“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN MOTOR COHETE DE
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“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN MOTOR COHETE DE PROPULSANTE LÍQUIDO” JUAN ALANES ERGUETA -2010-
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“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN MOTOR COHETE DE
PROPULSANTE LÍQUIDO”
JUAN ALANES ERGUETA
-2010-
UNIVERSIDAD MAYOR DE SAN ANDRÉS
FACULTAD TÉCNICA
CARRERA AERONÁUTICA
“DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN MOTOR COHETE DE
PROPULSANTE LÍQUIDO”
Proyecto de Grado nivel Licenciatura Carrera Aeronáutica.
POSTULANTE: JUAN ALANES ERGUETA.
TUTOR: LIC. FERNANDO QUEZADA.
La Paz-Bolivia
-2010-
El temor a Jehová es el principio de la sabiduría;
el conocimiento del Santísimo es la inteligencia.
Proverbios 8.9, 10
Dedicado… A Dios, por ser nuestro creador y defensor. A mi madre Maria Cristina Ergueta Aguilera por toda su gran
ayuda y amor que me da en todo momento, Dios te bendiga
mamita.
ÍNDICE:
Pág.
CAPITULO 1
INTRODUCCIÓN
1. Antecedentes………………………………………………………………………. 1
1.2 Análisis de la situación actual…………………………………………………. 1
1.3 La necesidad de realizar el trabajo…………………………………………….. 2
1.4 Objetivo general………………………………………………………………….. 2
1.5 Objetivos específicos……………………………………………………………… 2
1.6 Preguntas de investigación……………………………………………………… 2
1.7 Tipo de motor cohete que se diseñara y construirá……………………………2
1.8 Justificación del tema de investigación………………………………………… 3
1.9 Marco metodológico………………………………………………………………. 3
1.9.1 Métodos a emplearse………………………………………………………. 3
1.9.2 Técnicas a emplearse……………………………………………………….3
CAPITULO 2
MARCO TEÓRICO
2.1 Generalidades de motores cohete……………………………………………. 6
2.2 Clasificación de los motores cohete………………………………………….. 6
2.2.1 Motores cohete químico……………………………………………………. 6
2.2.2 Motores cohete de propulsante sólido……………………………………. 6
2.2.3 Motores cohete de propulsante líquido…………………………………… 7
2.2.4 Motores cohete híbridos……………………………………………………. 8
2.2.5 Motores cohetes nucleares ………………………………………………… 8
2.2.6 Motores cohete eléctricos……………………………………………………9
2.2.7 Motores cohete termoeléctricos…………………………………………….. 9
2.2.8 Arco eléctrico………………………………………………………………… 10
2.2.9 Motores cohete electrostáticos…………………………………………… 10
2.2.10 Motores cohetes electromagnéticos……………………………………… 10
2.2.11 Características generales de los motores
Cohete de propulsante líquido…………………………………………… 10
2.2.12 Los monopropulsantes de base simple………………………………….. 11
2.2.13 Los monopropulsantes de doble base …………………………………... 11
2.2.14 Los bipropulsantes …………………………………………………………. 11
2.2.15 Formas fundamentales de ingreso
De combustible y oxigeno a la cámara de combustión………………. 14
2.3 Partes del motor cohete de propulsante líquido ………………………………. 16
2.4 Refrigeración de los motores cohete…………………………………………… 18
2.5 Material de fabricación de las cámaras de combustión ……………………. 19
2.5.1 Material GRCop-84 Descripción y propiedades……………………….. 19
2.6 Ecuación del movimiento ………………………………………………………… 20
2.6.1 Proceso ideal en la cámara……………………………………………… 21
2.6.2 Proceso ideal en la tobera ……………………………………………….. 22
2.6.3 Coeficientes…………………………………………………………………. 23
2.7 Clasificación del ciclo termodinámico
Del motor cohete de propulsante liquido ……………………………………….. 24
2.7.1 Generador de gas………………………………………………………… 25
2.7.2 Ciclo expansor……………………………………………………………. 25
2.7.3 Combustión escalonada………………………………………………… 26
2.8 Combustibles a emplearse en el motor cohete
De propulsante líquido…………………………………………………………. 28
2.9 Componentes de los sistemas que comprenden los motores
Cohete de combustible líquido………………………………………………… 34
2.9.1 Cámara de combustión………………………………………………… 34
2.9.2 Depósitos de combustible ……………………………………………..... 34
2.9.3 Conductos de alimentación………………………………………………. 34
2.9.4 Manómetros………………………………………………………………… 34
2.9.5 Componentes del Sistema de encendido ………………………………. 35
2.9.6 Bujías…………………………………………………………………….... 35
2.9.7 Características de la bujía que se empleara
En el sistema de encendido del motor cohete………………………….. 36
2.9.8 Oscilador…………………………………………………………………. 37
2.9.9 Esquema del sistema de encendido…………………………………. 37
2.9.10 Fuente de alimentación……………………………………………….. 38
2.10 Componentes del sistema de alimentación de combustible…………… 38
2.10.1 Bomba de engranajes………………………………………………….. 38
2.10.2 Tuberías de combustible …………………………………………….. 39
2.10.3 Diámetro de la tubería………………………………………………… 40
2.10.4 Válvula limitadora de presión…………………………………………. 41
2.10.5 Válvulas reguladoras de caudal ………………………………………. 42
2.10.6 Retorno al tanque………………………………………………………… 43
2.10.7 Válvulas………………………………………………………………….. 43
2.10.8 Filtros de combustible…………………………………………………… 45
2.10.9 Cámaras de combustión…………………………………………………. 47
2.10.10 Retardo en la cámara de combustión……………………………….. 48
2.10.11 Toberas de motores cohete de propulsante liquido……………….. 51
2.10.12 Motores cohetes nucleares………………………………………….. 52
CAPITULO 3
PROPUESTA DE DISEÑO
3.1 Diseño del sistema de alimentación del motor cohete
De propulsante liquido…………………………………………………………… 54
3.2 Componentes del sistema de combustible……………………………………… 55
3.2.1 Bomba de engranajes………………………………………………………. 55
3.2.2 Tuberías de combustible…………………………………………………… 55
3.2.3 Diámetro de la tubería…………………………………………………... 56
3.3 Componentes de control del sistema de combustible……………………….. 57
3.3.1 Válvula limitadora de presión……………………………………………. 57
3.3.2 Válvulas reguladoras de caudal…………………………………………… 58
3.3.3 Retorno al tanque………………………………………………………….. 59
3.3.4 Válvulas de corte……………………………………………………………. 59
3.3.5 Filtros de combustible…………………………………………………… 60
3.4 Componente de indicación del sistema de combustible
Manómetros…………………………………………………………………. 61
3.4.1 Diseño del sistema de combustible en simulador ……………………. 62
3.4.2 Sistema de combustible y sus componentes……………………………. 64
3.4.3 Simulación del sistema de combustible
Del motor cohete con válvulas de control serradas…………………..... 65
3.4.4 Simulación del sistema de combustible…………………………………. 66
3.5 Diagrama del S.D.C. Sistema de combustible ……………………………….. 67
3.5.1 Simulación de los componentes
De los sistemas del motor cohete…………………………………………. 68
3.5.2 Animación del filtro de combustible………………………………………. 68
3.5.3 Funcionamiento de la bomba de combustible…………………………… 69
3.5.4 Funcionamiento de la válvula unidireccional…………………………….. 69
3.5.5 Funcionamiento del limitador de presión…………………………………. 70
3.5.6 Inyectores dentro la cámara de combustión en el simulador
Figura como bomba unidireccional……………………………………….. 70
3.5.7 Retorno al tanque de combustible ………………………………………. 71
3.6 Componentes del sistema de encendido…………………………………….. 72
3.6.1 Bujías……………………………………………………………………. 72
3.6.2 Oscilador…………………………………………………………………. 73
3.6.3 Esquema del sistema de encendido……………………………………. 73
3.6.4 Fuente de alimentación…………………………………………………… 74
3.6.5 Tipo de sistema de encendido del motor cohete
De propulsante liquido……………………………………………………. 74
3.6.6 Circuito oscilador……………………………………………………………. 74
3.6.7 Simulación………………………………………………………………….. 75
3.6.8 Señal de salida……………………………………………………………… 74
3.6.9 Esquema del circuito oscilador conectado
Al solenoide bujía con su respectivo arnés…………………………….. 79
3.6.10 Características de la bujía que se empleara
En el sistema de encendido del motor cohete……………………… 81
3.6.11 Sumatoria de los diagramas…………………………………………. 82
3.6.12 Sumatoria de los diagramas e inclusión de esquemas …………….. 83
3.6.13 Refrigeración de los motores cohete…………………………………… 84
3.6.14 Accionamientos del c.o. del s.d.e………………………………………… 88
3.6.15 Accionamientos del s.d.e inicio de la combustión…………………… 89
3.6.16 Combustión completa………………………………………………….. 90
CAPITULO 4
ANÁLISIS TEÓRICO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN
4.1 Configuración…………………………………………………………………….. 91
4.1.1 Notación………………………………………………………………….. 91
4.1.2 Ecuación que determina el peso de cámara de combustión……….. 92
4.1.3 Variables de la cámara de combustión……………………………… 93
4.1.4 Coeficientes de la cámara de combustión ………………………………. 93
4.1.5 Parámetro de la longitud de la cámara de combustión………………. 94
4.1.6 Datos específicos ya determinados…………………………………….. 96
4.2 Calculo de las de toberas………………………………………………………. 98
4.2.1 Cálculo de la sección convergente ……………………………………….. 99
4.2.2 Cálculo de los valores principales……………………………………….. 100
4.2.3 Cálculo de la sección divergente tobera cónica…………………………. 101
4.2.4 Tobera ideal ……………………………………………………………….. 103
4.2.5 Tobera truncada…………………………………………………………… 103
4.2.6 Tobera de Rao…………………………………………………………. 105
4.3 Cálculo del empuje……………………………………………………………… 108
4.3.1 Coeficiente de empuje ideal………………………………………………. 108
4.3.2 Coeficiente de empuje real ……………………………………………….. 110
4.3.3 Parámetro de velocidad característica……………………………………. 111
4.3.4 Impulso específico………………………………………………………….. 112
4.4 Datos del sistema de combustible en software Automación Studio……… 116
4.4.1 Datos en el simulador del depósito……………………………………….. 117
4.4.3 Velocidad de la bomba……………………………………………………. 118
4.4.4 Caudal de la bomba……………………………………………………….. 118
4.4.5 Presión de salida del oxigeno……………………………………………. 119
4.4.6 Presurización del tanque de combustible ……………………………… 119
4.4.7 Velocidad de la bomba de combustible………………………………….. 120
4.4.8 Caudal de combustible……………………………………………………. 120
4.4.9 Presión de salida combustible………………………………………… 120
CAPITULO 5
DISEÑO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN
5.1 Esquemas de las cámaras de combustión……………………………………. 121
5.1.1 Esquema completo del motor cohete
De propulsante liquido en software Automación Studio…………. 121
5.1.2 Esquema de la cámara de combustión parte A-1 ……………… …… 122
5.1.3 Esquema de la cámara de combustión parte A-1 …………………….. 123
5.1.4 Esquema de la cámara de combustión parte B-1 ……………………. 124
5.1.5 Esquema de la cámara de combustión parte B-1 ……………………. 125
5.1.6 Esquema de la cámara de combustión parte C-1 ……………………… 126
5.1.7 Esquema de la cámara de combustión parte C-1 ……………………. 127
5.2 Acoplamiento en esquema de la cámara
De combustión parte: A-1: A-1………………………………………………….. 128
5.2.1 Acoplamiento en esquema
De la cámara de combustión parte: B-1: B-1…………………………….. 129
5.2.2 Acoplamiento en esquema
De la cámara de combustión parte: C-1: C-1…………………………… 130
5.3 Esquema de la tobera convergente
Y divergente parte: C-1: C-1Primera alternativa……………………………….131
5.3.1 Esquema del diseño de la tobera truncada parte: C-1: C-1
Segunda alternativa …………………………………………………………. 132
