hielo seco, siendo equivalente a la cual el
dióxido de carbono se solidifica, siendo de 194,65 [K] [19]. Previo a esto, es
necesario calcular el valor de la constante del gas usando la ecuación 8 y el peso
molecular del dióxido de carbono de 44,01 [g/mol] [20].
38
RCO2 =
1544
PMproductos
RCO2 =
1544
44,01
[ft]
[°R](
0,3048 [m]
1 [ft]) (
1,8 [°R]
1 [K]) = 19,25 [
m
K]
mCO2=
PrVr
RgTrg
mCO2=
(300 ∙ 6894,76 [Pa]) (π4
(0,10 [m])2 ∙ 0,52 [m])
(19,25 [mK
]) (194,65 [K]) (9,81 [ms2])
mCO2= 0,230 [kg]
Respecto al valor recomendado por la empresa fabricante (195 [g]), se obtiene cerca
de un 18% de diferencia entre ambas cargas de hielo seco, error de un bajo
porcentaje; por lo que el valor determinado utilizando la ley de gases ideales, puede
ser utilizado durante la prueba estática sin inconvenientes.
5.5. Tanques de Propelentes
5.5.1. Ecuaciones Tanques de Propelentes
En lo motores de propelentes líquidos, los tanques de alimentación forman parte del
sistema de propulsión, junto con el sistema de presurización y algunos auxiliares.
Para el diseño de los tanques de los propelentes, y poder verificar los cálculos con
respecto al motor que se encuentra construido, es necesario conocer cuánto
volumen ocuparán tanto el combustible como el oxidante, dependiendo del flujo de
cada uno y el tiempo total de combustión esperado.
Vc =mc ∙ t
ρc
Ecuación 24. Volumen Combustible. [8]
39
Vtc =Vc
1 − %Vlibrec
Ecuación 25. Volumen Combustible. [8]
Vo =mo ∙ t
ρo
Ecuación 26. Volumen Tanque Combustible. [8]
Vo =Vo
(1 − %Vlibreo)
Ecuación 27. Volumen Tanque Combustible. [8]
5.5.2. Diseño Tanques de Propelentes
Se utilizarán como base de cálculos las dimensiones de cada tanque, para de esta
forma comprobar que el diseño actual de los mismos sea consistente con el análisis
teórico a realizar.
Dicho esto, es posible utilizar las ecuaciones 24 a 27 para encontrar el volumen
necesario de cada propelente y tanque, conociendo el tiempo total de quema que
es de 18 [s] y las densidades de ambos propelentes, al igual que los flujos másicos
correspondientes a cada uno, hallados en el cálculo del sistema de inyección.
Vc =mc ∙ t
ρc=
0,021 [kgs ] ∙ 18 [s]
712,82 [kgm3]
= 5,30 × 10−4 [m3] = 0,53 [L]
Vo =mo ∙ t
ρo=
0,055 ∗ 2 [kgs ] ∙ 18 [s]
1192 [kgm3]
= 1,67 × 10−3 [m3] = 1,67 [L]
Una vez se determina la cantidad de carga en volumen de ambos propelentes, se
debe calcular que volumen tendrá cada uno de los tanques donde se encontrarán.
Para ello es esencial definir cuanto volumen sobrará dentro de los tanques, una vez
40
los propelentes se haya introducido. En razón a que el oxidante y combustible serán
transportados al sistema de inyección debido a la presión que ejercerá el dióxido de
carbono proveniente del reservorio, es importante dejar un espacio considerable
para que este gas ocupe espacio en cada tanque y logre expulsar con eficiencia
ambos propelentes.
Para ambos tanques se estimarán porcentajes de vacío sobre el volumen total, a
partir de lo especificado por System Solaire Enr. según las cargas iniciales que
define en la secuencia de lanzamiento y el volumen determinado en los planos de
diseño. Para el tanque de combustible se tiene un vacío 25%, ya que de los 0,405
[L] que tiene el tanque 0,305 [L] se cargan de gasolina [13]; mientras para el tanque
de oxidante este valor será de 18%, puesto que para los 3,40 [L] que tiene el tanque
se tendrán 2,80 [L] de peróxido [13].
Vtc =0,53 [L]
1 − 0,25= 0,71 [L]
Vto =1,67 [L]
1 − 0,18= 2,04 [L]
Los volúmenes reales de los tanques que se encuentran acoplados al motor SUA I,
pueden ser calculado a partir de los planos que especifican su manufacturación.
Esto con el objetivo de comparar los datos teóricos obtenidos y poder respaldar las
dimensiones actuales. Para el tanque de oxidante se encontró un diámetro de 4” y
una longitud de 419 [mm], mientras para el de combustible estos valores son de 1/2”
y 6 [m] respectivamente [18].
Vtcreal=
𝜋
4dtc
2 htc =𝜋
4(
1
2∙
25,4
1000m)
2
(6m) = 0,76 [L]
Vtoreal=
𝜋
4dto
2 hto =𝜋
4(4 ∙
25,4
1000m)
2
(0,419m) = 3,40 [L]
41
Tabla 5. Comparación Valores Teóricos y Valores Previos – Tanques.
Observando los errores porcentuales que se obtienen al comparar los datos de
volumen teórico para cada tanque respecto a los valores actuales del motor
construido, se puede concluir que para el volumen ocupado por el combustible como
el espacio vacío utilizado por el gas presurizante en su tanque fueron bien
estimados y logran representar de manera exacta la configuración real de este.
Mientras que para el tanque de oxidante se observa un error más notorio, que puede
deberse a que la carga esperada de oxidante para la combustión haya sido algo
mayor tanto para el modelo inicial como para el diseño provisto por Florián. De igual
manera, se trabajará con la carga obtenida de 1,67 [L] para las pruebas, ya que no
se desea trabajar con una relación de oxidante/combustible por encima de la
establecida de 2,5, y teóricamente el volumen calculado satisface esto; y si se opta
por un mayor volumen de peróxido se puede incurrir en mayores gastos.
5.6. Esfuerzos en Tanques y Reservorio
5.6.1. Ecuaciones Esfuerzos
En el diseño de tanques, es importante calcular a cada uno el factor de seguridad
que tendrá bajo las condiciones de trabajo a las que se expondrán. Esto con la
finalidad de asegurar que ninguno de estos elementos falle por ser sometido a un
sobreesfuerzo por presión interna.
El valor por comparar con el esfuerzo al que podrá someterse cada elemento es el
esfuerzo de fluencia, por lo que la relación entre este valor de esfuerzo para llegar
al límite elástico del material y el esfuerzo máximo permitido será el factor de
seguridad mencionado.
Volumen Valor Teórico Valor Florián %Error
Tanque Combustible [L] 0,71 0,76 7%
Tanque Oxidante [L] 2,04 3,40 40%
42
η = 1,67 =Sy
Sw
Ecuación 28. Factor Seguridad Tanques. [8]
Para determinar qué esfuerzo será el máximo permitido, es necesario conocer la
geometría de todos los tanques, siendo todos de tipo cilíndrico (configuración dada
por motor construido).
Sw =PtRt
tw
Ecuación 29. Esfuerzo Permitido Presión Interna. [8]
En este esfuerzo permitido no se está evaluando el efecto de los gradientes de
temperatura a los que se someterán los tanques, el reservorio y por sobre todo la
cámara de combustión. La diferencia entre la temperatura interna y externa de los
tanques puede generar algunos esfuerzos que, combinados con el esfuerzo por la
presión interna, podrían generar una falla estructural en alguno de los depósitos en
cuestión. Es por esto por lo que se deben analizar en conjunto el esfuerzo de la
diferencia de temperaturas y el de presión interna, para evaluar el esfuerzo máximo
permitido.
ST =2 ∙ λ ∙ E ∙ ∆T
(1 − ν)
Ecuación 30. Esfuerzo Permitido Gradiente Temperatura. (Referencia)
5.6.2. Esfuerzos Cámara de Combustión
Para calcular el esfuerzo en la cámara, es necesario conocer que material utilizado,
ya que se requiere utilizar su módulo de elasticidad, coeficiente de dilatación térmica
y coeficiente de Poisson. Además de que el factor de seguridad será calculado con
el esfuerzo de fluencia, que debe ser igual o mayor al 1,67 especificado para
tanques, con la ecuación 28.
43
El material del cual se manufacturó la cámara de combustión es acero 1020, por lo
que E = 200 [GPa], Sy = 385 [MPa], λ = 11,9 × 10−6 [1
K] y ν = 0,29. De igual manera
el espesor se tomará de 1,55 [mm] y el diámetro de 88,9 [mm], además de un
cambio de temperatura de 200 [K], ya que así se especifica estos valores en el
trabajo de diseño [18].
SW+T =PcRc
tw+
λ ∙ E ∙ ∆T
2(1 − ν)
SW+T =(70 ∙ 6894,76 [Pa]) (
0,0889 [m]2 )
1,55 × 10−3 [m]+
2 (11,9 × 10−6 [1K]) (200 [GPa])(200[K])
(1 − 0,29)
SW+T = 147,93 [MPa]
ηcámara =Sy
SW+T=
385 [MPa]
147,93 [MPa]= 2,60 > 1,67
Al comparar el esfuerzo total que sufre la cámara de combustión en el proceso de
quema de propelentes, respecto a lo calculado por Florián [3] y Pinzón [11] con valor
de 151,40 [MPa], se observa una gran proximidad entre los mismos. Se determina
también, por el factor de seguridad obtenido, que el material elegido efectivamente
proporciona una buena resistencia tanto mecánica como a los gradientes de
temperatura.
5.6.3. Esfuerzos Reservorio
Siguiendo un proceso de análisis similar al realizado para la cámara de combustión,
se debe recurrir a las ecuaciones 29 y 30 para poder determinar el esfuerzo total
que debe soportar este elemento y que material es el más apropiado para su
manufactura.
El material de este recipiente es aluminio 7075 T6, por lo que sus propiedades
mecánicas son las siguientes: E = 72 [GPa] y Sy = 460 [MPa]; para este caso no se
44
tendrán esfuerzos por gradiente de temperatura. Para las dimensiones, se recurren
a los planos de esta pieza y se obtienen valores de diámetro de 100 [mm] y un
espesor de 4 [mm] [18].
SW+T =PrRr
tw
SW+T =(300 ∙ 6894,76 [Pa]) (
0,10 [m]2 )
4 × 10−3 [m]
SW+T = 25,86 [MPa]
ηreservorio =Sy
SW+T=
460 [MPa]
25,86 [MPa]= 17,79 > 1,67
Al igual que la cámara de combustión, en el reservorio se cumple con el requisito
de tener un esfuerzo de fluencia mayor a 1,67 veces el esfuerzo que sufrirá el
componente en cuestión. De forma similar, el valor es equivalente a lo determinado
por Florián [3], quién obtuvo 25,85 [MPa] como esfuerzo por presión interna.
45
6. Puesta a Punto Motor
6.1. Estado Inicial Motor
El motor presenta una buena apariencia estructural al igual que apropiada
alienación, además de tener todos sus componentes especificados, a excepción de
algunos tornillos pertenecientes a la unión del mamparo y la cámara. Los
subconjuntos de igual manera se encuentran bien ensamblados y conectados.
Figura 8. Estado Inicial Motor SUA I.
El manómetro, válvula solenoide y termocupla aparentan tener buena funcionalidad,
estando acoplados de manera correcta. El motor también presenta ciertas
secciones de oxidación debido al tiempo que permaneció guardado y bajo posible
presencia de humedad, más que todo en el subconjunto de cámara de combustión
y tobera. Mientras los tanques y el reservorio se encuentran con un muy buen
estado exterior.
46
Figuras 9-11. Estado Cámara Combustión, Reservorio y Tanques Propelentes.
Las uniones hidráulicas se encuentran bien selladas y completas, donde la conexión
cámara – tanque de gasolina tiene buena apariencia, mientras las del cámara –
tanque de oxidante, que son 6 diferentes tubos, se ven algo oxidadas. De manera
similar las soldaduras en el reservorio y tanque de oxidante presentan algunas
inconsistencias (exceso soldadura).
Figura 12-13. (izq.) Conexiones Cámara – Tanques y (der.) Estado Soldadura.
En la parte superior del tanque de gasolina, se observó una pequeña desalineación,
cuya conexión se dirige al reservorio. Esto puede deberse a que al ser diferentes
niples y tubos que se unen en esta sección, al igual que la cantidad de partes, pudo
haber dificultado el ensamble de estos. En esta misma unión, la tubería que
contendrá el gas proveniente del reservorio y presurizará los tanques, se encuentra
algo doblada y puede no esté permitiendo el flujo.
47
Figura 14. Unión Reservorio – Tanque Combustible.
El sistema de sujeción entre el reservorio y el tanque de oxidante, siendo los
componentes de mayor tamaño y que brindan la forma al motor, se encuentra
bastante fijo y provee al ensamble una buena estabilidad.
Figura 15. Sistema Sujeción.
Figura 16. Tanque Oxidante.
Los sellos de teflón se encontraron en buen estado y en todas las uniones roscadas
que así lo requirieran. En la unión mamparo y cámara de combustión se encontraron
tres orificios distintos a los usados para el sistema de inyección, uno de esos se usa
para acoplar la termocupla, otro se encontraba completamente sellado sin ningún
48
uso para el motor (posiblemente no deseado) y el tercero se encontraba para la
medición de alguna variable en la cámara, más específicamente la presión de esta.
Figura 17. Orificios Mamparo – Cámara Combustión.
6.2. Desensamble Motor
Se procedió al desarmado del motor SUA I, en los respectivos subconjuntos que se
especifican en los planos que detallan sus componentes y forma de ensamble. [18]
En los planos se habla de 8 diferentes subconjuntos, siendo:
SC1. Punta del cohete.
SC2. Reservorio de presión y conexiones.
SC3. Sistema de aspersión de combustible.
SC4. Fuselaje inferior.
SC5. Tanques y sistema de inyección.
SC6. Ignitor.
SC7. Cámara de combustión.
SC8. Motor
De igual forma, se identificaron 48 partes en total que componen la totalidad de cada
uno de los subconjuntos (ver Anexo 1).
49
Es importante mencionar que como solo se realizó el despiece del motor,
únicamente se tendrán en cuenta los subconjuntos SC2, SC3, SC5, SC6, SC7 y
SC8 para el conteo de partes y análisis de estado de estas.
Luego de realizarse el desacople de los diferentes sistemas de unión entre
subconjuntos, se obtuvo un diferente arreglo de estos. Esto se debe a la
configuración de los componentes del motor y de igual manera por facilidades en
su transporte.
1. Tanques oxidante y combustible, y conexión reservorio – tanque oxidante.
(SC5 y SC2)
2. Sistema de inyección de propelentes. (SC3 y SC5)
3. Sistema de fijación entre reservorio y tanque de oxidante. (SC8)
4. Reservorio. (SC2)
5. Conexión reservorio – tanque combustible. (SC8)
6. Cámara de combustión y tobera. (SC7)
7. Sistema de ignición. (SC6)
Para cada uno de estos se identificó la correspondencia con los subconjuntos SC2,
SC3, SC5, SC6, SC7 y SC8, y de la misma manera que componentes debe poseer
cada uno.
Figura 18. Tanques Oxidante y Combustible / Conexión Reservorio – Tanque Oxidante.
27 31
5
10
11
10
48 48
50
Figuras 19-21. Sistema Inyección Propelentes.
Figura 22. Sistema Fijación Reservorio – Tanque Oxidante.
29
(x6)
30
(x6)
15
16
14
25
(x6)
28
(x6) 26
(x6)
22
18
17
19 20
22
48
20
21
21
42
(x4)
51
Figuras 23-24. Reservorio y Conexiones.
Figura 25. Conexión Reservorio – Tanque Combustible.
44
4 9
9
12
10
42
11
7 8
45 46
52
Figura 26. Cámara Combustión y Tobera.
Figura 27. Unión Mamparo - Cámara
Figura 28. Sistema Ignición.
40
41
39
34
(x3)
35
(x6)
32
33
Tornillos
(x3)
36
(x2) 37
38
53
Comparando la tabla que especifica todos los componentes especificados en el
proyecto donde se construyó el motor (ver Anexo 1), respecto a la cantidad de
partes encontradas y numeradas anteriormente, se concluye que el SUA-I ha
logrado conservar casi la totalidad de estos.
Las diferencias encontradas entre el plano de ensamble y el motor desarmado son
las siguientes:
• En el subconjunto de tanques (SC5) se especifica una te de 1/8” modificada,
que se omitió en el ensamble. Debido a que, es posible que al acoplarse se
utilice solo para medición de alguna variable en esta conexión de reservorio
– tanque oxidante.
• El regulador de presión no se encontraba acoplado al sistema ya que, en las
adaptaciones realizadas por Florián al modelo original, se estableció trabajar
sin este elemento.
• El adaptador del reservorio, que es utilizado para cargar el hielo seco,
tampoco se encontró.
• En la unión entre el mamparo y la cámara de combustión debe haber 6
tornillos M5 con sus respectivas tuercas, pero, aunque en la tabla no se
mencionen, se observó que hacen falta 3 de estos para asegurar bien esta
unión.
Una vez identificadas las inconsistencias entre el ensamble especificado y el motor
actual, se procedió a analizar el estado de cada una de esas partes desacopladas.
Para el caso del ignitor todas las piezas se encuentran altamente oxidadas, pero
con buena apariencia estructural (Figura 28). Caso similar ocurre para la cámara de
combustión, tobera y el escudo de ignición, donde se presenta una alta oxidación;
pero aun así se observa que una buena integridad estructural (Figura 26).
En el sistema de inyección se presenta una alta suciedad además de la recurrente
oxidación, acentuada en los inyectores, sus respectivos adaptadores y el mamparo.
El o-ring se encuentra bien ubicado y completo. Los niples, y tuercas
correspondientes, que conectan el tanque de oxidante y los inyectores también se
54
encuentran oxidados, y al momento de desmontarse presentaron algunos
inconvenientes en el desenroscado (Figuras 19, 20 y 21).
Las conexiones hidráulicas entre el inyector de combustible y el tanque de
combustible, y entre el tanque de oxidante y el reservorio, son ambas consistentes
al plano de ensamble, además de presentar una buena apariencia superficial y de
funcionamiento (Figuras 18 y 24).
En la conexión entre el reservorio y el tanque de combustible hay consistencia con
el modelo de ensamble. Aunque en términos de funcionamiento, se observa que la
sección de tubería que se dirige hacia el reservorio se encuentra algo doblada y
puede no permita el óptimo flujo del gas presurizante al tanque (Figura 25).
Por otro lado, los tanques y reservorio no se encuentran oxidados, además de tener
una buena apariencia estructural y encontrarse completos. Aun así, es
recomendable realizar una revisión en la soldadura, ya que presenta zonas de
exceso de cordón y posibles discontinuidades en su superficie (Figuras 18 y 23).
El sistema de fijación es el conjunto que se encuentra en mejor estado, ya que
presenta un buen acabado superficial, además de presentar buena alineación y la
totalidad de componentes (Figura 22).
6.3. Solución Inconsistencias Ensamble
Con el fin de brindar solución a las inconsistencias observadas en el motor
construido, frente a lo especificado en los planos de ensamble, se procederá evaluar
que se debe realizar con cada componente que no se encontró. Debido a que, no
todas las partes que no se hallaron son esenciales para el funcionamiento del SUA-
I, y puede no requieran ser finalmente acopladas al sistema.
Para el caso de la te de 1/8” modificada, en primera instancia no será considerada
esencial para las pruebas que se les realizarán a los diferentes subconjuntos para
evaluar su funcionamiento.
55
El regulador de presión tampoco será tenido en cuenta en esta etapa de puesta a
punto y pruebas de funcionamiento al sistema, ya que como justifica Florián, el
sistema de regulación genera pérdidas de empuje y velocidad al inicio del vuelo,
siendo estas esenciales para la estabilidad del motor en esta etapa [3].
Por otro lado, el adaptador del reservorio es una parte importante para el motor, ya
que sin esta el gas no lograría presurizarse, y por ende los propelentes no
alcanzaría la velocidad necesaria para entrar al sistema de inyección, causando que
la combustión de estos no sea la deseada y afecte toda la propulsión del SUA-I.
Debido a esto, se requiere conseguir esta parte (racor 1/4") del sistema para que la
prueba de estanqueidad del reservorio se realice correctamente.
Los tornillos M5 que hacen faltan, y tiene como función ensamblar el mamparo y la
cámara de combustión, será adquiridos con sus respectivas tuercas. Ya que, es
esencial que esta unión se encuentre fija, porque evita una separación inesperada
entre estos dos subconjuntos en el encendido del motor.
La tubería larga de 1/4" OD que presenta un doblez pronunciado, será también
adquirida nuevamente con las mismas dimensiones de la encontrada actualmente
en la conexión del reservorio y el tanque de combustible.
Se adquirieron las piezas faltantes que se mencionaron en el desensamble de
revisión. Para la unión entre el mamparo y la cámara de combustión, para la cual
faltaban 3 tornillos M5, se decidió comprar nuevamente los 6 tornillos requeridos,
con sus respectivas tuercas. Caso similar al adaptador para el reservorio de presión,
para el cual se adquirió un tapón de 1/4", con el fin de sellar este orificio en su parte
superior.
Figura 29-30. (izq.) Tornillos M5 Unión. (der.) Tapón 1/4" Reservorio.
56
Para el caso de la tubería que se encontraba deformada, para reemplazarla se tuvo
que desensamblar tanto la existente como sus adaptadores; ya que en el proceso
de cambio se determinó que estaban algo maltratados y debía modificarse en su
totalidad.
Figura 31. Manguera Antigua.
Se pudo observar que el doblez permanente de la antigua manguera, ubicada entre
el suministro del reservorio y la entrada al tanque de gasolina, se generó en el
proceso de ensamble por roscado. Por lo que aun así se realizase el cambio de
tubería, este inconveniente seguía presente. En razón a esto se eligió la solución
de conectar un adaptador hembra entre la manguera nueva y el acople dirigido al
reservorio, permitiendo así que este tramo final gire de manera independiente al
resto de la tubería. Esta modificación fue la única realizada respecto a esta
configuración de conexión inicial.
Figura 32. Manguera Nueva.
Adaptador
Hembra
57
Figura 33. Conexión Reservorio – Tanque Combustible (Modificada).
6.4. Limpieza Componentes con Oxidación
Para todos las partes que presenten una alta oxidación y se observe que esta pueda
afectar el funcionamiento del SUA I, se les realizará una limpieza interna y externa,
siendo:
• Mamparo.
• Sistema de ignición.
• Cámara de combustión y tobera.
• Inyectores y sus adaptadores.
• Niples de conexión entre tanque oxidante y sistema de inyección.
Para la limpieza de estas piezas, se debe utilizar una sustancia ácida, ya que está
rompe los enlaces de óxido formados. Para esto, se usa una mezcla de vinagre,
limón, sal y bebida gaseosa, para generar un ácido débil
(de un pH levemente ácido) [21] y gaseoso [22]. Posteriormente, se deja reposar
por algunas horas las piezas elegidas en la disolución; para luego, usando una
esponjilla metálica para terminar de remover el óxido sobrante.
Las siguientes imágenes muestran las piezas antes de sus tratamientos, al igual
que los componentes que se usaron como mezcla desoxidante, y finalmente las
piezas luego de ser recuperadas y limpiadas.
Sin Cambios Nuevas Piezas
58
Antes Después
Escudo Ignición
Mamparo
Cámara de Combustión y Tobera
Tornillos Unión Mamparo – Cámara Combustión
59
Adaptadores Conexión Tanque Oxidante – Inyectores
Sistema Ignición
Tuercas de Niples Unión Tanque Oxidante - Inyectores
Inyectores
60
Niples Unión Tanque Oxidante - Inyectores
Adaptadores Inyectores Oxidante
Tabla 6. Comparación Antes y Después Piezas Desoxidadas.
Con las imágenes en la tabla anterior se logra comprobar que el tratamiento
desoxidante al que se sometieron las piezas efectivamente tuvo un efecto positivo
sobre cada una de ellas; ya que tanto se genera que la pieza ya no tenga rastros de
óxido en sus superficies, como una eliminación de diferentes tipos de suciedad
presentes en el interior y exterior de los componentes recuperados.
6.5. Puesta a Punto Componentes
Para asegurar el correcto funcionamiento de los sistemas hidráulicos de control, se
requieren pruebas individuales a los siguientes componentes:
• Válvula solenoide.
• Válvula de alivio.
• Válvula de cheque.
61
6.5.1. Válvula Solenoide y Válvula de Alivio
Para efectuar la revisión de funcionamiento y posibles mantenimientos que
requieren las válvulas solenoide y de alivio, se encontró un lugar especializado en
ventas y servicio técnicos de válvulas y tuberías. Allí fueron llevados ambos
componentes hidráulicos para realizárseles una inspección y posibles arreglos que
requieran, de igual manera se solicitó la calibración de la válvula de alivio a 310
[psi], ya que el documento del motor SS67B-1 especifica una calibración entre 300
y 330 [psi].
A la válvula solenoide se le realizaron cambio de sellos y limpieza interna, además
de comprobar su apertura con una batería de 12 [V] y la adquisición de un plug que
facilita el manejo de sus conexiones a la fuente; mientras que la válvula de alivio fue
purgada y calibrada a los 310 [psi] solicitados.
Figura 34. Válvula Solenoide Verificada.
Figura 35. Válvula Alivio Calibrada.
6.5.2. Válvula de Cheque
Para verificar el funcionamiento de la válvula de cheque, se realizó un experimento
sencillo que consistió en aplicar aire comprimido en ambos sentidos de la tubería,
para comprobar que solo se permite el flujo unidireccional del mismo. Realizado
esto, se determinó que la válvula de cheque efectivamente cumple su función y solo
permitió al aire fluir en la dirección que señala.
62
6.6. Evaluación Tanque Oxidante y Reservorio
6.6.1. Inspección Tintas Penetrantes
Previo a cualquier presurización a la que se someterá el SUA-I durante pruebas de
estanqueidad o ensayo estático es determinante certificar, por seguridad que la
soldadura del reservorio y del tanque de oxidante no presentan fisuras y se
encuentran en buenas condiciones. En razón a esto, se enviaron ambos tanques a
inspección con tintas penetrantes a Engicast Ltda, siendo una empresa que ha
venido colaborando con el PUA en la manufactura y ensamble de diversos motores
tanto sólidos como líquidos, además de haber participado en diversas pruebas de
estos; por lo cual se cuenta con su apoyo en la realización de este proyecto.
Con la inspección por tintas penetrantes (figuras 36 y 37), se observó que las
uniones por soldadura, específicamente la del reservorio de presión, presentan
varias irregularidades y algunas fisuras que pueden llegar a presentar problemas.
De igual manera, en esos sectores soldados se evaluaron riesgos en razón a que
algunas partes fueron mecanizadas, con el fin de poder acoplar los tornillos brístol
que aseguran las uniones entre el reservorio y el tanque oxidante.
Figuras 36-37. (izq.) Soldadura Reservorio. (der.) Soldadura Tanque Oxidante.
En las tapas superiores de cada tanque (figuras 38 y 39), las cuales no presentan
un cordón de soldadura, se evidenciaron ciertos defectos en la unión con sus
63
respectivos tubos, acentuándose en el reservorio. Se observaron también algunos
golpes en las esquinas de los tanques, siendo solo superficiales.
Figuras 38-39. (izq.) Tapa Superior Reservorio. (der.) Tapa Superior Tanque Oxidante.
Dicho esto, se concluye que el tanque de oxidante presenta una buena soldadura,
además de regularidad en su unión superior; mientras el reservorio presenta un
cordón de soldadura que no tiene la misma calidad, junto con fisuras en su tapa
superior no deseadas.
Algunas recomendaciones fueron brindadas por parte de Engicast Ltda. con el fin
de poder continuar con el uso de los tanques mencionados; entre estas se mencionó
la corrección de la soldadura en los tanques, ya que el trabajo realizado no provee
confianza para la presurización requerida.
6.6.2. Nueva Soldadura
Con el fin de iniciar el proceso correctivo a los tanques, se solicitó un servicio para
retirar y volver a soldar los cordones que presentan baja calidad y asegurar un
respectivo selle entre las tapas y los cilindros involucrados.
Fue necesario un mecanizado en estas zonas con el fin de retirar el material que ya
se encontraba (figuras 40 y 41), y con esto poder preparar la zona para aplicar un
nuevo cordón de aluminio para la unión de cada tanque y su tapa correspondiente.
64
Figura 40-41. Soldadura Retirada de Tanques.
Se pueden observar algunos poros donde la soldadura fue retirada, posiblemente
generada por ese material mecanizado o irregularidades en el proceso de soldado.
Debido a esto, para soldar nuevamente los tanques (figuras 42 y 43) se requirió
cubrir en su totalidad los sectores del aporte anterior, y con esto cerrar las
porosidades halladas.
Figura 42-43. Nueva Soldadura en Tanques.
Luego de realizados los nuevos cordones de soldadura, se procedió a presurizar los
tanques (figuras 44 y 45) para verificar el cierre total de poros y asegurar la
hermeticidad de estos. Para esto se siguió un proceso iterativo donde se iban
corrigiendo fugas y se presurizaban de nuevo, hasta finalmente alcanzar una
65
presión de 200 [psi]; esto realizado sin seguirse ninguna norma ya que únicamente
se buscaba la hermeticidad de los tanques y la soldadura aplicada.
Figuras 44-45. Revisión Fugas en Tanques.
6.7. Evaluación Cámara de Combustión
En una revisión detallada del estado de la cámara de combustión, se observó la
presencia de poros en los costados de esta (figuras 46 y 47), 1 o 2 de estos
traspasando todo el material; posiblemente generados por ambientes de humedad
donde permaneció guardado el motor y reacciones con los propelentes en intentos
de prueba anteriores.