5.4 Esquema de los sellos de cámara de combustión…………………….. 133
5.4.1 Esquema de los sellos de cámara de combustión
Sello: C.D.C-B.1 ………………………………………………………………. 134
5.4.2 Esquema de los sellos de cámara de combustión
Sello: C.D.C- C………………………………………………………………. 135
5.5 Esquema de acoplamiento de las piezas
Pertenecientes a la cámara de combustión………………………………… 136
5.5.1 Esquema de acoplamiento
De la cámara de combustión C.D.C – A-1.1……………………………… 137
5.5.2 Acoplamiento de la cámara de combustión C.D.C – B-1.1………… 138
5.5.3 Acoplamiento de la cámara de combustión C.D.C – C-1.1…………… 139
5.5.4 Vista lateral del acoplamiento total de las cámaras de combustión… 140
5.5.5 Vista frontal del acoplamiento total de las cámaras de combustión… 141
5.5.6 Vista frontal del acoplamiento total
De las cámaras de combustión y conjuntos de los sistemas………… 142
5.5.7 Vista frontal del acoplamiento total de las cámaras
De combustión y conjuntos de los sistemas en simulador………………. 143
CAPITULO 6
DISEÑO DEL SISTEMA DE ENCENDIDO
6.1 Sistema de encendido…………………………………………………………… 144
6.1.1 Circuito oscilador……………………………………………………….. 144
6.1.2 Simulación ………………………………………………………………….. 144
6.1.3 Señal de salida……………………………………………………………… 145
6.1.4 Esquema del circuito oscilador conectado
Al solenoide bujía con su respectivo arnés………………………….. 148
6.1.5 Características de la bujía que se empleara
En el sistema de encendido del motor cohete……………………… 150
CAPITULO 7 DISEÑO DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE 7.1 Diseño del sistema de combustible……………………………………………… 151
7.1.1 Ubicación de los inyectores en la cámara
De combustión y su simulación…………………………………………… 152
7.1.2. Sistema de combustible y sus componentes…………………………… 153
7.1.3 Simulación del sistema de combustible del motor
Cohete con válvulas de control serradas…………………………… 154
7.1.4 Simulación del sistema de combustible……………………………. 155
7.1.5 Diagrama del S.D.C. Sistema de combustible……………………… 156
CAPITULO 8
SUMATORIA DE LOS DIAGRAMAS DE LOS SISTEMAS DEL MOTOR COHETE
8.1 Sumatoria de los diagramas……………………………………………………. 157
8.1.1 Sumatoria de los diagramas e inclusión de esquemas………………… 158
8.1.2 Conversión de los diagramas y esquemas a sistemas ……………. 159
8.1.3 Implementación de los sistemas en el motor
Cohete de propulsante líquido………………………………………….. 160
CAPITULO 9
COMPORTAMIENTO DE LOS COMPONENTES DE LOS SISTEMAS DE
COMBUSTIBLE Y ENCENDIDO
9.1 Simulación de los componentes de los sistemas del motor cohete………… 161
9.1.1 Animación del filtro de combustible……………………………………. 161
9.1.2 Funcionamiento de la bomba de combustible…………………………. 162
9.1.3 Funcionamiento de la válvula unidireccional…………………………. 162
9.1.4 Funcionamiento del limitador de presión …………………………….. 163
9.1.5 Inyectores dentro la cámara de combustión
En el simulador figura como bomba unidireccional…………………….. 163
9.1.6 Retorno al tanque de combustible………………………………………. 164
9.1.8 Señales de salida en función de las señales
De entrada del sistema de encendido……………………………………165
CAPITULO 10 ACCIONAMIENTO DE LOS SISTEMAS
10.1 total de los sistemas de motor cohete
De propulsante liquido……………………………………………………………166
10.1.1 Totalidad de los sistemas en posición 0……………………………… 167
10.1.2 Accionamiento del sistema de combustible…………………………. 168
10.1.3 accionamiento del c.o. del s.d.c …………………………………….. 169
10.1.4 Accionamiento del s.d.e inicio de la combustión………………….. 170
10.1.5 Combustión completa………………………………………………… 171
10.1.6 vista frontal del motor cohete de propulsante líquido………………. 172
10.1.7 corrido de los sistemas en vista frontal ………………………………. 173
CAPITULO 11
CONSTRUCCIÓN DEL MOTOR COHETE
11.1 Maquinado de piezas………………………………………………………….. 174
11.1.1 Esquema de la cámara de combustión parte A-1…………………. 174
11.1.2 Esquema del diseño de la cámara de combustión parte A-1 ….. 175
11.1.3 Esquema de la cámara de combustión parte B-1……………………. 176
11.1.4 Esquema de la cámara de combustión parte B-1……………………. 177
11.1.5 Esquema de la cámara de combustión parte C-1………………… 178
11.1.6 Esquema de la cámara de combustión parte C-1 ……………………. 179
11.1.7 Acoplamiento en esquema de la cámara
De combustión parte: A-1: A-1…………………………………………. 180
11.1.8 Acoplamiento en esquema de la cámara
De combustión parte: B-1: B-1……………………………………….. 181
11.1.9 Acoplamiento en esquema
De la cámara de combustión parte: C-1: C-1………………………. 182
11.2 Esquema de la tobera convergente y divergente parte cámara A 1…….. 183
11.2.1 Esquema de la tobera convergente y divergente cámara B1 ….. 184
11.2.2 Esquema de la tobera convergente y divergente cámara C1…. 184
11.2.3 Esquema de la tobera truncada cámara A1 ……………………… 186
11.2.4 Esquema de la tobera truncada cámara B1 …………………….. 187
11.2.5 Esquema de la tobera truncada cámara C1 …………………… 188
11.3 Esquema de los sellos de cámara de combustión sello D.C.D- A.1 …….. 189
11.3.1 Esquema de los sellos de cámara de combustión sello D.C.D- B.1.. 190
11.3.2 Esquema de los sellos de cámara de combustión sello D.C.D- C.1 ...191
11.4 Esquema del maquinado de la cámara de combustión……………………. 192
11.4.1 Esquema del maquinado de la tobera A………………………………. 193
11.4.2 Esquema del maquinado de la tobera
perforado del área de garganta A……………………………………… 194
11.4.3 Esquema del maquinado de la tobera torneado del convergente A 195
11.4.4 maquinado del exterior e interior de la tobera A………………………196
11.4.5 Maquinado del exterior e interior de la tobera A……………………. 197
11.4.6 Maquinado del exterior e interior de la tobera B…………………… 198
11.4.6 Maquinado del exterior e interior de la tobera B………………… 199
11.4.7 Maquinado del exterior e interior de la tobera B………………… 200
11.4.8 Maquinado del exterior e interior de la tobera B………………….. 201
11.4.9 Maquinado del exterior e interior de la tobera B………………………202
11.4.10 Maquinado del exterior e interior de la tobera C………………….. 203
11.4.11 Maquinado del exterior e interior de la tobera C………………….. 204
11.4.12 Maquinado del exterior e interior de la tobera B………………… 204
11.4.13 Maquinado del exterior e interior de la tobera C……………… 205
11.4.14 Maquinado del exterior e interior de la tobera C……………….. 206
11.4.15 Maquinado del exterior e interior de la tobera C…………………… 207
11.4.16 Maquinado del exterior e interior de la tobera C………………… 208
11.4.17 Maquinado del exterior e interior de la tobera C……………….. 209
11.5 Forma interna de la tobera convergente……………………………………. 210
11.5.1 Forma interna de la tobera convergente divergente…………………. 211
11.5.2 Forma interna de la tobera convergente divergente parabólica….. 212
11.6 Detalles del proceso de maquinado de las toberas…………………….. 213
11.6.1 Detalles del proceso de maquinado
De las toberas cono convergente……………………………….. 214
11.6.2 Detalles del proceso de maquinado
De las toberas cono convergente radio de área de garganta…… 215
11.6.3 Detalles del proceso de maquinado
De las toberas cono convergente radio de área de garganta ……. 216
11.6.3 Detalles del proceso de maquinado
De las toberas cono convergente radio interno de garganta ……. 217
11.6.4 Detalles del proceso de maquinado de las toberas cono divergente 218
11.6.5 Detalles del proceso de maquinado de las toberas
Cono convergente radio interno del divergente y cilindrado interno 219
11.7 Forma de acoplamiento de las piezas maquinadas…………………………. 220
11.7.1 Forma de acoplamiento de la cámara
De combustión C.D.C – A-1.1 ………………………………………… 221
11.7.2 Forma de acoplamiento de la cámara
De combustión C.D.C – B-1.1………………………………………….. 222
11.7.3 Forma de acoplamiento de la cámara
De combustión C.D.C – C-1.1 ……………………………………. 223
11.7.4 Vista lateral del acoplamiento total
De las cámaras de combustión…………………………………….. 224
11.7.5 Vista frontal del acoplamiento total
De las cámaras de combustión………………………………. 225
11.7.6 Vista frontal del acoplamiento total
De las cámaras de combustión y conjuntos de los sistemas…. 226
11.7.7 Vista frontal del acoplamiento total de las cámaras de combustión
Y conjuntos de los sistemas accionados…………………………. 227
11.7.8 Costos de construcción ………………………………………………. 228
CAPITULO 12
CUALIDADES DEL MOTOR COHETE Y CARACTERÍSTICAS GENERALES
12.1 Numero de cámaras de combustión………………………………………… 231
12.1.1 Sistemas de ignición electrónico………………………………….. 231
12.1.2 Sistema de combustible por bombas y depósitos presurizados….. 232
12.1.3 Combustibles que se pueden emplear ……………………………. 232
12.1.4 Refrigeración regenerativa………………………………………….. 234
12.1.5 Tobera que emplea convergente divergente………………………… 234
12.1.7 Sistemas auxiliares corte y anulación de los combustibles para
Cada Cámara de combustión en operación de funcionamiento…… 236
CAPITULO 13
CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES
13.1 Combustibles…………………………………………………………………. 238
13.2 Respuestas a las preguntas de investigación
Planteadas en el capitulo 1…………………………………………….. ….. 242
13.2.1 Esquema de modelado de funcionamiento
Del motor cohete en software Automación Studio……………………….. 244
13.2.2 Datos del sistema de combustible en el simulador………………. 245
13.2.3 Datos en el simulador del depósito………………………………… 245
13.2.4 Presión de vapor en la entra de de la bomba 02………………….. 246
13.2.5 Velocidad de la bomba ………………………………………………. 246
13.2.6 Caudal de la bomba…………………………………………………. 246
13.2.7 Presión de salida del oxigeno …………………………………….. 247
13.2.8 Tanque de combustible……………………………………………. 247
13.2.9 Presurización del tanque de combustible…………………………… 247
13.2.10 Velocidad de la bomba de combustible……………………….. 248
13.2.11 Caudal de combustible…………………………………………….. 248
13.2.12 Presión de salida combustible………………………………….. 249
13.3 Verificación del funcionamiento de los sistemas
Del motor cohete en su diseño ………………………………. ….. 249
13.3.1 Señales de salida del circuito oscilador ……………………. 250
13.3.2 Esquema del circuito oscilador conectado
Al solenoide bujía con su respectivo arnés…………………… 250
13.3.3 Accionamiento del sistema de encendido
De forma simultanea a la inyección de combustible……….. 251
13.3.4 Animación del filtro de combustible……………………….. 252
13.3.5 Funcionamiento de la bomba de combustible …………….. 252
13.3.6 Funcionamiento de la válvula unidireccional…………….. 253
13.3.7 Funcionamiento del limitador de presión……………………… 253
13.3.8 Inyectores dentro la cámara de combustión
En el simulador como bomba unidireccional……………… 254
13.3.10 Simulación del sistema de combustible………………….. 255
13.4 Conclusiones finales………………………………………………………….. 256
13.5 Recomendaciones…………………………………………………………. 257
Bibliografía…………………………………………………………………………… 258
Anexos……………………………………………………………………………….. 259
Lic. Aer Juan Alanes Ergueta.