Al ser esta una de las partes más importantes del motor, es necesario solucionar
este inconveniente para evitar que, durante la prueba estática, puedan propagarse
y generen una ruptura de esta, debido a la presión y temperatura que serán
manipuladas.
66
Figuras 46-47. Poros e Irregularidades Cámara Combustión.
La solución a este problema consiste únicamente en volver a manufacturar este
componente, utilizando los planos de diseño de Florián [18]. Aun así, se tomarán
algunas decisiones de rediseño con el fin de evitar una repetición de este
inconveniente; todo esto explicado en la sección de “Rediseño Motor SUA-I”.
67
7. Rediseño Motor SUA-I
7.1. Tanque Oxidante y Reservorio Modificados
7.1.1. Causas
Con el fin de iniciar el proceso para realizar la prueba de estanqueidad del motor
ensamblado, fue necesaria una nueva revisión de la hermeticidad del tanque de
oxidante y el reservorio, bajo la nueva soldadura que fue aplicada; en esta ocasión
regulada por el técnico de gases de la universidad.
Para esto se presurizaron nuevamente los tanques, utilizando gas nitrógeno en la
evaluación, siguiéndose la norma ASME (Sección VIII – UG99) para pruebas
hidrostáticas en recipientes a presión [23]. En esta debe someterse a cada punto de
la superficie de los tanques a 1,3 veces la presión de trabajo (300 [psi]), por lo que
para asegurar una hermeticidad y resistencia a los esfuerzos internos por el gas
presurizante, se debe alcanzar una presión de 390 [psi] como mínimo durante la
prueba.
Iniciado el ensayo únicamente se lograron presurizar ambos tanques a 100 [psi],
hasta que presentaron una cantidad considerable de fugas, no solo en la zona de
nueva soldadura, pero en la sección superior que no fue intervenida y en los orificios
roscados que fijarán la camisa en la prueba estática.
Figuras 48-49. Porosidades en Nueva Soldadura.
68
Con los resultados visibles en las figuras 48 y 49, se determina que la soldadura no
logró detener la propagación de los poros encontrados en las figuras 41 y 42,
generados desde la aplicación de la primera soldadura con la cual fueron recibidos
al inicio del proyecto; posiblemente, debido a una baja calidad en el proceso por
presencia de impurezas o inconvenientes con las herramientas utilizadas [24], que
repercuten directamente en la superficie involucrada.
De igual manera, se investigó otra posible causa de los problemas con la nueva
soldadura, encontrándose que el material de manufactura utilizado en el reservorio
y tanque oxidante (aluminio 7075-T6) [3], no debe ser soldado por ninguna razón.
Esto se debe a que es sensible a roturas con soldadura de arco, además de que
tratar de soldar este material, de alta resistencia mecánica, provoca fisuración
inmediata o fallo prematuro en servicios posteriores [25], directamente relacionado
con las porosidades en los tubos de ambos tanques.
7.1.2. Solución
La empresa Engicast Ltda., luego de las pruebas con tintas penetrantes (Figuras
37-40) había dado como segunda solución (además de la aplicación de nueva
soldadura), la manufactura de unos nuevos tanques. Fue recomendada la
fabricación en acero inoxidable AISI 304, debido a su menor costo frente al aluminio
que, descartado también por la imposibilidad de aplicarle soldadura. Este material
a su vez ofrece alta resistencia a la corrosión por parte de los propelentes utilizados,
con una pérdida menor a 0,11 [mm/año] (Completamente resistente) frente a la
gasolina y al peróxido de hidrógeno [26].
Para lo anterior se evalúan las dimensiones de las tuberías estándar Schedule, que
definen un diámetro nominal junto a un respectivo espesor; y acompañarlas con
tapas ranuradas que acoplen el tubo elegido y provean facilidad en el proceso de
soldadura, además de un mejor sellamiento entre piezas. Por otro lado, fue
recomendado incrementar el espesor de las roscas involucradas por uno cercano a
69
1”, con el fin de aproximarse a lo especificado en uniones de brida ANSI 150, siendo
una prueba equivalente.
7.1.3. Rediseño
Se seleccionó una tubería Schedule en AISI 304 de 4” de diámetro nominal
(diámetro externo de 4,5” o 114,3 [mm]) por disponibilidad, y optando por una de
tipo 10, que provee una presión interna de trabajo de 867 [psi] [27], teniendo así un
espesor de 0,12” (3,05 [mm]). Esta elección se basa respecto a las dimensiones de
diseño de Florián para estos tanques, con diámetro externo de 100 [mm] y espesor
de 4 [mm] [18]. El plano para el tanque reservorio se muestra en seguida, el del
tanque oxidante puede encontrarse en el Anexo 2.
Figura 50. Plano Tubo Reservorio.
Para las tapas de cada tanque, se eligió como base una brida ANSI 150 BL-RF,
siendo accesorios de selle en tuberías [28], pero para este caso llevarán consigo
70
pequeños orificios. La única dimensión que se considerará de este elemento
estándar es el espesor recomendado de 23,8 [mm] [28].
Estas nuevas tapas comparadas con el espesor actual de 7 [mm] [18], proveerán
un mayor ajuste por las ranuras donde descansará el tubo y será soldado, además
de posibilitar la existencia de una mayor cantidad de hilos de rosca para los
elementos que se unirán a cada tanque, y por ende mayor seguridad de operación.
El diámetro interno de la camisa es de 160,04 [mm] [4], por lo que se define un
diámetro externo para las tapas de 150 [mm]. En cuanto a la ubicación de los 4
tornillos bristol de unión, se determina un valor de 135 [mm], dejando un espaciado
respecto al borde similar al establecido por Pinzón [4]. Los agujeros y roscas en
cada tapa se mantendrán iguales a lo especificado en el diseño de Florián [18] con
el fin de no requerir cambios sobre ninguna de las otras piezas del ensamble que
ya se dispone. Los planos de las tapas del tanque oxidante se encuentran en el
Anexo 2.
Figura 51. Plano Tapa Superior Reservorio.
71
Figura 52. Plano Tapa Inferior Reservorio.
Figura 53. Nuevos Tanque Oxidante y Reservorio.
72
7.2. Cámara de Combustión Modificada
Con las irregularidades presentes en la cámara (figuras 47 y 48), se modificaron
tanto el material como las dimensiones de esta pieza. Esto con el fin, de proveer un
material con mayor resistencia a la corrosión, como lo es el AISI 304, utilizado en la
manufactura de los tanques, y evitar la aparición de problemas de poros.
De igual manera, en busca de una mayor resistencia a presiones y temperatura
internas, se incrementa el espesor de inicialmente 1,55 [mm] por uno de 3,05 [mm],
especificado para un tubo Schedule 10 con un diámetro nominal de 3” (diámetro
externo de 88,9 [mm]) soportando 1120 [psi] de trabajo interno, siendo un diámetro
equivalente al diseñado por Florián [18].
Figura 54. Plano Tubo Cámara Combustión.
Por otro lado, similar al rediseño en el reservorio y tanque oxidante, se decidió
incrementar el espesor de ambas tapas (que serán soldadas al tubo de la figura 55)
de la cámara de combustión; esto con la finalidad de incrementar el área interna a
73
la cual puede roscarse la tobera (sugerida de mínimo 1/2" para NPT), brindándole
mayor sujeción a la unión.
En el otro costado, al aumentarse la cantidad de material que se ensamblará con
tornillos al mamparo, facilitará la unión entre estos componentes y por ende se
proveerá una mayor hermeticidad, que evitará fugas en esta importante sección del
motor. La tapa superior fue incrementada de un espesor de 6 [mm] a 9 [mm],
mientras la tapa inferior cambió de 4 [mm] a 13 [mm].
Figura 55. Plano Tapa Superior Cámara Combustión.
74
Figura 56. Plano Tapa Inferior Cámara Combustión.
Figura 57. Nueva Cámara Combustión.
75
7.3. Tanque Combustible Modificado
Debido a que, tanto el reservorio como el tanque de oxidante fueron rediseñados
para una nueva manufactura, cambiando materiales y dimensiones; es evidente la
necesidad de manufacturar también nuevamente el serpentín que rodea el tanque
de peróxido, que corresponde al tanque de combustible.
Si se decidiese trasladar este tubo enrollado hacia el nuevo tanque oxidante, sufriría
desgaste por varios procesos de doblado por lo que tendría que pasar. Por otro
lado, sus acoples a las uniones de 3/8” NPT en los extremos han perdido su
integridad, conllevando a complicaciones de funcionamiento en términos de selle y
transporte de este propelente; con lo que se deberían cortar estas secciones
afectadas y reducir la longitud del tubo, afectando el posible ensamble de nuevos
acoples de reemplazo hasta encontrar una zona simétrica donde pudiesen
ajustarse.
Figura 58. Acoples Desgastados Tanque Oxidante.
Por esto se toma la decisión de utilizar el mismo material (AISI 304) para los
recipientes contenedores de propelentes, que provee, como se dijo en la sección
“Tanque Oxidante y Reservorio Modificados”, alta resistencia a la corrosión frente a
la gasolina que transportará. Además, al tratarse de un tubo de 1/2" OD nuevo, al
cual se le mantendrán todas las dimensiones (mismos planos) de diseño de Florián
[18], su manipulación tanto para ser enrollado como para acoplarle las uniones NPT,
se verá facilitada.
76
Figura 59. Nuevo Tanque Combustible.
7.4. Mamparo Modificado
El mamparo recibido con el motor se encontraba manufacturado en aluminio 7075-
T6, al igual que los tanques y reservorio, pero difería del material de la cámara de
combustión (AISI 1020) al cual iba a ir unido con tornillería. Con esta configuración,
puede analizarse que el selle que se podía proporcionar en este ensamble no era
el más óptimo al utilizar materiales con diferentes propiedades mecánicas. Por esto,
era posible que, al apretar los tornillos de sujeción, el mamparo pudiese estarse
deformando mientras la tapa de la cámara de combustión permanecería igual;
explicando problemas de fugas en esta sección en anteriores experimentaciones
sobre el SUA-I.
De igual manera, el problema de pocos hilos de rosca (visto en los anteriores
rediseños de piezas) se encuentra presente en este elemento, ya que únicamente
se destinaron 6,3 [mm] para acoplar la base para la boquilla del combustible con un
diámetro de 3/4" NPT, tomado de los planos de Florián [18].
Por estas razones, se decidió manufacturar un nuevo mamparo en el mismo
material con el que se rediseño la cámara de combustión (AISI 304), acompañado
de un mayor espesor (aumento de 9,5 [mm] a 15 [mm]) y una reducción en cambios
de sección dentro de la misma pieza. Todo esto con el fin de: proveer un mejor selle
entre piezas de mismo material, facilitar su sujeción con un mayor volumen de pieza,
tener una mayor área de rosca (incremento a longitud de 11 [mm]) con la cual fijar
77
la base del inyector de gasolina y evitar posibles fallas del elemento por esfuerzos
en secciones finas.
Los diámetros, roscas y ubicación de agujeros, al igual que las dimensiones
destinadas para acomodar el o-ring existente, son equivalentes a los diseñados por
Florián [18], considerando también las modificaciones aplicados por Pinzón [4]. El
diámetro externo del mamparo fue reducido de 158 [mm] a 125 [mm], debido a que
los 4 orificios externos de 5/16” no cumplían ninguna función en el ensamble.
Figura 60. Plano Mamparo Modificado.
Figura 61. Nuevo Mamparo.
78
7.5. Catalizador Descomposición Peróxido de Hidrógeno
El catalizador utilizado en el proceso de descomposición del peróxido de hidrógeno
en sus componentes fundamentales (entre ellos el oxígeno), tal como se mencionó
en la sección “Sistema de Inyección” en la reacción 1, es el permanganato de
potasio, establecido por la empresa que diseño el motor SS67B [13].
La adquisición de este compuesto no pudo realizarse debido a la venta restringida
que tiene tanto en Bogotá como a nivel nacional. Tanto así, que diversas empresas
que en años pasado vendían dicho químico, en la actualidad cuando fue consultado
explicaban era prohibido para comercialización. Algunas de las razones por las que
se encuentran bastante vigilada la compra y venta del permanganato son sus
propiedades explosivas, además de ser un precursor para la fabricación de drogas
[29].
Debido a esto, fue necesaria la búsqueda de un agente químico que pudiese
reemplazar la función de descomponer el peróxido y, a su vez, fuese asequible su
compra. El yoduro de potasio, una sustancia con un costo cercano a los $80.000
por libra, fue el seleccionado.
La elección fue facilitada debido a varias experimentaciones que ya han sido
realizadas en laboratorios, bajo el nombre coloquial de “Pasta de dientes para
elefante”, consistiendo en la reacción de óxido-reducción entre el yoduro de potasio
(KI) y el peróxido de hidrógeno (H2O2) [30]. En esta descomposición catalítica tiene
lugar la siguiente reacción:
2H2O2ac→ 2H2Ol + O2g
(en presencia de KIs)
Reacción 2. Peróxido de Hidrógeno y Yoduro de Potasio. [31]
7.5.1. Nuevo Volumen Gasolina
Comparando la reacción 1 con la reacción 2, es evidente que la primera genera una
producción de 1 [mol] de O2 por 1 [mol] de H2O2; mientras la reacción catalítica
elegida como reemplazo genera 1 [mol] de O2 por cada 2 [mol] de H2O2
79
reaccionantes. Con esto, se observa que la generación del oxígeno gaseoso,
componente esencial para la combustión de la gasolina, se verán reducido a la
mitad con el cambio de catalizador, que se explica con la siguiente reacción
(tomando como componente principal de la gasolina al octano C8H18):
2C8H18 + 25O2 → 16CO2 + 18H2O
Reacción 2. Combustión Gasolina (Octano). [32]
Dicho lo anterior, uno de los volúmenes de propelente que se ingresarán a los
tanques debe cambiar su valor, ya que se requiere de una cantidad mayor de
oxidante para reaccionar con el mismo volumen de gasolina de 0,53 [L] teóricos
(sección “Tanques de Propelentes”); o por el contrario debería disminuirse la
cantidad de combustible para compensar la disminución de oxígeno generado en la
descomposición catalítica de los 1,67 [L] de peróxido (sección “Tanques de
Propelentes”).
Debido a que se desea utilizar la menor cantidad de propelentes por encendida de
motor, y con esto poder realizar varias repeticiones o generar bajo costo por cada
escenario de falla en prueba.
Se utiliza como base de cálculo los 1,67 [L] de peróxido de hidrógeno al 50% para,
con las relaciones molares en la reacción 2, las densidades y pesos moleculares de
los compuestos involucrados, obtener el nuevo volumen a utilizar de gasolina de
0,32 [L] (que cumple la relación de oxígeno/combustible de 2,5 en masa) usando el
nuevo catalizador seleccionado.
• Densidad peróxido de hidrógeno puro = 1450 [kg/m3] [33].
• Peso molecular peróxido de hidrógeno puro = 34,01 [kg/kmol] [33].
• Peso molecular oxígeno = 32 [kg/kmol] [16].
• Densidad gasolina = 712,82 [kg/m3] [7].
80
1,67 [L sln H2O2] × (0,5 [L H2O2]
1 [L sln H2O2]) × (
1 [m3 H2O2]
1000 [L H2O2]) × (
1450 [kg H2O2]
1 [m3 H2O2])
× (1 [kmol H2O2]
34,01 [kg H2O2]) × (
1 [kmol O2]
2 [kmol H2O2]) × (
32 [kg O2]
1 [kmol O2])
× (1 [kg Gas. ]
2,5 [kg O2]) × (
1 [m3 Gas. ]
712,82 [kg Gas. ]) × (
1000 [L Gas. ]
1 [m3 Gas. ])
= 0,32 [L Gasolina]
7.5.2. Experimentación Peróxido de Hidrógeno al 50%
La mayoría de las experimentaciones encontradas fueron realizadas con peróxido
al 30%, además de no especificar con detalle la cantidad exacta de yoduro utilizado.
Por esto, se desea no solo realizar ensayos previos de la interacción entre el
propelente al 50% y el yoduro de potasio (posiblemente difiere en algunas
propiedades con este mismo catalizador usado en otros laboratorios) que se
poseen, pero también poder calcular una masa aproximada de KI que requieren los
1,67 [L] de peróxido estimados para la prueba estática.
Para esto se especificaron 8 diferentes pruebas, donde se variaron el volumen de
solución de peróxido de hidrógeno y la masa de yoduro de potasio con la que
reaccionaron. Los volúmenes de propelente manejados fueron: 10 [mL], 20 [mL], 30
[mL] y 40 [mL], utilizando 0,20 [g] de catalizador. Por otro lado, al variar el KI se
utilizaron masas de: 0,15 [g], 0,20 [g], 0,25 [g] y 0,30 [g], con un volumen constante
de 25 [mL].
7.5.2.1. Resultados
Realizados los 8 experimentos propuestos, que tenían como fin evaluar la
relación entre la masa yoduro de potasio y el volumen de peróxido de hidrógeno
sobre el tiempo de reacción entre ambas sustancias, pero más específico aún el
tiempo de producción de oxígeno gaseoso; se obtuvieron los siguientes
resultados:
81
Tablas 7-8. Tiempos Producción Oxígeno.
Ya que el tiempo de quema esperado para el motor es de 18 [s], según lo
establecido por el fabricante [6], se podría determinar por medio de regresiones no
lineales la relación entre la cantidad de peróxido que se debe descomponer (siendo
1,67 [L]) y la cantidad de yoduro de potasio requerida para reaccionar y generar una
producción neta de oxígeno para el tiempo que durará el motor encendido; todo esto
a partir de los 8 datos tomados en la experimentación.
Se puede observar que a medida que incrementa la cantidad de catalizador
utilizado, el tiempo de reacción es más rápido por lo que el tiempo de producción de
oxígeno disminuye (por cada [g] de KI el tiempo disminuye 66 [s]). Mientras tanto,
ocurre el caso contrario con el incremento de volumen de oxidante, ya que requerirá
de un mayor tiempo para descomponerse y por ende la producción de oxígeno
aumentará (por cada [mL] de H2O2 el tiempo aumenta 1,31 [s]).
Por ende, para asegurar 18 [s] para ese volumen definido de 1670 [mL], es
necesario agregar al motor un total de 33 [g] de yoduro de potasio.
82
Figura 62. Descomposición Peróxido de Hidrógeno.
7.6. Gas Presurizante
Se optará por nitrógeno gaseoso como gas presurizante durante la prueba estática,
en lugar del mencionado hielo seco (dióxido de carbono) establecido por System
Solaire Enr. en su diseño [13], debido a que se facilita más el ingresar de este gas
al reservorio de presión que el CO2 en estado sólido. De igual manera, existe un
ahorro de tiempo en el inicio de la ignición del motor, ya que no habría necesidad
de esperar la sublimación del hielo seco para alcanzar la presión de 300 [psi] de
trabajo. También al utilizarse un gas inerte se podría evitar una reacción con los
propelentes, ya que únicamente los presuriza hacia la cámara de combustión.
Evaluándose esta posibilidad de gas presurizante, se procede a utilizar las mismas
dimensiones del reservorio y la misma ecuación 23 para el determinar la cantidad
de este compuesto que se requeriría para alcanzar los 300 [psi] de trabajo.
Conociéndose el peso molecular del N de 14,0067 [g/mol] [34], siendo de 28,0134
83
[g/mol] para el N2, y la ecuación 8, se calcula su constante de gas. En este caso la
temperatura del reservorio se estimará como 20 [°C], siendo la del ambiente.
A diferencia del hielo seco, como el nitrógeno será introducido directamente del
tanque en esta gaseoso, se obtendrá es el volumen correspondiente que debe
presurizarse como dato final; para ello se usa su densidad de 1,165 [kg/m3] [35].
RN2 =
1544
28,0134[
ft
°R] (
0,3048 [m]
1 [ft]) (
1,8 [°R]
1 [K]) = 30,24 [
m
K]
mN2=
(300 ∙ 6894,76 [Pa]) (π4
(0,10 [m])2 ∙ 0,52 [m])
(30,24 [mK]) (293,15 [K]) (9,81 [
ms2])
= 0,097 [kg]
VN2= 0,097 [kg] (
1 [m3]
1,165 [kg]) = 0,083 [m3]
Con esto, se determina que utilizando un tanque de 1 [m3] de este gas inerte,
pueden realizarse cerca de 12 pruebas estáticas que requieren los 300 [psi] en el
reservorio; permitiendo así la repetición ocasional en caso de ensayos fallidos.
La conexión entre el tanque de nitrógeno gaseoso y la entrada de 1/4" NPT del
reservorio, requiere de un regulador de presión para ese tipo de cilindros, una
manguera de alta presión y un acople entre 1/4" OD y 1/4" NPT; siendo la mostrada
en la siguiente figura.
Figura 63. Sistema Presurización Nitrógeno.
84
8. Tiempos Prueba Estática
Para la prueba estática se deben considerar las siguientes variables, con el fin de
obtener los tiempos entre ignición y apertura de válvula, siendo:
• Tiempo en que se agotan el peróxido y la gasolina (duración encendido
motor).
• Tiempo entre la apertura de la válvula solenoide y la entrada de propelentes
a la cámara de combustión.
8.1. Tiempos Teóricos
Con el fin de determinar estos datos, se optó por calcularlos basándose en el
funcionamiento de los siguientes sistemas:
• Tuberías para transporte de propelentes (tanques – cámara de combustión).
• Tuberías para transporte de gas presurizante (reservorio – tanques).
8.1.1. Tuberías de Tanques a Sistema Inyección
Con el estudio de las tuberías que transportarán los propelentes se determina el
tiempo que transcurre para el transporte de cada propelente a los inyectores. Para
ello se debe calcular la velocidad de cada fluido, por lo que el valor base es el flujo
másico de cada propelente (tomado de la sección “Sistema de Inyección”) y con el
cual es posible determinar, que velocidad tendrá cada uno en estos trayectos.
Cada sección se manejará con un diámetro distinto, ya que, para el transporte de
los propelentes, cada uno debe pasar por el tanque que lo contiene y recorrer la
tubería que lo dirigirá al sistema de inyección.
Dicho esto, se calcularán dos velocidades para el oxidante y dos para el
combustible, utilizando el diámetro de tanque de oxidante de 4” y para el tanque de
combustible de 1/2"; mientras para las tuberías se determinan valores de 1/8” para
85
ambos propelentes. Estas dimensiones son provistas tanto por motor existente
como por los planos de ensamble que lo especifican [18].
v =m
ρ ∙ A
vTubería−Gasolina
=
0,0211 [
kgs ]
712,82 [kgm3] ∙
𝜋4 (
18 ∙
25,41000 [m])
2
vTubería−Gasolina = 3,70 [m
s]
vTanque−Gasolina
=0,021 [
kgs ]
712,82 [kgm3] ∙
𝜋4 (
12 ∙
25,41000 [m])
2
vTanque−Gasolina = 0,23 [m
s]
vTubería−H2O2
=
0,055 ∗ 26
kgs
1192kgm3 ∙
𝜋4 (
18 ∙
25,41000 m)
2
vTubería−H2O2= 1,96 [
m
s]
vTanque−H2O2
=0,055 ∗ 2
kgs
1192kgm3 ∙
𝜋4 (4 ∙
25,41000 m)
2
vTanque−H2O2= 0,01 [
m
s]
Halladas estas velocidades, puede obtenerse el tiempo de flujo total para cada
propelente, por lo que se requiere únicamente de la distancia total que debe recorrer
cada uno. Debe medirse, sobre el motor actual, qué longitud tiene cada tubería en
cuestión, además de la fracción de tanque oxidante o combustible que de igual
manera serán recorridas.
En el caso de la tubería del tanque de combustible al sistema de inyección se tienen
133,35 [mm], mientras para la conexión entre el tanque de oxidante y los inyectores
es de 88,9 [mm]. El porcentaje que ocupa el combustible en su tanque es de 75%,
mientras el oxidante ocupa un 82% de su tanque, esto basado en los cálculos
realizados en la sección “Tanques de Propelentes”.
tcombustible =
133,351000
[m]
3,70 [ms ]
+0,75 ∙ 6[m]
0,23 [ms ]
= 19,52 [s]
86
toxidante =
88,91000
[m]
1,96 [ms ]
+0,82 ∙ 0,419[m]
0,01 [ms ]
= 30,00 [s]
Estos valores al representar el tiempo que tarda cada propelente en transportarse
hasta el sistema de inyección, definen intrínsecamente su tiempo de consumo, que
también va directamente relacionado con el tiempo en que se encontrará encendido
el motor. Por lo que, al ser comparados con el tiempo de quema de 18 [s] [6], se
observa una similitud con el tiempo de la gasolina, determinándose este último como
el tiempo que durará la expulsión de gases propulsores; mientras para el tiempo de
oxidante al ser mayor expresa que es un reactivo en exceso que, al ser inyectado
por distintas boquillas y en mayor flujo, debe asegurarse una mayor presencia en
términos de masa y tiempo durante la prueba.
8.1.2. Tuberías de Reservorio a Tanques
Similar a lo realizado para las tuberías de conexión entre tanques e inyectores, se
desea conocer cuánto tiempo tardaría el gas presurizante desde el reservorio hasta
los tanques de propelentes. Esto debido a que, el tiempo que le tome al gas en
recorrer ese trayecto, equivaldrá al tiempo en que los propelentes iniciarán su
ingreso a la cámara de combustión.
De esta manera, se requiere calcular la velocidad que tendrá el gas en ambas
tuberías, una dirigida al tanque oxidantes y la otra al de combustible. Para ello, se
debe determinar un flujo másico de este fluido a lo largo de su trayecto. Se estima
que como cada propelente posee un flujo especifico en el motor (tomado de la
sección “Sistema de Inyección”), el flujo de gas presurizante a cada tanque debe
equivaler al flujo de propelente correspondiente que desplazará. Cabe mencionar,
que la relación de flujos se realizará en base volumétrica, y para hallar el flujo másico
se utilizará la densidad del N2 de 1,25 [kg/m3] [36].
vc = 0,021 [kg
s] ∙ (
1 [m3]
712,82 [kg]) = 2,93 × 10−5 [
m3
s]
87
vo = 0,055 ∗ 2 [kg
s] ∙ (
1 [m3]
1192 [kg]) = 9,30 × 10−5 [
m3
s]
vg−c = vc = 2,93 × 10−5 [m3
s]
vg−o = vo = 9,30 × 10−5 [m3
s]
mg−c = 2,93 × 10−5 [m3
s] ∙ (
1,25 [kg]
1 [m3]) = 3,66 × 10−5 [
kg
s]
mg−c = 9,30 × 10−5 [m3
s] ∙ (
1,25 [kg]
1 [m3]) = 1,16 × 10−4 [
kg
s]
Calculado los flujos másicos del gas, ahora deben obtenerse las velocidades que
tendrá este gas en las tuberías de diámetro de 1/4” dirigidas hacia cada tanque, y
además las correspondientes dentro del espacio vacío de los tanques que recorrerá,
cuyos diámetros son de 4” para de oxidante y de 1/2" para el de combustible [18].
v =m
ρ ∙ A
vgas−tuberiac=
3,66 × 10−5 [kgs ]
1,25 [kgm3] ∙
𝜋4 (
14 ∙
25,41000 [m])
2 = 0,92 [m
s]
vgas−tanquec=
3,66 × 10−5 [kgs ]
1,25 [kgm3] ∙
𝜋4 (
12 ∙
25,41000 [m])
2 = 0,23 [m
s]
vgas−tuberiao=
1,16 × 10−4 [kgs ]
1,25 [kgm3] ∙
𝜋4 (
14 ∙
25,41000 [m])
2 = 2,94 [m
s]
88
vgas−tanqueo=
1,16 × 10−4 [kgs ]
1,25 [kgm3] ∙
𝜋4 (4 ∙
25,41000 [m])
2 = 0,01 [m
s]
Con estas velocidades, ahora es posible calcular los tiempos que deben transcurrir
para que el gas fluya desde el inicio de la válvula solenoide hasta donde se
encuentre la superficie de cada propelente. Para esto, se debe conocer la longitud
de cada tubería, siendo de 419 [mm] para la conexión entre el reservorio y el tanque
de combustible, y de 140 [mm] del reservorio al tanque de oxidante, valores medidos
directamente del motor existente. Por otro lado, debe tomarse en cuenta para cada
trayecto una distancia adicional, debido al espacio vacío en cada tanque, ya que el
75% de los 6 [m] del de combustible tendrá gasolina, y un 82% de 419 [mm] de
peróxido ocupará su tanque (sección “Tanques de Propelentes”).
tgas−combustible =
4191000
[m]
0,92 [ms ]
+0,25 ∙ 6[m]
0,23 [ms ]
= 6,95 [s]
tgas−oxidante =
1401000
[m]
2,94 [ms ]
+0,18 ∙ 0,419[m]
0,01 [ms ]
= 6,62 [s]
Estos tiempos son importantes, debido a que los circuitos de apertura de la válvula
solenoide y de encendido del sistema de ignición deben encontrarse referenciados
por estos. Esto se debe a que, al abrirse la válvula solenoide, una vez el reservorio
se encuentre presurizado a 300 [psi], el nitrógeno iniciará su recorrido hacia los
tanques, los cuales ya se encontrarán cargados con su respectivo propelente, y
justo en el primer contacto entre el gas y el combustible u oxidante, que tomará
cerca de 7 [s] para ocurrir, se iniciará su entrada a la cámara.