Resumen de mi trabajo proyecto de grado titulado diseño y construcción motor cohete de
propulsante líquido:
Yo Juan Alanes Ergueta autor del diseño, construcción, y además lo hice funcionar en
Fecha: Jueves, 13 de mayo de 2010, 16:46:35 al motor cohete de propulsante líquido el cual
lo bautice con el nombre de cóndor titán Boliviano. CTB-001
Es y será el primer motor cohete de propulsante líquido diseñado y construido en Bolivia.
Nuestro país se encuentra inmerso en problemas del tercer mundo, pero esto no es debido
a problemas de desarrollo tecnológico, sino a la falta de madures técnico científico de las
instancias pertinentes de todo nuestro entorno, quisiera estar equivocado pero
lamentablemente no lo estoy.
En la siguiente tabla se encuentra el resumen de las características técnicas como mandan
las normas de la alta ingeniería mundial respecto a este tipo de motores, también
adjuntando en la presente trabajo en empastado y formato digital.
Características del motor cohete de propulsante líquido
CTB-001
Cóndor Titán Boliviano.
Impulso especifico
263s
Presión de cámara
40 kg/cm2
Relación oxidante /combustible
0.28
Longitud
31 cm.
Diámetro
8.48 cm.
Área
56.478 cm2
Volumen
1750.827cm3
Empuje individual
55.609 kg / cm2
Empuje total
1669.827 kg / cm2
CAPITULO 1
INTRODUCCIÓN
1. Antecedentes:
Para el siguiente proyecto se plantea diseñar y construir un motor cohete de
propulsante liquido, con la visión de que sea un aporte al desarrollo tecnológico a
nuestro medio aeronáutico, el desarrollo técnico tiende a mejorar el concepto
tecnológico de un país que generara actividad en el campo de la investigación
científica con el fin de aportar a su desarrollo.
Las actividades académicas e investigativas, que se realizan en el campo de la
aeronáutica deben enfocarse al desarrollo de la misma en nuestro medio
adoptando formas de tecnologías alternativas.
Se desea realizar el diseño de un motor cohete, implementando tecnologías
alternativas que puedan encontrarse en nuestro medio.
Para realizar el diseño de un motor a reacción del tipo autónomo que cuente con
los sistemas pertinentes adecuados para su funcionamiento acorde a las
características de nuestro medió geográfico.
1.2 Análisis de la situación actual:
La situación actual en nuestro medio en el campo tecnológico aeronáutico, no es la
óptima o lo que se espera para obtener resultados tecnológicos de gran cobertura,
dando como resultado una visión deplorable a alguna iniciativa de emprendimiento
tecnológico en cuanto al diseño , de un motor de estas características, teniéndose
una visión clara pero un tanto errónea de que se pretende diseñar algo que ya esta
diseñado en otras partes del mundo por lo cual anula súbitamente los
emprendimientos de investigación de este tipo en nuestro medio.
Es conveniente tenerse en cuenta que el proyecto no busca satisfacer o solucionar
problemas de los investigadores extranjeros, por el contrario, se busca satisfacer
las necesidades de nuestro país en su coyuntura tecnológica actual.
Por medio de tecnologías, materiales y recursos que se encuentran en nuestro
medio generando productos tangibles resultados de las investigaciones utilizando
tecnologías alternativas que se encuentran en nuestro entorno y de ser necesario
acudir a la importación de algunas tecnologías que cumplan funciones especificas
para que ayuden a mejorar las condiciones tecnológicas, para que de esta forma se
logre cubrir y encarar las necesidades tecnológicas que atraviesa nuestro país
dentro el marco aeronáutico nacional, tanto civil y militar por la importancia que
esta representa en la seguridad de una nación.
1.3 La necesidad de realizar el trabajo:
La necesidad es de realizar el trabajo de diseño y construcción de un motor cohete
para establecer los criterios de diseño que serán necesarios para integrar su
construcción en nuestro entorno, con la visión de que esta vaya mejorando, de
esta forma podrá fortalecer los razonamientos de diseño y construcción que
conlleva a los motores de reacción de este tipo considerándose que se tendrá una
relevancia social en cuanto a la investigación científico experimental aeronáutico
boliviano.
1.4 Objetivo general:
Realizar el diseño y construcción de un motor cohete de propulsante líquido en
Bolivia para determinar sus virtudes y características para comprender su
comportamiento en las condiciones atmosféricas a la altitud del departamento de
la ciudad de La Paz.
1.5 Objetivos específicos:
-Diseñar la cámara de combustión del motor cohete de propulsante líquido.
-Diseñar el sistema de ignición electrónico con bujías.
-Diseñar el sistema de combustible líquido.
-Diseñar la tobera del motor cohete.
-Simulación de los sistemas del motor cohete.
- Construcción del motor cohete de propulsante liquido.
1.6 Preguntas de investigación:1
¿Como se asegurara que los sistemas diseñados sean correctos en su propósito?
¿Cuales son los procedimientos de pruebas en el diseño del motor?
¿Que se utilizara para verificar el funcionamiento de los sistemas del motor
cohete en su diseño?
1.7 Tipo de motor cohete que se diseñara y construirá:
Existe una variedad de motores cohete el cual se determino para el diseño el
motor cohete de propulsante líquido, la energía térmica se consigue de la reacción
química de un oxidante y un reductor, los cuales son presurizados e inyectados en
la cámara de combustión. Y los gases de salida producto de la combustión se
aceleran para conseguir el empuje.
1 Se da respuesta a las preguntas de investigación planteadas en el capitulo de conclusiones
Se realizara el diseño de dicho motor cohete de tal forma que los sistemas que este
compromete sirvan para el funcionamiento del mismo.
1.8 Justificación del tema de investigación:
Por medio de la presente investigación se determinara de forma concreta que tipo
de procesos se empleara en el diseño del motor cohete de propulsante líquido
puesto que en nuestro medio se carece de motores aeronáuticos hechos en
Bolivia.
La construcción del motor cohete en base al diseño propuesto podrá demostrar y
satisfacer en lo académico que los métodos y técnicas de investigación
empleadas son las apropiadas.
Los sistemas de dicho motor después del diseño serán simulados en programas de
computador estos podrán dar el soporte a las técnicas empleadas en la
metodología planteada.
La construcción del motor cohete a base de componentes que se encuentran en
nuestro medio se proyectaría una empresa que comenzaría a producir este tipo de
motores generando recursos económicos y empleos en nuestro medio.
1.9 Marco metodológico:
Para alcanzar el objetivo general y los específicos se empleara la metodología
experimental y de modelación.
1.9.1 Métodos a emplearse:
-Análisis físico del motor cohete de propulsante liquido.
-Análisis termodinámico del motor cohete de propulsante liquido.
-Estudio de los materiales empleados en la cámara de combustión y tobera.
-Modelado de los sistemas del motor cohete.
- Análisis por medio de bloques esquemáticos de los sistemas.
1.9.2 Técnicas a emplearse:
- Se utilizara programas de computador como ser:
- Programa de computador Proteos.
- Programa de computador Automation Studio.
- Programa de computador Ciclo Brayton.
- Empleo de maquinas herramientas para el maquinado de piezas.
Tabla1 Métodos y técnicas de investigación:
Objetivos Métodos Técnicas
-Diseñar y construir un
motor cohete de
propulsante líquido.
- Experimental y de
modelación.
- Programas de
computador
- Empleo de maquinas
herramientas para el
maquinado de piezas.
Objetivos específicos
Métodos
Técnicas
- Diseñar la cámara de
combustión del motor
cohete de propulsante
líquido.
- Análisis físico del
motor
cohete de propulsante
liquido.
-Análisis termodinámico
del motor cohete de
propulsante liquido.
-Estudio de los
materiales
empleados en la cámara
de combustión y tobera.
- Programa de
computador
Automación
Studio.
-Programa de
computador
Ciclo Brayton.
- Empleo de maquinas
herramientas para el
maquinado de piezas.
-Diseñar el sistema de
ignición electrónico con
bujías.
-Modelado de los
sistemas
del motor cohete.
-Análisis por medio de
bloques esquemáticos
de
los sistemas.
- Programa de
computador Proteos.
- Programa de
computador
Automación
Studio.
.
Tabla 1 Métodos y técnicas de investigación
-Diseño y construcción
de la tobera del motor
cohete
- Análisis físico del
motor
Cohete de propulsante
liquido.
-Análisis
termodinámico
del motor cohete de
propulsante liquido.
-Estudio de los
materiales
empleados en la
cámara
de combustión y
tobera.
- Programa de
computador
Automación
Studio.
-Programa de
computador
Ciclo Brayton.
- Empleo de maquinas
herramientas para el
maquinado de piezas.
-Simulación de los
sistemas del motor
cohete
-Modelado de los
sistemas
del motor cohete.
- Análisis por medio de
bloques esquemáticos
de los sistemas.
- Programa de
computador Proteos.
- Programa de
computador
Automación
Studio.
- Programa de
computador Ciclo
Brayton.
CAPITULO 2
MARCO TEÓRICO
2.1 Generalidades de motores cohete:
Los motores cohete son motores que funcionan por el principio de reacción y no
necesitan la masa aire del medio ambiente de la atmósfera de la tierra para su
funcionamiento, pues llevan los combustibles almacenados abordo del motor
cohete, que se los denomina propulsantes.
El funcionamiento de forma autónoma en cuanto a masas de reacción, los hace
ideales para aplicaciones especialmente en ambientes hostiles que presenten
condiciones de ausencia de masa de aire, con prestaciones altamente sofisticadas,
siendo este uno de los principales motivos para potenciar su desarrollo en el
campo de la aeronáutica.
2.2 Clasificación de los motores cohete:
Dependiendo del propulsante o fuente de energía de que dispongan, se establece
la siguiente clasificación:
2.2.1 Motores cohete químico:
Bajo esta denominación se encuentran los motores cohete que utilizan la
energía química contenida en el propulsante y que se transforma en energía térmica
por reacción química y estos se subdividen en.
2.2.2 Motores cohete de propulsante sólido:
En estos el propulsante se encuentra confinado en la cámara de combustión. Son el
tipo de motores más sencillo, más fácilmente manipulables y almacénales. Debido a
su simplicidad su tasa de fallos es muy baja lo que es su principal virtud.
En contraposición este tipo de motores no tienen control sobre el empuje una vez
que comienza la combustión.
También es necesario usar blindajes térmicos, el tiempo de combustión es corto
comparado con los otros tipos y sus prestaciones pueden verse afectadas por las
condiciones de almacenamiento.
El empuje en esos cohetes se consigue mediante la combustión del propulsante, la
cual produce unos gases que son expulsados a muy alta velocidad que transmiten
la cantidad de movimiento necesaria.
Figura 2.1 Motor cohete de propulsante sólido
2.2.3 Motores cohete de propulsante líquido: La energía térmica se consigue de la reacción química de un oxidante y un reductor, los cuales son presurizados e inyectados en la cámara de combustión. Y los gases producto de la combustión se aceleran para conseguir el empuje. Son mucho más complejos que los de propulsante sólido, ya que para el almacenamiento y distribución de los líquidos requieren unas condiciones determinadas de presión y temperatura que hay que asegurar para la fiabilidad del cohete. Su tiempo de combustión es mayor que los de sólido, y se puede regular y controlar el empuje, ya que podemos actuar sobre la alimentación de propulsante.
Figura 2.2 Motor cohete de propulsante liquido RL10 P&W 2.2.4 Motores cohete híbridos: En este tipo de motores se utiliza el oxidante en estado líquido y el reductor en estado sólido, pudiendo darse el caso contrario este tipo de motor cuenta con mejores características propulsivas que el motor cohete de propulsante sólido, ya que se puede refrigerar y controlar el empuje fácilmente.
Figura 2.3 Motor cohete híbrido.
2.2.5 Motores cohetes nucleares:
En este tipo de motores el propulsante es calentado en un reactor nuclear y
seguidamente es eyectado en la tobera.
Figura 2.4 Motor cohete nuclear
2.2.6 Motores cohete eléctricos:
En este grupo se incluyen todos los motores que utilizan energía eléctrica
para calentar y/o acelerar el propulsante.
Figura. 2.5 Motor cohete eléctrico 2.2.7 Motores cohete termoeléctricos: Cuando la energía eléctrica se utiliza básicamente para calentar el propulsante que es acelerado posteriormente en una tobera, reciben el nombre de motores termoeléctricos.
Resisto-jet: el criterio de funcionamiento es calentar un flujo de propulsante mediante una resistencia eléctrica.
Figura: 2.6 Motor cohete termoeléctrico
2.2.8 Arco eléctrico:
Aquí el propulsante se calienta mediante una descarga eléctrica entre unos electrodos, pero es tal la temperatura producida por el arco que el propulsante cercano al mismo estará en estado de plasma.
2.2.9 Motores cohete electrostáticos: En este tipo de motores el propulsante es acelerado, una vez ionizado, mediante campos eléctricos. También se denomina motor de iones. 2.2.10 Motores cohetes electromagnéticos: En estos motores el propulsante, en estado de plasma, es acelerado mediante campos eléctricos y magnéticos, ya sean autoinducidos o aplicados externamente.
Figura: 2.7 Motor cohete electromagnético 2.2.11 Características generales de los motores cohete de propulsante líquido:
Estos motores cohete pueden funcionar durante largo tiempo, siendo el impulso
específico mayor que los de propulsión de combustible sólido y a un cuando los
combustibles son más baratos que los utilizados en motores cohete que utilizan
combustible sólido, el motor resulta más caro por la complicación de sistema
funcional. Pero éstos tienen y presentan grandes ventajas respecto a los motores
cohete que utilizan combustibles sólidos especialmente en la regulación del
empuje.
Los propulsantes líquidos empleados en motores cohete de propulsante líquido
pueden ser:
Mono propulsantes.
De base simple. De doble base.
Bipropulsantes.
2.2.12 Los monopropulsantes de base simple:
Tienen sus moléculas inestables y son explosivos, por lo que no se han
desarrollado debido a su peligro.
2.2.13 Los monopropulsantes de doble base:
Son mezcla de oxigeno y combustible que se indican juntos dentro la cámara de
combustión, por ejemplo amoniaco y acetato de amonio.
2.2.14 Los bipropulsantes:
Son los más importantes por sus actuaciones, y se destacan por estar formados
por oxidante, base de oxigeno y flúor, tienen el inconveniente de ser tóxicos y
explosivos.
También se emplean combustibles a base de hidrocarburos como ser el amoniaco,
hidrógeno e incluso metales, el más utilizado durante el tiempo de pruebas
experimentales fue el keroseno, los propulsores pueden ser hípergólicos y no
hípergólicos los dos combustibles empleados en el primero reaccionan al ponerse
en contacto el oxidante y combustible, en cambio en el segundo necesitan la
presencia adicional de un tercer cuerpo que active la combustión de ambos
combustibles.
Los componentes que se emplean como iniciadores de la combustión pueden ser
bujías de chispa, hilo caliente, o llama inicial producida por una mezcla hípergólica,
en este tipo de motores cohete los combustibles empleados ya sean de
características hipergolicas o no hipergolicas son inyectados a altas presiones a la
cámara de combustión pasando antes por los inyectores para finalmente ser
atomizados en el interior de la cámara de combustión.
Figura: 2.8 Combustibles con ingreso a la cámara de combustión del motor cohete
Figura 2.9 Inyectores:
Figura 2.10 Plato de inyectores
Figura 2.11 Cámara de combustión del motor cohete
Figura 2.12 Ingreso de combustible y oxigeno a la cámara de combustión
2.2.15 Formas fundamentales de ingreso de combustible y oxigeno a la cámara de
combustión:
A) Mediante gases de presurización procedente de la combustión de una pastilla
sólida, o por gases inertes que, al generar una presión en los depósitos de los
propulsantes, hacen que estos pasen a la cámara de combustión, se emplea este
tipo de sistema, cuando el tiempo de combustión es corto.
Figura 2.13 Presurización de los depósitos de combustible
B) Por medio de turbó bomba se emplea este sistema cuando el tiempo de
combustión es demasiado largo superior a un minuto.
Figura 2.14 Ingreso de combustible a la cámara de combustión por medio de turbó bomba
Figura 2.15 Configuración de turbó bombas
Figura 2.16 Alimentación de combustibles por las turbó bombas
Figura 2.17 Motor cohete RL10 P&W equipado con turbó bombas
2.3 Partes del motor cohete de propulsante liquido: En la siguiente figura se presenta esquemáticamente la disposición de los
componentes que comprende el motor cohete.
Figura 2.18 Simulación en Automación Studio del motor cohete RL10 P&W Figura 2.19 Partes del motor cohete de propulsante liquido
Oxid
an
te
Co
mb
ustib
le
Fltro
Fltro
Tu
rbó
bo
mb
a
2.4 Refrigeración de los motores cohete:
La refrigeración de las paredes de los motores cohete de propulsante líquido puede
hacerse de las siguientes formas como se muestran en la figura.
Regenerativa
Bomba para el
oxidante
Bomba de
combustible
Filtros
Regulador
de presión
Cámara de distribución que lleva el combustible a los inyectores
Depósitos
Tobera
Cámara de combustión
Turbó
bomba
Multiplicadores
Multip
licadpore
s
Rc
An=D
Ag Dibujado por: Juan Alanes Ergueta
Pelicular
Dibujado por: Juan Alanes Ergueta
Transpiración
Dibujado por: Juan Alanes Ergueta
Figura 2.20 Tipos de refrigeración de los motores cohete
El calor que se pierde a consecuencia de la refrigeración, es aproximadamente del
dos por ciento de la combustión, este valor es importante, pues puede representar
una baja perdida, dado que el alto empuje exigido a los motores cohete es para
responder a grandes actuaciones.
2.5 Material de fabricación de las cámaras de combustión:
2.5.1 Material GRCop-84 Descripción y propiedades:
El GRCop-84 es una aleación de base cobre diseñada específicamente para la
fabricación de cámaras de combustión, esta aleación (Cu, 8%Cr, 4%Nb) soporta
temperaturas de trabajo de hasta 700ºC (aprox. 970K), gracias a la elevada
proporción de cristales de (14%) dispersos en una matriz de cobre puro que son
extremadamente estables hasta más de 800ºC Mantiene una elevada resistencia a
altas temperaturas y tiene un comportamiento excelente en fatiga de ciclo largo y
fluencia, además de presentar una resistencia elevada a la oxidación en caliente,
esta aleación además presenta un coeficiente de expansión térmico menor que
otras aleaciones de base cobre, lo que mejora el comportamiento de las uniones
con barreras térmicas. Otra ventaja de esta aleación es la posibilidad de usar las
técnicas habituales de fabricación
(extrusión, forja, estampación) lo que permite una variedad enorme de formas,
además ha demostrado buen comportamiento en soldadura (convencional, por
fricción, por difusión, por chorro de electrones). Hay que añadir también que este
material está testado para trabajar
2.5.2 Fabricación:
El material se produce utilizando técnicas de enfriamiento rápido (atomización en
gas argón) para evitar un crecimiento excesivo de los cristales de. Para la
fabricación de cámaras de combustión se utiliza la técnica de spray de plasma en
vacío (VPSing) o sinterizado en caliente (HIPing), una vez que la aleación está
fabricada, la cámara de combustión puede fabricarse aprovechando la ductilidad
del material, mediante laminado, estampación y otros procesos habituales.
Los canales pueden fabricarse mediante mecanizado o apilando finas láminas con
los canales ya mecanizados soldándolas posteriormente por difusión. Una vez
conformados los canales en una preforma rectangular se curva y se suelda hasta
conseguir un cilindro, que posteriormente se estrechará para formar la garganta y
se ensanchará para formar la tobera.
Figura 2.21 Proceso de fabricación de una cámara de combustión de GRCop-84.
2.6 Ecuación del movimiento:
Figura 2.22. Esquema básico de un motor cohete Notación:
Si se aplica la ecuación de cantidad de movimiento al sistema de la figura 2.22
obtenemos la siguiente expresión:
Agrupando términos queda:
Con la fuerza aerodinámica resultante , la fuerza gravitatoria y cualquier
Otra fuerza exterior aplicada. Lo que se deduce de la ecuación es que para acelerar
El vehículo y contrarrestar las fuerzas gravitatorias y aerodinámicas hay que
eyectar cantidad de movimiento.
Con el motor en banco , compensada, nula y velocidad y aceleración nulas:
Con E el empuje resultante. Para flujo unidimensional:
El impulso específico se define:
2.6.1 Proceso ideal en la cámara:
En la cámara se transforma energía química en energía térmica. El problema
consiste en determinar la composición y temperatura de remanso del fluido a la
entrada de la tobera, suponiendo conocidas la presión en la cámara, composición y
entalpía de remanso de los propulsantes.
Se va a suponer evolución adiabática en la cámara de combustión y composición
de equilibrio.
2.6.2 Proceso ideal en la tobera:
Movimiento estacionario.
Movimiento unidimensional.
Flujo homogéneo sin cambio de composición, flujo adiabático sin fricción, gas
perfecto: PV=RT; =cte.
Las ecuaciones que gobiernan el comportamiento en la tobera son:
Manipulando las ecuaciones anteriores se puede llegar a la siguiente
Expresión:
El comportamiento de la ecuación se recoge en la figura 2.23
Figura 2.23 Características del movimiento en una tobera
2.6.3 Coeficientes:
De lo que se deduce que:
De la ecuación de continuidad y energía se deduce:
Con lo que la expresión del coeficiente de empuje queda:
2.7 Clasificación del ciclo termodinámico del motor cohete de propulsante liquido:
El sistema de alimentación es el encargado de introducir los propulsantes en la
cámara de combustión con el caudal y la presión necesaria como para mantener las
Prestaciones para las que se ha diseñado. Existen dos tipos básicos de sistemas de
Alimentación en motores cohete de combustible líquido, por presurización de
tanques y por turbo bombas. El primero se utiliza principalmente en aplicaciones de
pequeño tamaño, como motores de satélites y últimas etapas de lanzadores, donde
la cantidad de combustible es pequeña y por tanto el peso de los tanques necesario
no es prohibitivo, sin embargo para satisfacer los requisitos impuestos por la
aplicación para altos rendimientos hay que acudir a un sistema de alimentación por
turbó bombas, que permite tener unos tanques ligeros y lograr las prestaciones
necesarias aunque aumente, en mucho, la complejidad del motor. Una vez decidido
un sistema de alimentación por turbó bombas o por presurización se puede elegir
uno de los tipos de ciclos disponibles. Los ciclos disponibles son básicamente tres:
Generador de gas, ciclo expansor y combustión escalonada. En los tres casos unas
bombas son las encargadas de aumentar la presión tanto del combustible como del
oxidante desde la presión de los tanques hasta la presión de inyección, las bombas
están movidas por una o varias turbinas, la diferencia de cada ciclo es la
procedencia y el destino de los gases que atraviesan la turbina.
Figura 2.24 Esquemas de los diferentes tipos de ciclo de un motor cohete
presurizado por turbó bombas.
2.7.1 Generador de gas:
En el ciclo con generador de gas los gases evolucionan en la turbina provienen de
una pequeña cantidad de combustible y oxidante que se sangran de la corriente
principal antes de inyectarlos en la cámara de combustión. Esta pequeña cantidad
de propulsante se quema en una cámara llamada generador de gas, tras esto, los
gases producto de la combustión atraviesan la turbina y se expulsan al exterior a
baja presión.
Las ventajas de este ciclo son la baja presión de salida de las bombas, que
simplifica el diseño y su coste de desarrollo más bajo, sin embargo las
características propulsivas son bajas debido a que la cantidad de propulsante que
se sangra al generador de gas no proporciona empuje, pues se expulsa al exterior a
una presión baja.