89
9. Preparación Prueba Estática
9.1. Sistema Ignición
9.1.1. Ignitor
Para la realización u obtención del ignitor, que iniciará todo el encendido del motor,
se tuvieron varias alternativas, dentro de las cuales estaban: fabricar de manera
propia los ignitores a partir de las especificaciones de materiales mencionados en
el documento que detalla el modelo del motor base; por otro lado, se podía recurrir
a una posible importación desde territorio estadounidense de los mismos; y
finalmente, la alternativa que se seleccionó, fue pedir colaboración al profesor de la
universidad de San Buenaventura, Alejandro Urrego, que en ocasiones anteriores
había brindado ayuda en la construcción de varios ignitores para el PUA.
Dicho esto, para poder dar inicio a la manufactura de los ignitores que se solicitaron,
es esencial disponer de los siguientes materiales:
• Resina Epóxica Transparente.
• Cinta Scotch Blue.
• Sorbitol.
• Yeso roca.
• Nitrato de Potasio.
• Alambre de Ferroníquel.
Figuras 64-66. (De izq. a der.) Resina Epóxica, Cinta Scotch Blue, Sorbitol y Yeso Roca.
90
Figura 67. Nitrato de Potasio.
Posterior a la adquisición de los materiales para el ignitor, se definió si el
combustible requerido de nitrato de potasio y sorbitol (50%-50%) [13] sería fundido
directamente en el tubo ignitor o si por el contario los ignitores sería una parte
independiente de este mencionado tubo de cobre. Se decidió finalmente, en la
configuración del sistema de ignición, optar por obtener los diferentes ignitores
requeridos directamente en los tubos de ignición y simplemente ensamblarlos a su
base correspondiente dentro de la cámara de combustión.
Dicho esto, fue necesaria la adquisición de nuevos tubos de cobre, con sus
respectivos tapones. Estos tienen un diámetro de 7/8” según lo especificado por
Florián [18], además de un orificio de 1/4" en la parte inferior del tapón. Dado que
no fue posible adquirir el mismo tapón interno especificado en los planos de diseño,
se optó por una alternativa de un tapón externo que recubre la parte inferior del tubo
de cobre y que, para evitar la unión con juego, requiere de una soldadura de plata
entre estos dos elementos para fijarlos.
Figura 68. Tubo y Tapón Cobre.
91
Figura 69. Ignitor con Soldadura.
Obtenidos los tubos y tapones de cobre soldados, a cada uno se les fundió en su
interior el combustible sólido compuesto de KNO3 y sorbitol (en iguales cantidades)
para generar el sistema de ignición que se ubicará en la cámara de combustión.
Figura 70. Ignitores con Combustible Sólido.
9.1.2. Base Ignitor
Se evaluó la posibilidad de desgaste en todas las componentes del sistema de
ignición en cada encendida del motor; y si se busca realizarse más de una prueba
estática, es necesario disponer de partes de repuestos. Debido a que ya se dispone
92
de diferentes tubos y tapones ignitores soldados, y de varios tornillos y tuercas con
los que se sujetaran a la base, el único elemento al cual le hacen falta réplicas es
este último. Para el cual se provee el plano en el Anexo 3, y que se utilizó como
base las dimensiones de Florián [18].
Figura 71. Base Ignitor.
9.1.3. Prueba Ignición
Se realizó un montaje para probar el encendido de los ignitores. Con el fin de
generar una ignición controlada, luego de iniciar una toma de datos de temperatura,
transcurrirían 30 [s] para darse el inicio de la combustión del ignitor acompañado de
una medición de su temperatura de llama cada 200 [ms].
En esta prueba se utilizó una tarjeta Arduino, que se encargaría de recibir los datos
medidos por la termocupla tipo K, dispuesta en la parte superior del ignitor; y
además se conectaría a un relé que permitiría o no el paso de corriente al sistema
de ignición, según un tiempo especificado en el código de programación de la tarjeta
de adquisición de datos.
93
Figura 72. Montaje Circuito Ignición.
Luego de algunos ensayos de tiempos y respuestas del sistema a partir de las
instrucciones dadas a la tarjeta de datos, se procedió a realizar todo el
procedimiento con el ignitor conectado. La prueba fue realizada según lo esperado
y la temperatura de llama logró ser determinada antes, durante y después de la
ignición.
Figura 73. Ensayo Combustión Ignitor.
Tarjeta Arduino conectada a PC
Batería 12 [V]
Ignitor
Termocupla
Relé
94
Figura 74. Gráfico Temperatura Ignitor.
Luego de las pruebas del sistema de ignición se determinó que el tiempo que dura
la combustión del ignitor es de 6 [s]. De igual manera, se observa una llama que
alcanzó los 350 [°C], siendo un valor cercano a los 400 [°C] que se especifica para
la cámara de combustión en el encendido del motor [6]; además acompañada con
la quema de propelentes, es de esperarse que supere ese valor durante el ensayo
estático.
9.2. Vaselina en Inyectores
9.2.1. Prueba con Agua
Durante pruebas anteriores realizadas sobre el SUA-I, se presentó en constantes
ocasiones inconvenientes de sellado en el sistema de inyección durante la
preparación del motor. Este problema consiste en que, en el proceso de alistamiento
en el lugar del ensayo estático o lanzamiento, se requiere taponar los inyectores
utilizando vaselina, para evitar que en los propelentes ingresen a la cámara de
combustión, antes de la apertura necesaria de la válvula solenoide.
0,00
50,00
100,00
150,00
200,00
250,00
300,00
350,00
400,00
0,00 2,00 4,00 6,00 8,00 10,00 12,00
Tem
per
atu
ra L
lam
a [°
C]
Tiempo [s]
95
En razón a esto, se realizó una experimentación de columna de agua sobre los
inyectores de combustibles y oxidante, para determinar si efectivamente la vaselina
puede soportar por lo menos 1000 [mm] de altura de este fluido, sin permitir algún
tipo de fuga. Esta prueba evalúa una altura de agua superior a lo esperada por cada
uno de los propelentes, que en el caso de los 6 inyectores de oxidante la altura
máxima esperada alcanzaría los 500 [mm], y para el inyector de combustible esta
altura sería cercana a los 250 [mm], tomando como referencia la altura de los
tanques de peróxido y gasolina [18].
Para este experimento se requirió utilizar uno de los inyectores de oxidante y el
correspondiente de combustible. De igual manera, se ensamblaron a sus
respectivas bases que irían roscadas a un adaptador de 1/8” NPT macho – 1/4" NPT
hembra. Finalmente, para poder agregar la columna de agua se utilizó una
manguera de 1/2" acoplada al sistema con un conector espiga con unión de 1/4"
NPT macho.
Figuras 75-76. Conexiones Prueba Columna de Agua. (der.) Combustible. (izq.) Oxidante.
Con el sistema de conexión dispuesto, se adicionó vaselina a cada inyector hasta
que este saliera por el otro extremo, de manera que quedaran taponados
96
totalmente. Posterior a esto, se agregó agua por la parte superior de la manguera
hasta alcanzar un nivel de 1000 [mm] y se dejó el sistema en reposo por algunos
minutos, para luego verificar si hubo alguna fuga de este fluido y si se logró un
taponamiento efectivo. El resultado para ambos tipos de inyectores fue que la
vaselina no permitió la salida de agua en ningún momento y proveyó un selle
correcto. En la siguiente figura se observa montaje para la prueba junto con la altura
de agua mencionada.
Figura 77. Columna de 1000 [mm] de Agua en Experimento.
97
9.2.2. Prueba con Propelentes
Similar a las pruebas de columna de agua realizadas, se procedió a utilizar los
propelentes que cada uno transportará. Para ello ahora serían probados los
inyectores con gasolina y peróxido con una columna de 400 [mm].
El fin de este experimento, es corroborar tanto que el taponamiento es total
utilizando la vaselina, para cerca de 420 [mm] que tendrá de altura los propelentes
en ambos tanques; al igual que determinar alguna posible reacción entre la vaselina
y los propelentes, que pudiese haber estado generando las fugas en pruebas
anteriores al motor.
Figuras 78-79. Selle Vaselina con (izq.) Gasolina y (der.) Peróxido de Hidrógeno.
Se dejaron cada uno de los sistemas anteriores por cerca de 2 [h], además de
marcárseles el nivel inicial de gasolina y peróxido. Transcurrido este tiempo se
observó que ninguno de los propelentes presentó fugas en los inyectores, y se
determinó que, con las bases, inyectores y vaselina usados, se puede asegurar el
selle total de ambos fluidos en el inicio de la prueba estática.
98
9.3. Circuitos Activación
En el ensayo del motor se requieren dos pasos esenciales de control a distancia,
siendo la activación de la válvula solenoide para el paso del gas presurizado hacia
los tanques líquidos, y el encendido del sistema de ignición para la combustión de
los propelentes. Debido a esto, deben existir dos circuitos de activación, para iniciar
el ignitor y posteriormente abrir la electroválvula para que el oxidante y combustible
sean transportados a la cámara de combustión.
Este orden es importante, ya que al estar en un comienzo activo el sistema de
ignición, los propelentes entran directamente a iniciar la producción de gases
propulsores. Debido a esto, los tiempos a evaluar para generar los circuitos de
activación son: el tiempo total de ignitor encendido de 6 [s] con respuesta inmediata
a la fuente de 12 [V] (sección “Sistema de Ignición”), el tiempo que tardan en entrar
los propelentes a la cámara luego de la apertura de la válvula de 7 [s] y el tiempo
total de la prueba (duración total de salida de propelentes) de 18 [s]; estos últimos
obtenidos de la sección “Tiempos Prueba Estática”.
Al buscar la entrada de propelentes en un punto en que el ignitor presenta alta
temperatura y le resta tiempo considerable de llama (figura 77), se determina que
los propelentes deben ingresar en el segundo 3 después de activado el ignitor.
Como estos tardan 7 [s] luego de abrir la válvula solenoide, se establece que se
envía la señal de apertura de la válvula y transcurridos 4 [s] el sistema de ignición
se activa, mantenida así por mínimo 20 [s] correspondientes a la evacuación del
oxidante y combustible de los tanques en su totalidad.
9.4. Medición Variables
En principio es importante medir durante la prueba estática los parámetros de
diseño con los que se especificó el modelo original, para de esta forma comprobar
que efectivamente se construyó un motor similar que cumple con sus mismas
características. Dicho esto, se debe propender por medir en el banco de pruebas el
99
empuje a lo largo del tiempo de encendido, la temperatura y presión en la cámara
de combustión.
Para determinar las presiones dentro de recipientes cerrados, se puede recurrir al
uso de manómetros o transductores de presión como sistema de medición.
Para la medición del empuje se requiere de un dinamómetro que responda a fuerzas
de compresión que realizará el motor al encenderse y pretender propulsarse por la
salida de gases. O también es factible utilizar una celda de carga que facilite la
medición de esta variable, pero conlleva a un costo mayor.
Para medir la temperatura dentro de la cámara de combustión se puede optar por
utilizar una termocupla, ya que son los sensores eléctricos más utilizados en la
industria para estas mediciones, y más tratándose de temperaturas elevadas dadas
por una combustión.
9.4.1. Sensores Pruebas Anteriores
Para medir la temperatura y la presión en la cámara de combustión, el mamparo
modificado ya cuenta con algunas modificaciones en su estructura, tomadas del
trabajo de Pinzón [4], siendo 2 orificios con rosca 1/8” NPT (figura 57). En el
desarmado del motor inicial (siguiente figura), se encontraba ensamblada la
termocupla Cole – Parmer® tipo K en uno de los agujeros roscados. Mientras el otro
mostraba una conexión hidráulica destinada a la unión de un transductor Omega®
PX409-1.0KG5V [11].
100
Figura 80. Orificios Medición Temperatura y Presión.
Figura 81. Termocupla Cole Parmer. [37]
Figura 82. Transductor de Presión
Omega. [38]
La termocupla que medirá la temperatura en la cámara de combustión maneja un
mínimo de -250 [°C] y máximo de 1100 [°C], valor de diseño esperado de 400 [°C].
Caso similar al del transductor de presión, debido a que tiene un rango de operación
de 0 [psi] a 1000 [psi], y la presión de trabajo de la cámara es de 70 [psi]. Con esto
se determina que ambos sensores generarán la obtención de datos sin
inconvenientes en el manejo de las magnitudes de las mediciones.
El estudiante Pinzón propone la celda de carga Omega® LC105 [11], para la
medición del empuje en la prueba estática, por lo que puede repetirse su uso para
el presente trabajo. Para definir el rango de trabajo que debería tener la celda de
carga y con esto especificar el modelo de esta, se toma como valor de referencia el
máximo empuje de 270 [N] que se esperaría justo al iniciar el encendido. Esta fuerza
Ubicación
Termocupla
Ubicación
Transductor
Presión
101
equivale a cerca de 60 [lb] por lo que una celda Omega® LC105 – 100 que al tener
una capacidad de 100 [lb], mediría esta variable sin problema.
Figura 83. Celda de Carga de 100 [lb]. [39]
9.4.2. Sensores Pruebas Actuales
Luego de realizarse un inventario y revisión de los instrumentos de medición
disponibles para la prueba estática, se reafirma el uso de la termocupla tipo K que
se encontraba acoplada al motor desde el primer desensamble realizado. Por otra
parte, se determinó el transductor de presión EBCHQ-PT258B [40] con un rango de
0 a 138 [bar] (2000 [psi]) y una celda de carga Lexus de hasta 50 [kg] [41] (490 [N]),
que se encuentran acoplados en el banco de pruebas.
Figura 84. Transductor de Presión EBCHQ.
102
Figura 85. Celda de Carga Lexus 50 [kg].
En cuanto a los intervalos de medición de estas 3 variables, se observa que las que
son más sensibles a cambios durante las pruebas son el empuje y la presión en la
cámara, además de ser las de mayor interés. Con esto, se define un intervalo de
100 [ms] para la obtención de estas variables; mientras que la temperatura, tanto
por el tiempo de respuesta de la termocupla, se puede tomar cada 200 [ms].
9.5. Ensamble Motor
9.5.1. Listado Partes
Para iniciar el ensamble del motor SUA-I, se realizó un inventario del total de piezas
existentes requeridas para el mismo. Comparando las de partes utilizadas por
Florián [18] y Pinzón [4], se pudieron determinar con exactitud las especificaciones
de cada una y de esta forma añadir la totalidad de partes en el nuevo listado creado
(ver el Anexo 4).
Se configuraron de forma distinta los diferentes subconjuntos encontrados, ya que
ahora se encuentra un total de 7, basándose en los ensambles propuestos por
System Solaire Enr. [13], siendo los siguientes:
• Ensamble Reservorio de Presión (S1).
• Ensamble Válvula de Cheque (S2).
• Ensamble Sistema Aspersión de Combustibles (S3).
103
• Ensamble Tanques y Sistema de Inyección (S4).
• Ensamble Ignitor (S5).
• Ensamble Cámara de Combustión (S6).
• Ensamble Motor (S7).
9.5.2. Instructivo Ensamble
Para ensamblar el motor con las partes que se les realizó mantenimiento y los
elementos rediseñados que fueron manufacturados, se siguieron los instructivos de
ensamble propuestos por la empresa System Solaire Enr. [13] y por Pinzón en su
trabajo [4], además de aplicar los cambios de configuración mencionados en la
subsección anterior (ahora 7 subconjuntos). Los pasos seguidos se exponen en la
siguiente hoja de procesos, donde todas las conexiones son realizadas con rosca
NPT y utilizando cinta de teflón para sellarlas:
Ensamble
(Operación)
Tiempo
Aprox.