Figura 2.25 Generador de gas adoptada para el ciclo de motores cohete
2.7.2 Ciclo expansor:
En este ciclo el fluido que atraviesa la turbina es el combustible (generalmente), que
tras refrigerar la cámara de combustión principal ha alcanzado una entalpía
suficiente como para evolucionar en la turbina y desarrollar la potencia requerida
por las bombas.
Las ventajas principales son la sencillez del ciclo que no necesita una cámara de
combustión secundaria y que las condiciones de trabajo de la turbina son
favorables con una temperatura de trabajo relativamente baja y ambiente poco
corrosivo.
La principal desventaja de este ciclo es que está limitado a niveles de empuje bajos
salvo que se utilicen múltiples cámaras de combustión.
2.7.3 Combustión escalonada:
En este ciclo todo el oxidante (todo el combustible), se mezcla con una pequeña
cantidad de combustible (oxidante) en una precámara donde aumenta de
temperatura, tras esto atraviesa la turbina y se inyecta como oxidante (combustible)
en la cámara principal.
La principal ventaja de este ciclo es que permite una presión de cámara más
elevada que los otros ciclos y que como todo el propulsante genera empuje, las
prestaciones son superiores a los otros dos ciclos. El principal inconveniente es su
complejidad y una presión de bombeo muy alta, además los gases que atraviesan la
turbina son productos de una combustión a alta temperatura.
Las agencias espaciales están utilizando motores de combustión escalonada para
sus misiones con una fiabilidad muy alta, además la mejora que prestaciones, que
se traduce en un menor consumo de combustible permite un desarrollo del motor
más caro y un coste global inferior
Figura 2.26 Combustión escalonada
Figura 2.27 Datos para la simulación adoptada para el ciclo del motor cohete
2.8 Combustibles a emplearse en el motor cohete de propulsante líquido:
Existe una variedad de combinaciones de combustibles y oxidantes algunas de las cuales
están indicadas en la tabla 2.1 la mayoría de ellas son peligrosas, tóxicas y de altos
costos.
Es por ello que es aconsejable utilizar hidrocarburos líquidos como combustible y oxígeno
gaseoso, como oxidantes, para así obtener buenos rendimientos, la llama de la
combustión será bien visible y su elevada temperatura ofrecerá que la combustión sea de
forma simultánea durante su funcionamiento.
Estos combustibles fueron utilizados en los motores atlas, y saturno. Si bien el oxígeno
empleado por ellos era líquido en vez de gaseoso.
Es más fácil obtener oxígeno gaseoso en nuestro medio, viene en cilindros a presión
destinados para soldadura autógena y con las precauciones que mencionaremos más
adelante sobre su manejo no ofrece mayores riesgos para la prueba del motor cohete,
para su uso existen en el comercio de nuestro medio elementos apropiados para regular
la presión del gas y sus régimen de extracción.
Los hidrocarburos líquidos como la nafta, o el alcohol son también de fácil obtención y
bajo costo, siendo conocidas las precauciones a adoptar para su empleo, puesto que los
combustibles se vuelven demasiado peligrosos cuando entran en contacto con el
oxigeno, una de las formas conocidas para la precaución de incendios es manipular los
combustibles en lugares donde exista espacio y se encuentre en aire ambiente libre, en
caso de existir el inicio de una llama fuera de lo previsto debe cortarse primeramente de
forma rápida la alimentación del oxigeno seguido del combustible luego se debe
proceder ha extinguir el fuego.
De no controlarse el fuego este podría ocasionar el calentamiento de los depósitos
donde se encuentran almacenados, por lo que es recomendable mantener a los depósitos
a una distancia prudente y protegidos del sol.
Tabla 2.1. Rendimiento de combustibles líquidos que pueden emplearse en el motor
cohete
COMBINACIÓN
COMBUSTIBLE
/ OXIDANTE
PRESIÓN DE
LA
COMBUSTIÓN
KG/CM2
RELACIÓN
MEZCLA
TEMPERATURA
ºC
I = IMPULSO
ESPECÍFICO
(SEG.)
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3000
242
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3200
261
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.40
3300
279
JP4 – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.45
3300
255
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG. LÍQUIDO
24
0.80
2800
238
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG.
GASEOSO
24
0.83
2900
248
HIDRÓGENO Y
OXÍG. LÍQUIDO
40
0.28
2500
263
JP 4 Y ACIDO
NÍTRICO
40
0.24
2800
238
Nota: JP 4 = combustible especial para Jets.-
Definiendo cómo índice de oxidación la relación O/C de los caudales en peso
de oxidante y combustible que afluyen a la cámara de combustión, se tendrá
que la máxima temperatura de la llama corresponderá a la cantidad de
oxígeno presente justamente necesaria para reaccionar con el combustible. Si
se desea menor temperatura es preferible aportar mayor cantidad de
combustible que de oxidante, pues ello alivia las condiciones de temperatura
en que la máquina debe operar.
Fig
ura
2.2
8.
Te
mp
erat
ura
de
la
llam
a
vers
us
pre
sión
en la
cámara para óptima relación de la mezcla.
Figura 2.29. Temperatura de llama versus índice de oxidación a presión
de cámara constante (244kg/cm2)
La Fig. 2.28 muestra como varía la temperatura de llama con la presión en la cámara
para una óptima relación de la mezcla y en la Fig.2.29 cuando la presión se mantiene
constante y varía el índice de oxidación, la fuerza desarrollada por Kg. (en total) de gases
quemados por segundos es lo que se conoce como: “Impulso específico”.
Impulso Específico = Fuerza / Caudal total de gases
La Fig.2.30, indica el máximo impulso específico que puede obtenerse de los
hidrocarburos particularmente de nafta y alcohol al ser quemados en oxigeno gaseoso a
diversas presiones de cámara y expansión a la presión atmosférica.
Este gráfico se puede utilizar para determinar el régimen de combustible necesario para
producir un determinado impulso. Supongamos la hipótesis de construir un motor cohete
alimentado con nafta y oxígeno gaseoso a 16 Kg. /cm2 de presión en la cámara con
fuerza de 50 Kg. En estas condiciones, el rendimiento del combustible, de acuerdo con la
Fig.2.29, es de 244 Kg./cm2 de gas consumido por segundo, por lo tanto el gasto total
será:
G.T. = F / I especifico. = 50 / 244 = 0.21 Kg./seg.
Como el índice de oxidación para la mezcla: nafta-O2 es de 2,5 tendremos:
GO = GT . ( 1 / I + 1 ) = 0.35 Kg/seg (consumo de O2)
GC = GT . ( 1 / I + 1 ) = 0.059 Kg/seg (consumo de combustible)
La tabla 2.2 resume las principales propiedades físicas y químicas del Oxigeno Gaseoso,
alcohol metílico y Nafta.
Figura 2.30. El impulso específico, como rendimiento de
los hidrocarburos.
TABLA 2.2. Propiedades de substancias utilizadas en motores cohete de
propulsante líquido
SUBSTANCIAS
OXIGENO
GASEOSO
ALCOHOL
METÍLICO
NAFTA
FORMULA
QUÍMICA
O2
CH3. OH
C8H18
PESO
MOLECULAR
32
34.04
114
COLOR
NINGUNO
NINGUNO
NINGUNO
EFECTO SOBRE
LOS METALES
APRECIABLE
APRECIABLE
APRECIABLE
RIESGO DE
INFLAMACIÓN
ELEVADO
ELEVADO
ELEVADO
2.9 Componentes de los sistemas que comprenden los motores cohete de combustible
líquido:
Un motor cohete cuenta con las siguientes componentes.
2.9.1 Cámara de Combustión:
Es la pieza del motor cohete donde se efectúa la combustión de los combustibles
en este caso combustibles líquidos particularmente los combustibles que ingresan
a la cámara de combustión a una determinada presión de forma pulverizada por los
inyectores, estos combustibles no generan una reacción al entrar en contacto
entre ellas lo cual nos indica que no son combustibles hipergolicos, por tanto
requieren de un sistema de encendido por medio de chispa eléctrica que se
encargara que la mezcla de ambos combustibles que provee el sistema de
combustible puedan quemarse produciendo la reacción por tanto la función de la
cámara de combustión a parte de resistir altas temperaturas debe de alojar a las
bujías y inyectores de ambos combustibles.
2.9.2 Depósitos de combustible:
Los motores cohete cuentan con dos depósitos de combustible uno para el
keroseno u otro combustible derivado de petróleo, y otro deposito para el oxigeno.
Estas deben de ser construidas de acero por que deben resistir las altas
presiones que se generan en el interior de ellas.
2.9.3 Conductos de alimentación:
Los conductos se encargan de conducir a ambos combustibles a los inyectores
que se encuentran en la cámara de combustión pasando estos conductos por una
serie de válvulas que sirven para el control del flujo de los combustibles.
2.9.4 Manómetros:
Estos instrumentos se encargan de darnos lecturas de la presión interna de los
depósitos de combustible y de la presión en las líneas de combustible para tener
una lectura de las presiones y tener un control de la alimentación de los
combustibles que se encuentran ingresando a los sistemas de suministro de los
combustibles en la cámara de combustión.
2.9.5 Componentes del sistema de encendido:
Este tipo de motor cohete requiere de un sistema de encendido el cual sea capas
de inflamar a ambos combustible pera provocar la reacción de la misma dentro las
cámaras de combustión por la cual esta debe de contar con solenoides.
Figura 2.31 Solenoide
El arnés se encarga de enviar la alta tensión de salida hacia los ignitores para
producir la chista eléctrica debido al arco eléctrico que esta la origina estas cuentan
con un revestimiento de materiales como caucho de neopreno para evitar que la
tensión no salte hacia otro conductor de material metálico
Figura 2.32 Arnés
2.9.6 Bujías:
Estas se encargan de provocar el arco eléctrico proveniente de la tensión
producida por el solenoide que llega a los ignitores por medio del arnés esta induce
la combustión de los combustibles que ingresan a la cámara de combustión
produciendo de esta forma la reacción dentro la cámara, los ignitores van
colocadas dentro la cámara de combustión por medio de rosca.
Figura 2.33 Bujías
2.9.7 Características de la bujía que se empleara en el sistema de encendido del motor
cohete.
Figura 2.34 Bujía de Iridio
2.9.8 Oscilador:
El oscilador es aquel dispositivo que se encarga de oscilar a una determinada
frecuencia para que de esta forma pueda excitar al embobinado primario del
solenoide produciéndose la autoinducción dentro de ella produciendo el arco
eléctrico en las bujías.
Figura 2.35 Oscilador
2.9.9 Esquema del sistema de encendido:
En este esquema se muestra el proceso de funcionamiento del sistema de
encendido como se puede ver el selector de encendido se encuentra conectado a
la fuente de energía el cual alimentara al excitador de encendido cuando el circuito
se cierre generando el arco eléctrico en los ignitores.
Figura 2.36 Esquema del sistema de encendido
Figura 2.37 Diagrama del sistema de encendido
Diagrama general en el que se esta basando el criterio del encendido
Alimentación de energía proveniente de la batería de 12 voltios DC
2.9.10 Fuente de alimentación:
Energía eléctrica:
La energía eléctrica para producir el arco en los ignitores se obtendrá de una
batería de corriente continua.
Cabe aclarar que este sistema de encendido solo es utilizado para el arranque del
motor puesto que cuando la cámara de combustión adquiere temperatura ya no es
necesaria la chista eléctrica en las bujías que se encuentran instaladas en la cámara
de combustión.
2.10 Componentes del sistema de alimentación de combustible:
2.10.1 Bomba de engranajes:
El sistema de alimentación en un motor cohete de combustible líquido está formado
por los depósitos, las bombas de oxidante y combustible, además de otros equipos
auxiliares como el sistema de presurización de los tanques.
El sistema de alimentación tiene que ser capaz de aportar el caudal de combustible
y de oxidante determinado a la presión requerida por el motor. Es necesario el uso
de una bomba en este caso una de engranajes `pues para elevar la presión de los
combustibles que son tomados desde los depósitos de los mismas con una baja
presión en la entrada de las bombas.
Se incrementa la presión de tal forma que estas se puedan pulverizar dentro la
cámara de combustión por medio de los inyectores.
Figura 2.38 Bomba de engranajes
2.10.2 Tuberías de combustible:
Las tuberías de combustible son las encargadas de resistir las altas presiones
producidas en el interior de las mismas por la bomba con el fin de conducir dicho
combustible a los inyectores por tanto deben de ser resistentes a las presiones
ejercidas por el fluido.
Figura 2.39 Tuberías de combustible
2.10.3 Diámetro de la tubería:
El diámetro de la tubería depende de la velocidad y del caudal a las que van a
trabajar en el sistema de combustible en este caso se determinan los diámetros de
tuberías para combustible
Figura 2.40 Tabla de diámetro de tubería
S
Se muestra a continuación el modo de montaje de forma correcta de las tuberías:
Figura 2.41 Modo de montaje de las tuberías
2.10.4 Válvula limitadora de presión:
Como su nombre lo dice esta se encarga de limitar la presión lo que quiere decir
en caso de que ocurriese una elevación de la presión en el sistema, esta se
encargara de mantener la presión constante a la que fue calibrada, enviando el
excedente de la presión con el fluido que esta conlleva de retorno al deposito.
Figura 2.42 Válvula limitadora de presión
Figura 2.43 Válvula limitadora de presión
2.10.5 Válvulas reguladoras de caudal:
La tarea de esta válvula es el de mantener constante el valor del flujo determinado
independiente mente de los cambios de presión que se presenten en el sistema de
combustible.
Figura 2.44 Válvulas reguladoras de caudal
Figura 2.45 Válvula reguladora de caudal
2.10.6 Retorno al tanque:
Todo el combustible que es sacado del sistema del combustible por excesos de
presión es llevado de vuelta al depósito y es a esto lo que se conoce como retorno
Figura 2.46 Retorno al tanque
Todo sistema de combustible debe estar dotado de un tanque que alimente a la
bomba. Es a ese tanque que el combustible regresa, luego de haber circulado por el
circuito, para ser nuevamente aspirado por la bomba y recomenzar el ciclo. Aunque
generalmente los sistemas de combustible de motor cohete tienen sólo un tanque,
para cada combustible este símbolo puede aparecer varias veces en un
esquema, para eliminar las líneas de regreso al tanque, facilitando la lectura en los
diagramas
2.10.7 Válvulas:
Las válvulas de 2 vías y de 2 posiciones sirven para aislar un circuito o una parte de
él bloqueando el paso del combustible.
La válvula 2/2 NC (normalmente cerrada) bloquea el paso del combustible cuando
no está activada y permite el paso de éste cuando su control es activado. La válvula
2/2 NA (normalmente abierta) permite el paso del combustible cuando no está
activada y lo bloquea cuando su control es activado.
Figura 2.47 Simbología de las válvulas de paso
Figura 2.48 Válvula de paso
2.10.8 Filtros de combustible:
Los filtros se utilizan para purificar el combustible bloqueando el paso a los
contaminantes. Se los puede ubicar en diferentes sitios de un circuito, siendo los
más comunes la línea de aspiración de la bomba y la línea de retorno al tanque.
Figura 2.49 Filtros de combustible
Figura 2.50 Diagrama esquemático del sistema de combustible
Figura 2.51Motor cohete de propulsante líquido en representación pictórica de
todos sus sistemas
Figura 2.52 Motor cohete de combustible líquido Walker 109-739 utilizado en el misil Enzian
Deposito de
oxigeno
Deposito de
combustible
Cámara de
combustión
Soporte del
motor
Válvulas de
control
2.10.9 Cámaras de combustión:
Las cámaras de combustión de un motor cohete construidas de diversos materiales
lo cual se lo profundizará mas adelante, pero básicamente son construidos de
acero donde se suministra la energía calorífica debido a la combustión de los
combustibles, elevándose la temperatura del flujo de los gases que pasa por su
interior, aumentando así la temperatura de la cámara de combustión.
Figura 2.53 Motor de cohete de combustible líquido P&W
Para que suceda el aumento de la energía calorífica, es necesario inyectar una
determinada cantidad de combustible que se combina con el oxígeno, liberándose
Conductos de inyectores Tobera
así la energía que el combustible tenía almacenada. Este poder calorífico, que es
del orden de 10.500 Kcal. Por cada Kg. de combustible, no alcanza la temperatura
que teóricamente le correspondería, sino que por combustión incompleta aparecen
pérdidas de manera que se deben minimizar, definiéndose a esta como rendimiento
de la combustión, la relación de temperaturas absolutas entre la que realmente se
alcanza y la que teóricamente le correspondería, si la combustión fuese completa.
Este rendimiento es del orden de 0'95, si, se puede alcanzar valores casi del 100%
De rendimiento de la cámara de combustión del motor cohete de propulsante
liquido.
La sección longitudinal de una cámara de combustión responde a la función de
trabajo de la cámara y, aun cuando existen diversos tipos, la forma general. Su
entrada tiene la forma de conducto divergente, con dobles paredes paralelas en la
zona en donde ha de tener lugar la combustión, ésta forma divergente de la entrada a
la cámara, se justifica como sigue.
Si el oxigeno fluyera a la cámara y en ella no hubiera combustión, como la velocidad de
entrada del oxigeno procedente del deposito, este conducto divergente haría
disminuir la velocidad de salida del oxigeno, pues actuaría a modo de difusor,
incrementándose la presión en la zona ancha del conducto. La disminución de
velocidad sería inversamente proporcional a la relación de las áreas del conducto.
Si se suministra calor al oxigeno que pasa a través del conducto en forma de difusor,
el oxigeno se expansionará con el combustible sin pérdida de velocidad, pues en
este caso la energía calorífica motivará una expansión lateral del gas a expensas de
la densidad del combustible con la que se mezcle.
La mezcla de ambos combustibles no implica en este caso reducción de la presión,
puesto que la temperatura aumentará considerablemente.
El flujo de oxigeno procedente del deposito llega a la zona de combustión, y ha de
penetrar en ella de forma suave y continua, sin exceso de turbulencia, aun cuando
ésta no deba ser nula, y manteniendo la alta presión entregada por el deposito.
Deberá mantenerse parte de la turbulencia dentro la acamara de combustión para
favorecer la atomización del combustible en el oxigeno, sin exceso de pérdidas de
presión.
2.10.10 Retardo en la cámara de combustión:
Una de las posibles causas de problemas en el correcto funcionamiento del cohete
es la aparición de inestabilidades en la cámara de combustión. Existen distintos
tipos de inestabilidad, pero sólo se ha tratado con el caso denominado chugging
que ocurre a bajas frecuencias y que es predecible analíticamente. Considerando la
complejidad del conjunto de procesos de combustión, la conversión del
combustible requiere un cierto tiempo desde el instante de inyección hasta que se
alcanza la composición en equilibrio de los productos.
Este tiempo de retardo tc se determina no sólo a través de la cinética química de la
reacción, sino también considerando el tiempo de atomización del líquido tras la
inyección, y el de mezclado de los reactivos.
Figura 2.54 Cámara de combustión
Las cámaras de combustión, al objeto de aumentar la velocidad al final, antes de
penetrar a la masa de aire del medio circundante, adquieren forma de conducto
convergente a la salida de la tobera, pero esta convergencia es a partir de la zona en
que la combustión se ha completado.
Para obtener una combustión satisfactoria, se requiere una pequeña zona controlada de
baja velocidad en las proximidades de la llama, y esto se consigue con un estabilizador
o deflector situado en las proximidades del inyector y en el centro de la cámara.
Figura 2.55 Gases de combustión
Los Inyectores pueden ser de tipo regadera, de chorros individuales, de chorros
triples, o concéntricos.
Como se puede apreciar en la figura.
Figura 2.56 Tipos de inyectores
Combustible
Oxidante
Combustible Oxidante Combustible
Triple
Concentricos
Combustible
Oxidante
Chorros individuales
Oxidante
Combustible
Regadera
Dibujado por Juan Alanes E
Figura 2.57 Inyector
2.10.11 Toberas de motores cohete de propulsante liquido:
Los motores de cohetes de altas prestaciones, como los que se usan en los vehículos
espaciales que funcionan en el vacío, necesitan toberas muy grandes para alcanzar la
velocidad de escape supersónica necesaria. La tobera debe tener una parte que se
estrecha desde la cámara de combustión hasta llegar a la parte más fina llamada
garganta, donde se alcanza la velocidad del sonido, y luego una parte que se ensancha.
El diámetro de la tobera a la salida puede ser unas cuatro o cinco veces el diámetro que
tenga en la cámara de combustión.
Los gases calientes a altas velocidades que rozan las paredes de la tobera provocan un
grave problema de disipación de calor, sobre todo si el tiempo de funcionamiento puede
llegar a ser de minutos más que de segundos .Este problema de disipación térmica es
más importante en los alrededores de la garganta, donde se utiliza un sistema de
refrigeración regenerativa en los cohetes de carburante líquido. En un motor de hidrógeno
líquido y oxígeno, por ejemplo, el hidrógeno puede bombearse a través de pequeños
tubos que formen las paredes de la tobera. El hidrógeno súper enfriado es introducido en
la fase supersónica y desde allí fluye hasta la cámara de combustión.
Un motor de cohete avanzado que es mucho más eficiente que el de motor de hidrógeno
líquido y oxígeno líquido es el motor nuclear. Una forma de medir la capacidad del motor
de un cohete es la masa de carburante que se gasta por segundo. Esto se llama el
impulso específico. Mientras que el motor de hidrógeno-oxígeno tiene un impulso de unos
200 kilogramos por segundo, el motor nuclear, que se desarrolló en las décadas de 1960
y 1970 en Estados Unidos, tenía un impulso de unos 500 kilogramos por segundo. Este
motor usa hidrógeno líquido que se vaporiza y calienta a altas temperaturas con un
reactor de fisión nuclear. El hidrógeno no llega a arder sino que se limita a atravesar la
tobera del cohete a grandes presiones y a altas velocidades, este motor fue diseñado
para ser utilizado desde el espacio, más que para lanzar cohetes desde tierra, su principal
aplicación hubiera podido ser el de propulsor de un servicio de lanzadera entre la tierra y
la luna, o de las misiones espaciales a otros planetas.
2.10.12 Motores cohetes nucleares:
En este tipo de motores el propulsante es calentado en un reactor nuclear y
seguidamente es eyectado en la tobera.
Figura 2.58 Motor cohete nuclear
Figura 2.59 Motor cohete de propulsante liquido Soviético.
Figura 2.60 Motor cohete de propulsante liquido Americano.
Figura 2.61 Simulación del Motor cohete de propulsante liquido P&W RL10
Motor P&W RL10
POR JUAN ALANES ERGUETA
TOBERA PARABOLICA
TURBO ALIMENTADORES
CAPITULO 3
PROPUESTA DE DISEÑO
3.1 Diseño del sistema de alimentación del motor cohete de propulsante liquido:
El sistema de alimentación en un motor cohete de combustible líquido está formado
por los depósitos, las bombas de oxidante y combustible, además de otros equipos
auxiliares como el sistema de presurización de los tanques.
El sistema de alimentación tiene que ser capaz de aportar el caudal de combustible
y de oxidante determinado a la presión requerida por el motor.
La energía térmica se consigue de la reacción química de un oxidante y un reductor, los cuales son presurizados e inyectados en la cámara de combustión por el sistema de alimentación de combustible. Los gases producidos por la combustión se aceleran en la tobera para conseguir el empuje. La ventaja de estos es que el tiempo de combustión es mayor que los de combustible sólido, además que el empuje se puede regular y controlar por medio del sistema de combustible, ya que podemos actuar sobre la alimentación del propulsante.
Figura 3.1 Motor cohete de propulsante liquido RL10 P&W El tipo de sistema de combustible que empleara el prototipo del motor cohete. Es el de un sistema de combustible de inyección este sistema es requerido en todos los motores de este tipo por la razón que ambos combustibles, tanto el oxidante y el combustible deben ingresar a la cámara de combustión por medio de los inyectores a altas presiones con el fin de que ambos combustibles se mezclen en el interior de la cámara de combustión de tal forma que se genere una masa de ambos del oxidante y del combustible dentro el volumen de la cámara de combustión. Para lograr este propósito se requiere de un sistema de alimentación de combustible que elevé la presión de mencionados combustibles 3.2 Componentes del sistema de combustible:
A continuación se muestra de forma detallada los componentes del sistema de
combustible del motor cohete de propulsante líquido.