Componentes
(Anexo 4)
Secuencia
Diagrama
S1
(10)
4 [min] -Reservorio (#1)
-Manómetro (#2)
-Válvula Alivio (#3)
-Tapón 1/4" (#4)
Roscar #2, #3
y #4 a la parte
superior de #1.
1
2
3 4
104
S1
(20)
10 [min] -Reservorio (#1)
-Adaptador Macho de
3/8” a 1/4" (#5)
-Válvula Solenoide
(#6)
-Niple Macho de 1/4" -
1,5” (#7)
-Te de 1/4" Hembra
(#8)
-Niple Macho de 1/4" -
2,5” (#9)
Unir #5 a la
parte inferior
de #1.
Roscar parte
#6, seguida de
#7 junto a #8 y
#9.
S2
(10)
8 [min] -Adaptador Macho de
1/4" a 1/8” (#10)
-Adaptador Hembra
de 1/8” (#11)
-Conector Espiga de
1/8” (#12)
-Manguera de 1/8” OD
(#13)
-Adaptador Hembra
de 1/8” a Macho 1/8”
(#14)
Iniciar con #10,
y roscar con
#11 al cual se
le une #12, #13
y #14
(Ensamble
fijo).
1 5 6
7 8
9
10
11
12
13
14
105
S2
(20)
3 [min] -Tubing de 1/8” OD
(#15) x2
-Válvula de Cheque
(#16)
-Adaptador Macho de
1/8" a 1/4” (#17)
-Niple Hembra de 1/4"
(#18)
-Codo de 1/4" a 3/8”
(#19)
Unir #16 con
dos #15 y
conectores
(Ensamble
fijo).
Roscar a lo
anterior las
piezas #17,
#18 y #19 en
ese orden.
S3
(10)
10 [min] -Mamparo (#21)
-Base Boquilla
Combustible (#23)
-Inyector Combustible
(#24)
Unir a la parte
inferior de #21
la pieza #23
junto a #24.
10 11
12
13
14
15
15
16
17
18
19
21
23
24
106
S3
(20)
10 [min] -Mamparo (#21)
-Niple Macho de 1/8”
(#25) x2
-Te de 1/8” (#26)
-Tapón de 1/8” (#27)
-Niple Hembra de 1/8”
(#28)
-Adaptador Macho de
1/8” a 1/4" Hembra
(#29)
-Codo de 1/4" a 3/8”
(#30)
En la parte
superior de
#21 roscar un
#25 junto con
#26.
En un lado de
#26 se une
#27. Al otro
costado se une
el otro #25,
seguido de
#28, #29 y
finalizando con
#30.
S4
(10)
20 [min]
-Tanque de
Combustible (#33)
-Adaptadores de 1/2"
OD a 3/8” (#31) x2
-Tanque de oxidante
(#32)
-Adaptadores Macho
de 1/4" a Hembra de
1/8” (#35) x6
-Niples de 1/8” - 3,5”
(#36) x6
El #33 debe
contar con #31
en sus 2
extremos.
En la parte
inferior de #32
se ensamblan
los 6 #35 y
cada uno con
una pieza #36.
21
25
26 27 28 29
30
31
32
33
35
36
107
S4
(20)
30 [min] -Mamparo (#21)
-Tuercas de 1/8” (#37)
x12
-Niples de 1/8” - 3,5”
(#36) x6
-Base Boquilla
Oxidante (#38) x6
-Inyector Oxidante
(#39) x6
-Codo de 1/4" a 3/8”
(#30)
-Tanque Oxidante
(#32)
-Adaptador de 1/2"
OD a 3/8” (#31)
Ensamblar S3
utilizando los 6
orificios en #21
y las 12 piezas
#37, que se
roscaran en los
#36.
En los
extremos de
cada #36 se
acopla un #38
y su respectivo
#39.
Roscar la
pieza #30 de
S3 con #31 de
la parte inferior
de #32.
21
31
37
36
38
39
30
32
108
S5
(10)
5 [min] -Tubo de 7/8” (#40)
-Tapón 7/8” (#41)
-Tornillo de 1/4" – 1,5”
(#42) x4
-Tuerca de 1/4” (#43)
x8
-Base Ignitor (#44)
Con la unión
soldada entre
#40 y #41, se
une con una
pieza #42 y
dos #43 a #44.
En los orificios
externos de
#44 se
ensamblan
tres piezas #42
acompañados
por 2 #44 cada
uno.
S6
(10)
1 [min] -Escudo Ignición
(#46)
-Cámara de
Combustión (#45)
-Tobera (#47)
Introducir S5 y
el #46 dentro
de #45.
Roscar #47 a
la parte inferior
de #45.
40
41 42
43
44
45
46
47
109
S7
(10)
5 [min] -Codo de 1/4" a 3/8”
(#12)
-Adaptador de 1/2"
OD a 3/8” (#20)
Acoplar #12 de
S2 con #20 del
extremo
superior de S4.
S7
(20)
7 [min] -Barras de 160 [mm]
(#48)
-Tornillos bristol (#49)
-Reservorio (#1)
-Tanque Oxidante
(#32)
Utilizar las 4
piezas #48 con
las 8 #49 para
fijar el sistema
de sujeción
entre el #1 de
S1 y el #32 de
S4.
12 20
48
49
1
32
110
S7
(30)
6 [min] -Te de 1/4" Hembra
(#8)
-Adaptador Macho de
1/4" a 1/8” (#10)
Realizar la
unión entre S1
y S2, mediante
la rosca entre
#8 de S1 y el
extremo libre
de #10 en S2.
S7
(40)
8 [min] -Niple Macho de 1/4" -
2,5” (#9)
-Tanque Oxidante
(#32)
Unir S1 y S4
utilizando el
extremo libre
de #9 en S1 y
roscándolo en
la parte
superior de
#32 en S4.
8 10
32
9
111
S7
(50)
6 [min] -Tornillo M5 (#50) x6
-Tuerca M5 (#51) x6
-Mamparo (#21)
-Cámara de
Combustión (#45)
Utilizar 6 #50
con sus
respectivas
#51, para
acoplar el #21
de S4 con la
pieza #45 de
S6.
Tabla 9. Instructivo Ensamble.
Figura 86. Motor SUA-I Nuevo - Ensamble S7.
9.6. Montaje Motor en Banco de Pruebas
El banco de pruebas destinado para la prueba estática del motor SUA-I, se
denomina UCAND-3 y fue construido por Pedro Otoya en su proyecto de grado [42],
siendo el último banco disponible por el PUA.
50
45
21
112
Figura 87. Banco de Pruebas UCAND-3. [42]
En recientes ensayos en los cuales se ha utilizado este banco se han trabajado
pruebas de forma horizontal. Esto en razón a facilidad tanto en el encendido de los
motores de cohete, como por la obtención de datos de empuje más fiables que en
una prueba vertical, ya que se evitan problemas de fricción entre banco y camisa
del motor, y efectos de fuerzas con componente gravitacional.
Figura 88. Banco de Pruebas Motor - Horizontal.
113
De igual manera, se contempla esta posibilidad, ya que el transporte y ensamble
únicamente del banco de pruebas de 212 [kg], reduce tiempos, costos y esfuerzos
humanos; que si fuese montado también sobre su base de 303 [kg] [42].
El inconveniente principal del montaje del motor SUA-I, es como se puede realizar
la prueba de forma horizontal, ya que al ser un motor de propelentes líquidos
siempre se había contemplado su encendido vertical. Dicho esto, el problema se
centra en el tanque de oxidante debido a que, el motor al encontrarse en esa nueva
posición, la totalidad de los inyectores no se vería involucrada en el transporte del
peróxido hacía la cámara de combustión.
Para resolver este posible inconveniente se determinó que es posible realizar la
prueba no totalmente horizontal, pero con una inclinación en el banco, con lo cual
se reducen costos y se evitaría realizarle modificaciones al motor.
9.6.1. Inclinación Necesaria Motor
Para evaluar la posibilidad de realizar una inclinación del motor sobre el banco de
pruebas en posición horizontal, se generarán cálculos teóricos que provean el
posible ángulo que se le pueda dar al mismo.
Para esto se realiza un análisis geométrico de la inclinación del SUA-I y
específicamente sobre el oxidante que será almacenado; puesto que al existir 6
diferentes salidas y no asegurarse una posición vertical, en algún momento uno o
más inyectores saldrá del encendido del motor, ya que la columna de peróxido no
se encuentra perpendicular al suelo.
Dicho esto, se presenta el esquema y ecuaciones usados para este análisis del
ángulo de inclinación y su relación con el volumen de oxidante que es posible
cargar. Cuando se hace mención a la variable “encendido” se refiere al volumen que
será utilizado por los 6 inyectores, y “sobrante” es el volumen restante que no actúa
sobre todo el sistema de inyección. De igual manera, el diámetro interno del tanque
y la altura total del mismo ya se conocen de los planos de diseño, teniendo valores
de 92 [mm] y 419 [mm] correspondientemente [18].
114
Figura 89. Esquema Inclinación Motor.
VTotal = VEncendido + VSobrante
VTotal =π
4dint
2 hEncendido +1
2[π
4dint
2 hSobrante]
VTotal =π
4dint
2 [hEncendido +1
2hSobrante] ; hTotal = hEncendido + hSobrante
VTotal =π
4dint
2 [hTotal −1
2hSobrante] ; tan θ =
dint
hSobrante
VTotal =π
4dint
2 [hTotal −1
2dint cot θ]
Ecuación 31. Relación Ángulo Inclinación y Volumen Carga Oxidante.
Con la anterior ecuación obtenida, ahora se tiene una relación directa entre el
volumen que debe ser cargado de oxidante a partir del ángulo de inclinación que
sea posible generarse en el banco. Para tener un valor preliminar de dicho ángulo,
se optará por tomar como volumen total los 1,67 [L] de peróxido (sección “Tanques
de Propelentes”) que deberían ser administrados durante la prueba estática.
1,67[L] =π
4(92[mm]) [(419[mm]) −
1
2(92[mm]) cot θ]
θ = 15,33 [°]
θ
θ
115
9.6.2. Inclinación Banco de Pruebas
En primer lugar, se realizaron mediciones con un flexómetro para determinar la
longitud actual del banco de prueba y la altura a la que se encuentra la celda de
carga desde la base donde se atornillan los anillos de sujeción. Estas dimensiones
son importantes, ya que, en busca de dar la inclinación necesaria de 15,33° al motor
para la prueba con una carga de oxidante de 1,67 [L], se puede optar por inclinar el
SUA-I una vez montando en el banco, inclinar todo el banco de prueba o ambas
opciones de forma simultánea.
Para determinar el posible ángulo que se le puede dar al motor en el banco de
prueba, es suficiente una relación trigonométrica entre la altura de ubicación de la
celda de carga de 185 [mm] y la longitud de la camisa del motor de 1300 [mm], esta
última obtenida del diseño de Pinzón [4].
tan θmotor =hcelda carga
Lcamisa motor=
185 [mm]
1300 [mm]
θmotor = 8,18 [°]
Figura 90. Montaje Inclinación Camisa en Banco de Pruebas.
Como el ángulo que se le da al motor en el banco junto con el de la inclinación que
se le provea al banco inicialmente, deben sumar los 15,33 [°]; se utilizará entonces
un ángulo de 7,15 [°], como el que debe generarse a la longitud medida de 2240
[mm] del banco UCAND-3. Con estos valores, se calculará una altura requerida en
116
la parte superior del mismo para obtener esta inclinación, que se obtendrá utilizando
algún bloque soporte o el mismo terreno de prueba.
sin θbanco =hbloque
Lbanco
sin 7,15° =hbloque
2240 [mm]
hbloque = 280 [mm]
9.7. Acople Motor y Celda de Carga
Para la puesta a punto del banco de pruebas, es necesario considerar de que forma
el motor se acoplará con la celda de carga. Actualmente, la celda cuenta con una
placa con 4 ejes roscados, pero estos están dispuestos para un motor sin camisa
de pruebas. En razón a esto, se decidió diseñar una placa de acople entre la celda
de carga, utilizando su orificio roscado M8, y la camisa tubular en la cual irá montado
en motor SUA-I, construida en el proyecto de Pinzón [4].
Por otro lado, se consideró la necesidad de generarle unos bordes a esta placa, ya
que, en dado caso de un desfase de la camisa, debe existir una restricción en todos
los lados para evitar datos erróneos de empuje; los planos utilizados para la
manufactura se encuentran en el Anexo 5.
La manufactura de la placa fue realizada con una lámina de aluminio de 5 [mm] de
espesor, cortada con plasma para obtener la placa y los 4 bordes requeridos. Para
unir las piezas se recurrió a soldadura.
117
Figura 91. Placa Soporte Celda Carga.
Finalizada la manufactura se verificó como quedaba dispuesta la camisa dentro de
esta placa bordeada, con el fin de evaluar su posible funcionamiento en el ensayo
estático. Se observa que se cumple con la necesidad de rodear la camisa del motor,
con un pequeño espaciado para evitar fricción entre las mismas, además de evitar
desniveles en la perpendicularidad entre la celda y el SUA-I.
Figura 92. Ajuste entre Camisa y Placa Soporte.
118
10. Prueba Estática
10.1. Formato Fuerza Aérea Colombiana
Con el fin gestionar apoyo con la fuerza aérea colombiana (FAC) para la realizar el
encendido del motor SUA-I en el municipio de Villa de Leyva como sitio de prueba,
se debió llenar un formato específico para el lanzamiento de vehículos suborbitales,
que para este caso no será un lanzamiento, sino una prueba estática. En este se
describen los detalles de la misión, equipo encargado, cronograma, motor,
suministros, riesgos, entre otros factores importantes a considerar para la ignición
de este motor.
10.2. Formularios Control
Para poder realizar la prueba estática, se adelantó la consignación de datos en el
protocolo de apertura de misión. En este se debieron llenar 8 diferentes formularios
(Anexo 6) que especifican los pasos a seguir y datos importantes para tener en
cuenta antes, durante y después de realizar este ensayo. Estos fueron los
siguientes:
1. Zona Punto Cero: Ubicación del sitio de prueba, además detalles y
consideraciones para ser preparada y controlada.
2. Personal Involucrado: Personas participantes en el ensayo, con
especificación de los asistentes a la misma.
3. Matriz de Riesgos: Identificación de todos los posibles riesgos y medidas
para mitigarlos.
4. Banco de Pruebas: Procedimiento para ensamble y anclaje del banco.
5. Motor: Transporte, ensamble y preparación del motor de cohete.
6. Propulsor en Banco: Listado de acciones para puesta a punto del motor, una
vez ubicado en el banco.
7. Ignición: Procedimiento para realizar la ignición del propulsor.
8. Revisión Post-Prueba: Eventos a seguir una vez finaliza el ensayo, para
desmontar motor y banco del sitio de pruebas.
119
Por otro lado, es importante evaluar otros detalles no mencionados en este
protocolo, siendo el transporte de químicos al punto cero; y, en un escenario no
deseado, que debe realizarse si durante el encendido no hay ignición o si, por el
contrario, hubo una explosión del motor. Para ello, fueron traídas a consideración
los procedimientos realizados por Pinzón [4] en los cuales determinó el tratamiento
de las sustancias manejadas, y como proceder en casa de una no-ignición o una
explosión.
10.2.1. Transporte Químicos
• Oxidante: El peróxido de hidrógeno en tanque rígido separado de
combustible y catalizador.
• Combustible: La gasolina en tanque rígido separado de oxidante y
catalizador.
• Catalizador: El yoduro de potasio empacado en bolsas.
• Ignitor: El combustible sólido (Candy) cubierto en aislante térmico y eléctrico.
• Gas Presurizante: El nitrógeno gaseoso en cilindros para gas.
10.2.2. No Ignición
• Esperar 10 [min] para estabilización de la situación.
• Reiniciar y poner en espera sistema DAQ.
• Cerrar llave maestra del sistema de ignición.
• Retirar cable que enciende ignitor.
• Recomenzar procedimiento prueba estática (Formulario PM-004).
10.2.3. Explosión
• Esperar 15 [min] para estabilización de la situación.
• Verificar estado personal e instalaciones.
• Apagar sistema de ignición con llave maestra e interruptor principal.
120
• Desconectar batería del sistema de ignición.
• Apagar sistema DAQ y evaluar daños.
• Revisar estado del banco de pruebas y del motor.
• Realizar inventario y almacenamiento de piezas recuperadas.
• Finalizar procedimiento prueba estática (Formulario PM-008).
10.3. Procedimiento
En el procedimiento a seguir para la realización de la prueba estática en Villa de
Leyva del motor SUA-I, deben considerarse diferentes pasos de verificación antes,
durante y después de realizado el encendido del motor; todo esto basado en los
formularios y protocolos llenados para este ensayo.
10.3.1. Propelentes y Sustancias Químicas
Se debe asegurar el transporte de ambos propelentes (peróxido de hidrógeno al
50% y gasolina) en bidones de polipropileno separados entre sí y resguardados de
fuentes de calor o chispa, siendo 1 galón para el combustible y 2 galones para el
oxidante.
Por otro lado, debe disponerse de bolsas selladas para el transporte del catalizador
(yoduro de potasio), que cargarán 1 [kg] en total. Debe llevarse cerca de 1 [L] de
agua destilada para poder generar la consistencia de pasta requerida para el
yoduro, y de esta forma ser aplicada en el escudo de ignición.
En cuanto a los ignitores, siendo 5 unidades, deben ser dispuestos en bolsas
separadas de las demás sustancias, evitando contacto con fuentes eléctricas. El
tanque de 1 [m3] de nitrógeno debe ser transportado, en una zona ventilada, con
correas de seguridad para evitar golpes durante el trayecto.
121
10.3.2. Motor y Camisa
Con el fin de preservar la integridad estructural tanto del motor como de la camisa,
se deben disponer de embalajes compuestos de plástico alveolar y cajas para
transportarlos. Esto debido a que al ser objetos de forma cilíndrica y de masa de no
tan alto valor, son propensos a rodarse durante el trayecto y podrían sufrir daños en
caso de golpearse.
Es necesaria también la revisión de las herramientas necesarias para el montaje del
motor en la camisa y en el banco de pruebas. De forma similar, se verifica el estado
y montaje del transductor de presión y termocupla en el mamparo del motor, al igual
que los cableados y circuitos electrónicos de la válvula solenoide y el sistema de
ignición. Todo esto deben llevarse en un vehículo diferente al que transporta los
componentes químicos.
10.3.3. Banco de Pruebas e Instrumentación
El banco de prueba puede ser llevado al sitio de prueba sin los mismos
requerimientos de transporte que los anteriores dos elementos. Esto se debe al gran
peso que tiene, y la forma rectangular que posee, por lo que permanece estático
dentro del vehículo. Aun así, se dispondrá de correas para sujetarlo y evitar que con
un movimiento repentino pudiese desplazarse. Para poder ensamblarse en el
ensayo, deben verificarse los elementos de sujeción y las herramientas requeridas
para su montaje.
De igual manera, es importante examinar el estado y transporte de todas las
conexiones, instrumentación y cableado necesarios para la prueba. Estos deben ser
llevados en un embalaje dispuesto solo para la electrónica y resguardado de las
sustancias químicas.
122
10.3.4. Motor en Banco de Pruebas
Una vez se realiza la verificación del estado de llegada de todos los elementos de
la prueba, y posterior revisión del punto cero de la prueba, se inicia el montaje de
motor en la camisa para después proceder a su ensamble en el banco. Se requiere
también una examinación a la instrumentación y a las conexiones de hardware y
software para la adquisición de datos, al igual que a los circuitos de ignición y
apertura de válvula del motor.
Posteriormente, debe iniciarse con la carga de sustancia químicas al motor,
iniciando con la inserción del ignitor, ya cableado y conectado al circuito de ignición,
en la cámara de combustión. Realizado esto, se introduce el escudo de ignición,
que en su exterior carga la pasta de yoduro de potasio formada con agua destilada
(en total 33 [g] de catalizador).
Antes de ensamblar la cámara de combustión al motor, deben desacoplarse,
sellarse y volver a roscarse los 7 inyectores utilizando vaselina. Con esto, se
procede a la carga de los propelentes líquidos en sus respectivos tanques, siendo
1,67 [L] de peróxido de hidrógeno en tanque oxidante y 0,32 [L] de gasolina en el
serpentín de combustible.
Finalmente, se puede presurizar el reservorio a la presión de trabajo de 300 [psi]
con el cilindro de nitrógeno, utilizando el sistema dispuesto en la figura 64.
10.3.5. Encendido Motor
Finalizados todos los pasos anteriores, todo el personal involucrado directa o
indirectamente en la prueba debe despejar la zona en un diámetro de 80 [m] a 100
[m] para estar en una zona segura. Luego, debe iniciarse la grabación de cámara
para registro de video, al igual que la adquisición de datos, anotando la hora exacta
en que se realiza.
Para encender el motor, se cuenta con un conteo regresivo de 30 [s] una vez se
proporcione la orden de iniciar la secuencia. Transcurridos 23 [s], comenzará la
123
apertura de la válvula solenoide, para que luego de 27 [s] de la cuenta regresiva el
ignitor sea encendido; con lo que, en el segundo 0 se inicie la liberación de gases
de propulsión.
10.3.6. Post-Prueba
Terminada la ignición del motor y la salida de gases de combustión, se procede a
detener la grabación de las cámaras y la adquisición de datos, además de dejar
abierta la servoválvula para la evacuación de los propelentes residuales. Es
importante guardar la información de la prueba en diferentes dispositivos, para tener
copias de seguridad.
Finalmente, el personal encargado se dirige a la zona del ensayo para desconectar
los sensores de medición y sistema de toma de datos, y para desmontar el motor
con la camisa del banco de pruebas. Este ensamble debe dejarse enfriar por
algunos minutos para poder manipularse con mayor facilidad. Por último, se
disponen de los embalajes respectivos de almacenamiento de todos los sistemas
electrónicos, motor cohete, camisa, banco de pruebas y sustancias químicas
sobrantes, para ser transportados de regreso.
124
11. Costos Finales
A continuación, puede observarse la inversión económica (pesos colombianos)
realizada en el desarrollo del proyecto, teniendo en cuenta los ítems de manufactura
y accesorios adquiridos para la puesta a punto del motor y del banco de pruebas,
con el costo de sustancias químicas:
Tabla 10. Costos Finales.
125
12. Conclusiones
Se concluye que pudo realizarse la manufactura de un motor de cohete de
propelentes líquidos con un menor costo ($ 2’719.000 solo manufactura) frente al
inicialmente recibido ($ 4’000.000), que además por los nuevos materiales y
dimensiones adaptadas, se logra proveer mayor resistencia a esfuerzos y corrosión.
De igual manera, se posibilita la realización de una mayor cantidad de pruebas
estáticas acompañadas de un menor desgaste por sustancias químicas, presiones
y temperaturas involucradas.
Por otro lado, se deja para el PUA un motor de cohete especializado para la
realización de pruebas estáticas con líquidos no criogénicos, ya que para un
lanzamiento este cuenta con masa (25 [kg]) mayor al empuje que puede proveer.
Esto con el fin de posteriormente, promover el desarrollo de misiones con este
vehículo manufacturado con materiales más livianos.
Se comprueba la fácil replicación de este motor, tanto el SUA-I inicial como el
rediseñado, consintiendo únicamente en el seguimiento de indicaciones de planos,
compra de conexiones hidráulicas y elementos estándar, todo esto asequible en el
mercado local y que la industria del país puede desarrollar sin complejidades.
También fue posible encontrar alternativas para las sustancias químicas que
presentaban inconvenientes de adquisición por prohibiciones a nivel nacional,
siendo el catalizador y gas presurizante. De esta manera, para futuras pruebas, el
yoduro de potasio y nitrógeno gaseoso son comprados de manera sencilla y además
por bajos costos en el mercado local.
Se generan contactos con la alcaldía de Villa de Leyva, que muestra tanto interés
como apoyo para posteriores pruebas estáticas de motores y lanzamientos de
vehículos a realizarse en el PUA.
126
13. Referencias
[1] D. Garzón, C. Duque y M. Roa, Introduccion General a la Tecnologia de
Propulsion, 2004.
[2] «Proyecto Uniandino Aeroespacial,» [En línea]. Available:
https://pua.uniandes.edu.co/doku.php?id=principal. [Último acceso: 26 Marzo
2017].
[3] A. Florián, «Diseño de un motor cohete de combustible líquido para vehiculos
amateur,» 2011.
[4] J. Pinzón, Ensamble y prueba de un motor cohete de combustible líquido,
Bogotá: Departamento Ingeniería Mecánica, 2013.
[5] E. Avendaño, Puesta a Punto y Ensayo en Banco Estático de los Motores
PUA: SUA I, PUA L1-6S-2000N, Bogotá: Departamento Ingeniería Mecánica,
2014.
[6] «Systeme Solaire,» 2008. [En línea]. Available:
http://pages.total.net/~launch/.
[7] L. Krzycki, How to design, build and test small liquid - fuel rocket engines,
1967.
[8] D. Huzel y D. Huang, Desing of liquid propellant rocket engines, 1967.
[9] J. Muñoz, «Número de Mach,» [En línea]. Available:
http://fluidos.eia.edu.co/hidraulica/articuloses/conceptosbasicosmfluidos/nma
ch/nmach.html.
[10]
0]
G. Sutton y O. Biblarz, Rocket Propulsion Elements, 2010.
[11] J. Pinzón, Ensamble y prueba de un motor de cohete de combustible líquido,
el SUA I., 2013.
[12] PeroxyChem, «Peróxido de Hidrógeno,» [En línea]. Available:
http://www.aniq.org.mx/pqta/pdf/PEROXIDO%20DE%20HIDROGENO%20(H
T).pdf.
[13] S. Solaire, «The SS67B-1. Detailed Drawings.,» 1997.
127
[14] L. Aguilar y C. Durán, «Química Recreativa con Agua Oxigenada,» [En línea].
Available: https://revistas.uca.es/index.php/eureka/article/viewFile/2737/2385.
[15] D. Q. Industriales, «Ficha Técnica Peróxido de Hidrógeno,» [En línea].
Available: http://dqisa.com/wp-content/uploads/2015/11/PEROXIDO-DE-
HIDROGENO.pdf.
[16] WebQC, «Peso Molecular O2,» [En línea]. Available:
https://es.webqc.org/molecular-weight-of-O2.html.
[17] SprayingSystems, «Full Cone Nozzles,» [En línea]. Available:
http://www.spray.com/Assets/SPRAY/Cat75HYD_US_B.pdf#page=7.
[18] A. Florián, «Planos Motor SUA I,» 2011.
[19] «Hielo Seco,» [En línea]. Available: http://www.hieloseco.es/caracteristicas-
del-hielo-seco/.
[20] «Peso Molecular CO2,» [En línea]. Available: https://es.webqc.org/molecular-
weight-of-CO2.html.
[21] Q. Casera, «Quitar Óxido del Metal,» [En línea]. Available:
http://www.quimicacasera.com/quitar-oxido-del-metal/.
[22] CNET. [En línea]. Available: https://www.cnet.com/es/imagenes/siete-cosas-
que-puedes-limpiar-con-coca-cola/.
[23] E. Edge, «Hydrostatic Pressure Tests ASME Pressure Vessels,» [En línea].
Available:
https://www.engineersedge.com/pressure,045vessel/hydrostatic_pressure_te
sts_13917.htm.
[24] T. Fabricator, «Posibles causas de la porosidad del metal de soldadura,» [En
línea]. Available: https://www.thefabricator.com/spanish/22-posibles-causas-
de-la-porosidad-del-metal-de-soldadura.
[25] L. Electric, «Consejos para Soldar Aluminio en la Industria Naval,» [En línea].
Available: https://www.lincolnelectric.com/es-es/support/process-and-
theory/Pages/11-tips-welding-aluminum.aspx.
[26] A. Mas, «Tablas de Corrosión».
[27] Wesco, «Tubería SCH 10, SCH 80 y SCH 40,» [En línea]. Available:
https://wesco.com.co/default.asp?iID=GFLJKE.
128
[28] E. Cortina, «Tubos y Accesorios de Acero Inoxidable,» [En línea]. Available:
http://www.eduardocortina.com/archivos/familias/Tubo_y_Acc_Acero_Inoxida
ble_2010_03_29_13_16_45.pdf. [Último acceso: 12 Febrero 2016].
[29] Nextews, «¿Por qué han prohibido permanganato de potasio?,» [En línea].
Available: http://es.nextews.com/3c6a1fb5/.
[30] E. Científicos, «Pasta de dientes de elefante,» [En línea]. Available:
https://www.experimentoscientificos.es/pasta-dientes-elefante/.
[31] U. d. Alicante, «Descomposición catalítica del peróxido de hidrógeno,» [En
línea]. Available: https://dqino.ua.es/es/laboratorio-virtual/descomposicion-
catalitica-del-peroxido-de-hidrogeno.html.
[32] C. H. Inglés, «Reacciones Químicas (Combustión),» [En línea]. Available:
COLEGIO HISPANO INGLÉS.
[33] F. I. d. S. Química, «Peróxido de Hidrógeno,» [En línea]. Available:
http://www.insht.es/InshtWeb/Contenidos/Documentacion/FichasTecnicas/FI
SQ/Ficheros/101a200/nspn0164.pdf.
[34] WebQC, «Peso Molecular N2,» 2018. [En línea]. Available:
https://es.webqc.org/molecular-weight-of-n2.html.