3.2.1 Bomba de engranajes:
Es necesario el uso de una bomba en este caso una de engranajes pues es
necesario elevar la presión de los combustibles que son tomados desde los
depósitos donde se encuentran las mismas con una baja presión, por medio de las
bombas se incrementa la presión de los combustibles de tal forma que estas se
puedan pulverizar al pasar por los inyectores que se encuentran dentro la cámara
de combustión.
Figura 3.2 Bomba de engranajes
3.2.2 Tuberías de combustible:
Las tuberías de combustible son las encargadas de resistir las altas presiones
producidas en el interior de las mismas por las bombas con el fin de conducir los
combustibles hacia los inyectores por tanto deben de ser resistentes a las
presiones ejercidas por los combustibles conducidos en su interior.
Figura 3.3 Tuberías de combustible
3.2.3 Diámetro de la tubería:
El diámetro de la tubería depende de la velocidad y del caudal a las que van a
trabajar dentro el sistema de combustible, en este caso se determinan los diámetros
de las tuberías.
Figura 3.4 Tabla de diámetro de tubería
S
Se muestra a continuación el modo de montaje de forma correcta de las tuberías:
Figura 3.5 Modo de montaje de las tuberías
3.3 Componentes de control del sistema de combustible:
3.3.1 Válvula limitadora de presión:
Como su nombre lo dice esta se encarga de limitar la presión lo que quiere decir
en caso de que ocurriese una elevación de la presión en el sistema, esta se
encargara de mantener la presión constante a la que fue calibrada, enviando el
excedente de la presión con el fluido que esta conlleva de retorno al deposito.
Figura 3.6 Válvula limitadora de presión
Figura 3.7 Válvula limitadora de presión
3.3.2 Válvulas reguladoras de caudal:
La tarea de esta válvula es el de mantener constante el valor del flujo determinado
independientemente de los cambios de presión que se presenten en el sistema de
combustible.
Figura 3.8 Válvulas reguladoras de caudal
Figura 3.9 Válvula reguladora de caudal
3.3.3 Retorno al tanque:
Todo el combustible que es sacado del sistema del combustible por excesos de
presión es llevado de vuelta al depósito y es a esto lo que se conoce como retorno
Figura 3.10 Retorno al tanque
Todo sistema de combustible debe estar dotado de un tanque que alimente a la
bomba, es a ese tanque que el combustible regresa, luego de haber circulado por el
circuito, para ser nuevamente aspirado por la bomba y recomenzar el ciclo. Aunque
generalmente los sistemas de combustible de motor cohete tienen sólo un tanque,
el símbolo puede aparecer varias veces en un esquema, para eliminar las
líneas de regreso al tanque, facilitando la lectura en los diagramas de diseño en el
simulador
3.3.4 Válvulas de corte:
Las válvulas de 2 vías y de 2 posiciones sirven para aislar un circuito o una parte de
él bloqueando el paso del combustible.
La válvula 2/2 NC (normalmente cerrada) bloquea el paso del combustible cuando
no está activada y permite el paso de éste cuando su control es activado. La válvula
2/2 NA (normalmente abierta) permite el paso del combustible cuando no está
activada y lo bloquea cuando su control es activado.
Figura 3.11 Simbología de la válvulas de paso
Figura 3.12 Válvula de paso
3.3.5 Filtros de combustible:
Los filtros se utilizan para purificar el combustible bloqueando el paso a los
contaminantes. Se los puede ubicar en diferentes sitios de un circuito, siendo los
más comunes la línea de aspiración de la bomba y la línea de retorno al tanque.
Figura 3.13 Filtros de combustible
3.4 Componente de indicación del sistema de combustible manómetros:
El manómetro tiene por función mostrar el valor de presión presente en su punto de
conexión.
Estos instrumentos se encargan de darnos lecturas de la presión interna de los
depósitos y líneas del sistema de combustible del motor cohete.
Figura 3.14 Diagrama esquemático del sistema de combustible
Figura 3.15 Configuración del sistema de combustible de un motor cohete de
propulsante liquido
3.4.1 Diseño del sistema de combustible en simulador:
Se procede a diseñar el sistema de combustible del motor cohete teniéndose en
cuenta la funcionalidad de cada componente establecida dentro el marco
esquemático del simulador, en la figura 3.16se puede apreciar el diseño en
simulador
Figura 3.16 Sistema de combustible (combustible liquido)
De la misma forma se procede a realizar el mismo sistema pero con la diferencia
que será usado para el control del oxidante del motor cohete. Como se puede
apreciar en la figura.
Figura 3.17 Sistema de combustible (oxigeno liquido)
En la siguiente se realiza el circuito de ambos combustible que desemboca en los
inyectores que se encuentran dentro la cámara de combustión.
Figura 3.18 Inyectores
Figura 3.19 Ubicación de los inyectores en la cámara recombustión y su
simulación.
A continuación se muestra los inyectores instalados en la cámara de combustión
Figura 3.19 Simulación inyectores
3.4.2 Sistema de combustible y sus componentes:
A continuación se muestra todo el esquema de diseño del sistema de combustible
y sus componentes en la cámara de combustión.
Figura 3.20 Esquema sistema de combustible
3.4.3 Simulación del sistema de combustible del motor cohete con válvulas de control
cerradas:
Figura 3.21 Simulación sistema de combustible
3.4.4 Simulación del sistema de combustible:
Figura 3.22 Funcionamiento de todo el sistema en el simulador.
3.5 Diagrama del S.D.C. Sistema de combustible
Control de oxigeno y
combustible
Alimentación
de oxigeno Alimentación
de combustible
Filtración de
combustible
Filtración del
oxigeno
3 2 3 1 2 1
Inyectores
Se mezclan en la cámara
1.1
Se mezclan en la cámara 2.2
Se mezclan en la cámara
3.3
3.5.1 Simulación de los componentes de los sistemas del motor cohete:
Accionamiento de ambos sistemas de combustible y el oxidante, En software
Automación Studio
3.5.2 Animación del filtro de combustible:
3.5.3 Funcionamiento de la bomba de combustible:
3.5.4 Funcionamiento de la válvula unidireccional: 3.5.5 Funcionamiento del limitador de presión:
3.5.6 Inyectores dentro la cámara de combustión en el simulador figura como bomba unidireccional.
3.5.7 Retorno al tanque de combustible:
3.6
Comp
onent
es del
sistem
a de
encen
dido:
Este tipo de motor cohete requiere de un sistema de encendido el cual sea capas
de inflamar a ambos combustible pera provocar la reacción de la misma por la cual
esta debe de contar con un solenoide.
Figura 3.23 Solenoide
El arnés se encarga de enviar la alta tensión de salida hacia los ignitores para
producir la chista eléctrica debido al arco eléctrico que esta la origina estas cuentan
con un revestimiento de materiales como caucho de neopreno para evitar que la
tensión no salte hacia otro conductor de material metálico
Figura 3.24 Arnés
3.6.1 Bujías:
Estas se encargan de provocar el arco eléctrico proveniente de la tensión
producida por el solenoide que llega a las bujías por medio del arnés esta induce la
combustión de los combustibles que ingresan a la cámara de combustión
produciendo de esta forma la reacción dentro la cámara, las bujías van colocadas
dentro la cámara de combustión por medio de rosca.
Figura 3.25Bujías
3.6.2 Oscilador:
El oscilador es aquel dispositivo que se encarga de oscilar a una determinada
frecuencia para que de esta forma pueda excitar al embobinado primario del
solenoide produciéndose la autoinducción dentro de ella produciendo el arco
eléctrico en las bujías
Figura 3.26 Oscilador
3.6.3 Esquema del sistema de encendido:
En este esquema se muestra el proceso de funcionamiento del sistema de
encendido como se puede ver el selector de encendido se encuentra conectado a
la fuente de energía el cual alimentara al excitador de encendido cuando el circuito
se cierre generando el arco eléctrico en las bujías.
Figura 3.27 Esquema del sistema de encendido
Figura 3.28 Diagrama del sistema de encendido
diagrama general en el que se esta basando el criterio del encendido
3.6.4 Fuente de alimentación:
La energía eléctrica para producir el arco en las bujías se obtendrá de una batería
de corriente continua.
Cabe aclarar que este sistema de encendido solo es utilizado para la ignición inicial
del motor puesto que cuando la cámara de combustión adquiere la temperatura de
funcionamiento ya no es necesaria la chista eléctrica producido por el arco eléctrico
en las bujías que se encuentran instaladas dentro las cámaras de combustión.
3.6.5 Tipo de sistema de encendido del motor cohete de propulsante liquido:
El sistema de encendido empleado en el motor cohete de propulsante líquido es del
tipo electrónico con el propósito de que esta pueda proporcionar el arco eléctrico
por medio de las bujías que se encuentran dentro la cámara de combustión para
provocar el encendido del combustible que se encuentran en las cámaras del
motor cohete de propulsante líquido, a continuación se explican las características
y los detalles de comportamiento de los componentes que comprende el sistema de
encendido.
3.6.6 Circuito oscilador: El oscilador es aquel dispositivo que se encarga de oscilar a una determinada
frecuencia para que de esta forma pueda excitar al embobinado primario del
solenoide produciéndose la autoinducción en el embobinado secundario dentro de
ella, produciendo el arco eléctrico en las bujías, a continuación se muestra en la
figura 3.29 el circuito electrónico propuesto ensamblado y verificando su
funcionamiento en el simulador de nombre Proteos.
Figura 3.29 Circuito oscilador
3.6.7 Simulación:
La señal de entrada al circuito esta dada por la carga y descarga de un
condensador como se muestra en la figura 3.30 del osciloscopio del simulador.
Figura 3.30 Osciloscopio
3.6.8 Señal de salida:
son pulsos de onda cuadrada como se muestra en la figura 3.31 lo cual indica que
en su punto de la arista alta se encuentra un numero 1 binario con una
determinada tensión y en su punto bajo corresponde a 0 cero lo que indica cero
tensión.
Figura 3.31 Señal de salida
Como se muestra en figura 3.32 el pulso alto esta en función a la carga del
condensador, y el punto bajo a la descarga de la misma
Figura 3.32 Señal de salida
Componentes a emplearse para el circuito excitador del sistema de encendido y los
valores de cada uno de ellos se muestran en la figura 3.33
Figura 3.33 Componentes y valores del circuito excitador
El punto de salida de tensión de pulso cuadrado se conectara al conector
magnético (Relay) al borne negativo del solenoide para que esta pueda generar la
inducción y proveer del arco eléctrico en las bujías, que se encuentran dentro la
cámara de combustión como se indica en la figura 3.34
Figura 3.34 Bujía dentro la cámara de combustión.
A continuación se muestra en la figura 3.35 la simulación del circuito excitador.
La lámpara indica la ignición si esta estuviese conectada al interruptor magnético
(relay) que generara la alta tensión en el solenoide convirtiéndola en arco eléctrico
en las bujías.
Figura 3.35 Simulación del circuito excitador
El circuito mencionado que cuenta con las funcionalidades que se requiere para
excitar a un solenoide con el fin que esta pueda producir el arco eléctrico en las
bujías y así generar la combustión del combustible y el oxigeno puro que se
encuentran dentro la cámara de combustión.
La gran importancia que esta presenta para el empleo en el motor cohete es una de
las mejores alternativas para el empleo del sistema de encendido debido a que
presenta la misma funcionalidad a un bajo costo.
Figura 3.36 Comportamiento del (C.O.) en el simulador (Circuito Oscilador)
Figura 3.39 Señales de salida
3.6.9 Esquema del circuito oscilador conectado al solenoide y bujía con su respectivo arnés
Figura 3.37 Circuito oscilador
Figura 3.38 Circuito oscilador excitando a los solenoides
Circuito
Oscilador
Solenoide
Relay
Arnés Bujía
Arco Eléctrico
Batería
Figura 3.39 Circuito oscilador excitando a los solenoides en bloques
Bat
1 2 3 3.6.10 Características de la bujía que se empleara en el sistema de encendido del motor cohete.