[35] «Valvias,» 2013. [En línea]. Available: http://www.valvias.com/prontuario-
propiedades-materiales-densidad-gases.php.
[36] Messer, «Dióxido de Carbono,» [En línea]. Available:
https://www.messer.es/documents/20570/785875/dioxido+de+carbono+tecnic
o.pdf/2551262f-9daf-4789-bd96-94b34a7a520e.
[37] «Cole - Parmer,» [En línea]. Available: https://www.coleparmer.com/i/digi-
sense-type-k-high-temperature-flexible-thermocouple-probe-12-l/0851696.
[38] «Omega Transductor Presión,» [En línea]. Available:
https://es.omega.com/pptst/PX409_SERIES.html.
[39] «Omega Celda Carga,» [En línea]. Available:
https://www.omega.com/pptst/LC105.html.
[40] E. Bogota, «EBCHQ,» [En línea]. Available:
http://www.electricasbogota.com/pdf/92071-92074.pdf.
[41] Lexus, «Celda tipo "S",» [En línea]. Available:
http://www.viaindustrial.com/manuales_pdf/PESO/234519.pdf.
129
[42] P. Otoya, Rediseño e implementación de un banco estático de segunda
generación para pruebas a motores cohete (UCAND-3), 2016.
[43] D. Huzel y D. Huang, «Design of Rocket Propellant Engines,» 1967.
[44] Honeywell. [En línea]. Available:
https://sensing.honeywell.com/sensors/airflow-sensors/AWM5000-series.
[45] J. Parczewski, «Bancos de Ensayos de Motores Cohete, parte II,» 2016. [En
línea]. Available: http://www.jpcoheteria.com.ar/BancoEnsMot2.htm.
[46] AlacerMas, «Aluminio 7075,» [En línea]. Available:
http://www.alacermas.com/img/galeria/files/aluminio/chapa_7075_aluminio.pd
f.
[47] «Wesco,» [En línea]. Available:
https://wesco.com.co/default.asp?iID=GFLJKE.
130
Anexos
Anexo 1. Componentes Motor SUA I.
# Parte Subconjunto Cantidad
1 Nariz SC1 1
2 Aleta auxiliar SC1 3
3 Collar SC1 1
4 Reservorio de presión SC2 1
5 Adaptador SC2 2
6 Regulador de presión SC2 1
7 Válvula de alivio SC2 1
8 Base reservorio SC2 1
9 Válvula solenoide SC2 1
10 Niple 1/4" SC2 2
11 Te 1/4" SC2 1
12 Niple 1/4"- largo SC2 1
13 Niple 1/8" - 3 1/2" SC2 1
14 Mamparo SC3 1
15 Boquilla combustible SC3 1
16 Adaptador boquilla combustible SC3 1
17 Niple 1/8" - largo SC3 1
18 Conector de 1/8" NPT a tubo 1/4" SC3 1
19 Te 1/8" NPT SC3 1
20 Niple 1/8" NPT - 1" SC3 1
21 Reductor 1/4" NPT a 1/8" NPT SC3 1
22 Codo de 1/4" NPT a tubo 1/8" SC3 1
23 Fuselaje SC4 1
24 Aleta SC4 3
25 Tuerca 1/8" NPT SC5 6
26 Niple 1/8" - 3 1/2" SC5 6
27 Tanque de oxidante SC5 1
28 Tuerca 1/8" NPT SC5 6
29 Boquilla de oxidante SC5 6
30 Adaptador boquilla oxidante SC5 6
31 Tanque de combustible SC5 1
32 Tubo ignitor SC6 1
33 Tapón tubo ignitor SC6 1
34 Tornillo 10 - 32 UNF SC6 3
35 Tuerca 10 - 32 UNF SC6 3
36 Tuerca 1/4" - 20 UNC SC6 1
131
37 Tornillo 1/4" - 20 UNC - 1/2" SC6 1
38 Base del ignitor SC6 1
39 Escudo ignición SC7 1
40 Cámara de combustión SC7 1
41 Tobera SC7 1
42 Tornillo M5 - 3 1/2" SC8 4
43 Te 1/8" modificada SC5 1
44 Manómetro SC2 1
45 Tubería 1/4" OD - -
46 Válvula cheque 1/4" SC8 1
47 Te con conexión 1/4" NPT SC8 1
48 Reductor 1/2" NPT a 1/4" NPT SC5 2
Anexo 2. Planos Tanque Oxidante Modificado.
132
133
Anexo 3. Plano Base Ignitor.
Anexo 4. Componentes Ensamble Final SUA I.
# Parte Subconjunto Material Cantidad
1 Reservorio Presión S1 Aluminio 1
2 Manómetro S1 - 1
3 Válvula de Alivio S1 - 1
4 Tapón 1/4" S1 Acero 1
5 Adaptador 3/8" a 1/4" Macho S1 Bronce 1
6 Válvula Solenoide S1 - 1
7 Niple 1/4" Macho - 1.5" S1 Bronce 1
8 Te 1/4" Hembra S1 Bronce 1
9 Niple 1/4" Macho - 2.5" S1 Bronce 1
10 Adaptador 1/4" a 1/8" Macho S2 Acero 1
11 Adaptador 1/8" Hembra S2 Acero 1
12 Conector Espiga 1/8" S2 Acero 1
13 Manguera 1/8" S2 - 1
134
14 Adaptador 1/8" Hembra a 1/8" Macho S2 Acero 1
15 Tubing 1/8" con conectores S2 Acero 2
16 Válvula de Cheque S2 - 1
17 Adaptador 1/8" a 1/4" Macho S2 Bronce 1
18 Niple 1/4" Hembra S2 Bronce 1
19 Codo 1/4" a 3/8" S2 Bronce 1
20 Adaptador 3/8" Hembra a 1/2" Tubo S2 Bronce 1
21 Mamparo S3 Acero 1
22 O-ring S3 - 1
23 Base Boquilla Combustible S3 Acero 1
24 Inyector Combustible S3 Bronce 1
25 Niple 1/8" Macho S3 Bronce 2
26 Te 1/8" S3 Bronce 1
27 Tapón 1/8" S3 Bronce 1
28 Niple 1/8" Hembra S3 Bronce 1
29 Adaptador 1/8" Macho a 1/4" Hembra S3 Bronce 1
30 Codo 1/4" a 3/8" S3 Bronce 1
31 Adaptador 3/8" Hembra a 1/2" Tubo S3 Bronce 1
32 Tanque Oxidante S4 Aluminio 1
33 Tanque Combustible S4 Aluminio 1
34 Tapón 1/2" S4 Acero 1
35 Adaptador 1/4" Macho a 1/8" Hembra S4 Acero 6
36 Niple 1/8" - 3.5" S4 Acero 6
37 Tuercas 1/8" S4 Acero 12
38 Base Boquilla Oxidante S4 Acero 6
39 Inyector Oxidante S4 Bronce 6
40 Tubo 7/8" S5 Cobre 1
41 Tapón 7/8" S5 Cobre 1
42 Tornillo 1/4" - 1.5" S5 Acero 4
43 Tuerca 1/4" S5 Acero 8
44 Base Ignitor S5 Acero 1
45 Cámara de Combustión S6 Acero 1
46 Escudo Ignición S6 Acero 1
47 Tobera S6 Acero 1
48 Barra 160mm S7 Acero 4
49 Tornillo Bristol S7 Acero 8
50 Tornillo M5 S7 Acero 6
51 Tuerca M5 S7 Acero 6
135
Anexo 5. Planos Placa Soporte de Celda Carga.
136
Anexo 6. Checklist Prueba Estática
6.1. Banco de Pruebas
PM-004-1
Verificación estructural
Verificación estructural banco de pruebas pre-embalaje. Todos los elementos de sujeción completos, templetes, contrapesos, etc.
☐
PM-004-2
Kit de herramientas
Verificación kit de herramientas necesario para montaje completo.
☐
PM-004-3
Cableado Verificación del cableado, sockets de conexión eléctrica y de instrumentación en correcto estado y con continuidad.
☐
PM-004-4 Permisos Permisos para retiro de instalaciones de
Uniandes aprobados. ☐
PM-004-5
Acondicionamiento Correcto embalaje del banco de pruebas junto a sus accesorios, herramientas e instrumentación.
☐
137
PM-004-6
Transporte Transporte y montaje en vehículo de transporte designado.
☐
PM-004-7 Llegada Verificación estado de llegada al punto cero. ☐
PM-004-8
Desmontaje Desmontaje del vehículo de transporte y transporte hasta zona designada para prueba.
☐
PM-004-9
Reconocimiento Reconocimiento del lugar de pruebas (Zona de prueba, zona de seguridad y zona de riesgo).
☐
PM-004-10
Montaje del banco Montaje del banco junto al motor SUA-I. ☐
PM-004-11
Templetes Instalación de templetes del banco. ☐
PM-004-12
Instrumentación Montaje y/o verificación de la instrumentación para prueba: celda de carga, termocupla y transductor de presión.
☐
PM-004-13
Adquisición de datos
Realización y verificación de conexiones al hardware y software para adquisición de datos de la prueba.
☐
PM-004-14
Revisión final Revisión final montaje del banco de pruebas, aseguramiento y acople adecuado y seguro con la camisa del motor SUA-I.
☐
6.2. Motor
PM-005-1
Estructura Verificación estructural motor SUA-I en instalaciones de Universidad de los Andes.
☐
PM-005-2 Kit de herramientas Verificación kit de herramientas necesario
para montaje completo. ☐
138
PM-005-3
Cableado Verificación del cableado, sockets de conexión eléctrica y de instrumentación en correcto estado y con continuidad.
☐
PM-005-4 Permisos
universidad Permisos para retiro de instalaciones. ☐
PM-005-5 Permisos transporte
Permisos para transporte aprobados ☐
PM-005-6
Embalaje Correcto embalaje del banco del motor. ☐
PM-005-7
Transporte y montaje
Transporte y montaje al vehículo de transporte designado.
☐
PM-005-8 Estado de llegada Verificación estado de llegada al punto cero. ☐
PM-005-9
Desmontaje Desmontaje del vehículo de transporte y transporte hasta zona designada para prueba.
☐
PM-005-10 Montaje Montaje sobre el banco UCAND III. ☐
PM-005-11
Instrumentación Verificación de la instrumentación para prueba: celda de carga, termocupla y transductor de presión.
☐
PM-005-12
Aseguramiento Verificación correcto aseguramiento, acople adecuado y seguro con la camisa del motor SUA-I.
☐
6.3. Propulsor en Banco Estático
PM-006-1
Posicionamiento Posicionar el sistema de ignición asegurando su posición de apagado en la llave máster e interruptor.
☐
PM-006-2
Sistema de ignición Conectar el sistema de ignición a la batería y encender el interruptor verificando encendido de piloto.
☐
139
PM-006-3
Apertura Apertura de la llave máster y verificación de continuidad en la sonda de ignición, posicionar la llave máster y los interruptores del control remoto en apagado. Sacar la llave al finalizar.
☐
PM-006-4
Ignitor Inserción del ignitor en la cámara de combustión.
☐
PM-006-5
Catalizador Cargar yoduro de potasio en cámara de combustión (dejar secar), sellar inyectores y posterior ensamble al motor.
PM-006-6
Propelentes Cargar propelentes líquidos en sus respectivos tanques (Peróxido de hidrógeno y gasolina).
☐
PM-006-7
Gas Presurizado Ingresar nitrógeno gaseoso al reservorio hasta alcanzar 300 psi de presión.
☐
PM-006-8
Encendido Insertar la llave máster y posicionar en encendido el sistema de ignición. Sacar la llave al finalizar.
☐
PM-006-9 Cámaras Posicionar en modo de grabación las video
cámaras. ☐
PM-006-10 Despeje Despejar el área de pruebas.
6.4. Ignición
PM-007-1
Temporizador Accionar el temporizador hasta la marca y retirar la perilla.
☐
PM-007-2
Llave Accionar la llave de la posición roja a la posición verde y retirar la llave.
☐
PM-007-3
Adquisición de datos Accionar el sistema de adquisición de datos y anotar la hora del reloj del computador.
☐
PM-007-4 Sistema DAQ Posicionar el sistema DAQ en modo
adquisición. ☐
140
PM-007-5 Personal Verificar y contar el personal en la zona de
seguridad. ☐
PM-007-6
Conteo regresivo Leerse en voz alta - Iniciar conteo regresivo de 30 segundos.
☐
PM-007-7
Inicio ignitor Leerse en voz alta - En segundo 27 de conteo regresivo iniciar el ignitor.
☐
PM-007-8
Apertura válvula Leerse en voz alta - En segundo 29 de conteo regresivo realizar apertura válvula solenoide.
☐
6.5. Revisión Post-Prueba
PM-008-1 Detener grabación Detener grabación de videograbadoras. ☐
PM-008-2
Evacuación Residual
Dejar abiertas la servoválvula para permitir evacuación residual de propelentes.
☐
PM-008-3 Detener DAQ Detener sistema DAQ y guardar la
información. ☐
PM-008-4
Cerrar llave Cerrar la llave máster del circuito de ignición, apagar interruptor y disponer para almacenamiento.
☐
PM-008-5
Retirar llave Retirar llave del interruptor de giro y almacenar en un lugar seguro.
☐
PM-008-6
Apagar solenoide Apagar el sistema remoto de servo válvulas dejando en posición cerrado.
☐
PM-008-7 Sondas Desconectar las sondas de presión y
temperatura. ☐
PM-008-8 Celda carga Desconectar la celda de carga. ☐
PM-008-9
Desmontaje motor Ubicar el motor en zona segura, en posición horizontal y dejar enfriar zonas calientes.
☐
PM-008-10 Almacenamiento
DAQ Desarmar sistema DAQ y disponer para almacenamiento.
☐
141
PM-008-11 Almacenamiento
banco Desmontar el banco y disponer para almacenamiento.
☐
PM-008-12
Desmontaje grabación
Desmontar videograbadoras y disponer para almacenamiento.
☐
PM-008-13 Verificación propelentes
Verificar presencia de oxidante o combustible sobrante.
☐
PM-008-14
Almacenamiento motor
Disponer del motor para embalaje y almacenamiento luego del enfriamiento de zonas calientes.
☐
Anexo 7. Resumen Datos Calculados
Variable Calculada Valor Ecuación Utilizada
Pt 41 [psi] 11
Pe 9,38 × 104 [Pa] 13
Tt 611,95 [K] 12
Te 512,31 [K] 12
R 35,30 [m/K] 8
ae 461,37 [m/s] 10
ve 817,49 [m/s] 13
Me 1,77 9
Cf 1,42 16
c∗ 1646,81 [m/s] 17
Is 237,62 [s] 18
mp 0,073 [kg/s] 15
VH2O2 6,61 [m/s] 19
VGasolina 8,55 [m/s] 19
mc 0,021 [kg/s] 21
mo 0,052 [kg/s] 22
mCO2 0,230 [kg] 23
142
Vc 0,53 [L] 24
Vo 1,67 [L] 26
ηcámara 2,60 28
ηreservorio 17,79 28
θ 15,33 [°] 31