Modulo Sistema de Encendido
M.S.E
Canal *1 Canal *3
Canal *2
Señal de entrada 0/1
Alimentació
n de energía
Figura 3.40 Bujía de iridio Las características mencionadas por el fabricante de bujías del tipo de iridio se
adecua a las condiciones de diseño del motor cohete, teniéndose en cuenta que las
cámaras de combustión no serán llenadas de aire si no que se inyectara oxigeno
puro y cualquiera de los combustibles mencionados en la tabla de rendimientos,
esto genera las condiciones suficientes para formar una combustión por medio de
el arco eléctrico que entregara la bujía instalada dentro las cámaras de combustión.
3.6.11 Sumatoria de los diagramas:
Modulo Sistema de Encendido M.S.E
3.6.12 Sumatoria de los diagramas e inclusión de esquemas:
DIAGRAMA DEL
S.D.C
SISTEMA DE COMBUSTIBLE
Modulo Sistema de Encendido
M.S.E
Modulo Sistema de Encendido
M.S.E
3.6.13 Refrigeración de los motores cohete: La refrigeración de los de los motores cohete de propulsante líquido puede hacerse
de las siguientes formas como se muestran en la figura.
Figura 3.41 Tipos de refrigeración
Regenerativa
Rc
An=D
Ag Dibujado por: Juan Alanes Ergueta
Pelicular
Dibujado por: Juan Alanes Ergueta
Transpiración
Dibujado por: Juan Alanes Ergueta
El calor que se pierde a consecuencia de la refrigeración, es aproximadamente del
dos por ciento de la combustión, este valor es importante, pues puede representar
una baja perdida, dado que el alto empuje exigido a los motores cohete es para
responder a grandes actuaciones.
La refrigeración propuesta para el motor cohete es el de tipo regenerativa como
indican las flechas azules de la figura:
Figura 3.45 Refrigeración regenerativa
De
po
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RIG
ER
AC
ION
DE
LA
S
C
.D.C
FU
ER
ZA
DE
EM
PU
JE
FU
ER
ZA
DE
EM
PU
JE
FU
ER
ZA
DE
EM
PU
JE
En caso que se requiera realizar el funcionamiento en tierra se usara un combustible de
bajo Ip impulso especifico y relación de mezcla como se indica en la tabla de rendimiento
de combustibles que se encuentran subrayadas
Tabla 3.1. Rendimiento de combustibles líquidos que pueden emplearse en el motor
cohete
COMBINACIÓN
COMBUSTIBLE
/ OXIDANTE
PRESIÓN DE
LA
COMBUSTIÓN
KG/CM2
RELACIÓN
MEZCLA
TEMPERATURA
ºC
Ip = IMPULSO
ESPECÍFICO
(SEG.)
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3000
242
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3200
261
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.40
3300
279
JP4 – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.45
3300
255
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG. LÍQUIDO
24
0.80
2800
238
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG.
GASEOSO
24
0.83
2900
248
HIDRÓGENO Y
OXÍG. LÍQUIDO
40
0.28
2500
263
JP 4 Y ACIDO
NÍTRICO
40
0.24
2800
238
Si se desea menor temperatura es preferible aportar mayor cantidad de
combustible que de oxidante, pues ello a livia las condiciones de
funcionamiento.
Figura 3.42. Temperatura de la llama versus presión en la cámara para óptima relación de la mezcla.
Figura 3.43. Temperatura versus índice de oxidación a presión de cámara constante
(244kg/cm2)
La Fig. 3.42 muestra como varía la temperatura de llama con la presión en la cámara
para una óptima relación de la mezcla y en la Fig. 3.43 cuando la presión se mantiene
constante y varía el índice de oxidación la fuerza desarrollada por Kg. (en total) de gases
quemados por segundos es lo que se conoce como: “Impulso específico”.
3.6.14 ACCIONAMIENTO DEL C.O. DEL S.D.E
3.6.15 ACCIONAMIENTO DEL S.D.E INICIO DE LA COMBUSTIÓN
3.6.16 COMBUSTIÓN COMPLETA
CAPITULO 4
Deposito de combustible
Deposito de oxidante
S.D.C ACCIONADO
Inyector de oxidadnte
0
00
0
0
0
DISEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
C.D.C A-1
C.D.C B-1
C.D.C C-1
Inyector de combustible
Inyector de combustible
Inyector de combustible
Inyector de oxidadnte
Inyector de oxidadnte
MESCLA DE OXIDANTE Y CORBURENTE EN C.D.C
SIMULACIÓN DEL S.D.CPOR: JUAN ALANES ERGUETA
MASA DE AIRE DE IMPACTO PARA LA REFRIGERACION DE LAS C.D.C
FUERZA DE EMPUJE
FUERZA DE EMPUJE
FUERZA DE EMPUJE
ANÁLISIS TEÓRICO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN
4.1 Configuración:
La cámara tendrá la forma de un cilindro, y su sello de cámara será de forma
semiesférica, el espesor de la cámara se considera constante, el ingreso del los
combustibles a la cámara de combustión será de forma ideal, esto representa que
un corte en cualquier sección tendrá la misma forma. como se muestra en la Fig. 4.1
Para calcular el coeficiente de empuje se supondrá tobera adaptada (presión de
salida y ambiente iguales).
Lc
e
Rc
An=D
e
Ag Dibujado por: Juan Alanes Ergueta
Figura 4.1
4.1.1 Notación:
mat = Tensión de rotura del material
Wtobera = Peso tobera
Wcamara = Peso cámara
CE = Coeficiente de empuje
CEi = Coeficiente de empuje ideal
c*= velocidad característica del combustible
PC = Presión de cámara
RC = Radio de cámara
Ag = Área de la garganta
An = Área del canal en sección N
e = espesor de la cámara
PS : presión de salida
Pa: presión ambiente
4.1.2 Ecuación que determina el peso de cámara de combustión:
22 2 2cámara c mat c mat c mat cW R e L R e R e L R [1]
El espesor de la cámara puede ser expresado en función de las demás variables. Debido
a las fuerzas de presión que se ejercen dentro de cámara de combustión, como se
muestra en la figura 4.2
Pc
Figura 4.2
A partir de esto se puede poner que:
c cmaterial
P R
e
[2]
Este sería el espesor teórico en realidad se introduce un factor de seguridad para
absorber los defectos de material, de fabricación, de estimación de esfuerzos este factor
para vehículos no tripulados ronda el 1.2 (en misiones tripulados es de 1.4). Con esto:
mat c ctrabajo
P R
n e
[3]
Con lo que ya se tiene el espesor:
c c
mat
P Re n
[4]
Con esto sustituyendo [4] en [1] tenemos el peso de la cámara:
22 ( ) matcámara c c C
mat
W R n L R P
[5]
Teniendo ya el espesor y el peso de cámara se prosigue con las variables y coeficientes
de la cámara.
4.1.3 Variables de la cámara de combustión:
4.1.4 Coeficientes de la cámara de combustión:
4.1.5 Parámetro de la longitud de la cámara de combustión:
El parámetro de la cámara de combustión es la longitud característica de la
cámara, que relaciona el volumen de la cámara con el área de garganta. Este
parámetro está relacionado con el tipo de combustible utilizado ya que la cámara
tiene un volumen suficiente como para permitir la reacción completa del oxidante y
el combustible, para este propósito se utiliza Inyectores ubicados en la cámara de
combustión, la longitud característica de la cámara será de 310mm, y es este
valor el que tendrá la cámara en el motor para relacionarla con la tabla de
rendimiento de los combustibles como se muestra en la tabla 4.1 teniéndose en
cuenta que el peso de cámara y el espesor del mismo ya se encuentran
determinadas.
Las ecuaciones que permiten dimensionar por completo la cámara son las
siguientes:
Figura 4.2.1 Cámaras de combustión
Tabla 4.1. Rendimiento de combustibles líquidos que pueden emplearse en el
motor cohete
COMBINACIÓN
COMBUSTIBLE
/ OXIDANTE
PRESIÓN DE
LA
COMBUSTIÓN
KG/CM2
RELACIÓN
MEZCLA
TEMPERATURA
ºC
I = IMPULSO
ESPECÍFICO
(SEG.)
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3000
242
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3200
261
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.40
3300
279
JP4 – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.45
3300
255
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG. LÍQUIDO
24
0.80
2800
238
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG.
GASEOSO
24
0.83
2900
248
HIDRÓGENO Y
OXÍG. LÍQUIDO
40
0.28
2500
263
JP 4 Y ACIDO
NÍTRICO
40
0.24
2800
238
Nota: JP 4 = combustible especial para Jets.-
4.1.6 Datos específicos ya determinados:
Espesor de cámara
c c
mat
P Re n
mat =3.8×10³Kg/cm²
Datos:
310 mm, Rc= 42.4 mm Ag = 78.540mm2 ,e=0.665mm
Resultados:
Con lo que queda determinado:
56.478cm2 1750.827cm3 31cm
T
OB
ER
A
1
.1
PIE
ZA
1
.1 A
P
IEZ
A
1
.1 B
UN
ION
DE
AM
BA
S P
IEZ
AS
1
.1 A
-B
SE
LL
O D
E C
AM
AR
A
U
NIO
N C
AM
AR
A T
OB
ER
A
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N D
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LL
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A
DIS
IPA
DO
RE
S
DE
LA
CA
MA
RA
UN
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R S
OL
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RA
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RC
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.CL
A S
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TA
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AL
IZA
DA
PO
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. J
UA
N A
LA
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S E
RG
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D
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ÑA
DO
PO
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JU
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AL
AN
ES
ER
GU
ET
A
AR
MA
DO
DE
LA
CA
MA
RA
DE
CO
MB
US
TIO
N
4.2 Cálculo de las de toberas:
Se calcularan el área de salida y el coeficiente de empuje ideal para las toberas para
el cual se especifican a continuación las variables a ser empleadas.
cA = Área de cámara = 2
cR = 56.478cm2
gA = Área de garganta = 0.785cm2
Para el cálculo del área de salida y del coeficiente de empuje tomaremos
directamente las relaciones del modelo de motor cohete ideal.
Esto representa que se considerara.
Movimiento estacionario
Unidimensional
Flujo homogéneo y sin cambio de composición
Flujo adiabático y sin fricción
Gas perfecto
Con todo ello se puede emplear las ecuaciones ya planteadas en el estudio de los
motores cohete con tobera adaptada.
1 1
21
1
s
g
s s
c c
A
AP P
P P
[6]
1
,
21
1
sEideal adap
c
PC
P
[7]
Con esto tenemos que:
sA = Área de salida = 13.85cm2
,Eideal adapC = coeficiente de empuje ideal con tobera adaptada = 1.6483
4.2.1 Calculo de la sección convergente
NOTACIÓN:
Como se observa en la figura 4.7 para calcular el convergente debemos tener los
siguientes datos.
acR = radio de acuerdo cámara-convergente
cR = radio de la cámara
agR = radio de acuerdo convergente garganta
gR = radio de la garganta
= ángulo del convergente
convergenteL = longitud del convergente
LONGITUD CONVERGENTE
Rac
Rag
Rg
Rc
DIBUJO POR JUAN ALANES ERGUETA
Figura 4.7 Tobera convergente
4.2.2 Calculo de los valores principales:
Recordando los siguiente datos.
cR = 4.24 cm
gR = 0.5 cm
= 30 º
Pasamos a calcular el resto de las variables.
acR : Se utiliza para evitar una terminación en esquina, que podía dar problemas de
recirculación, desprendimientos.... Experimentalmente se pone de manifiesto que
mientras el valor de ac gR R oscile entre 0.2 y 2 el comportamiento es muy similar.
Nos decantaremos por un valor bajo pues en los cálculos de capítulos anteriores
implícitamente se suponía un acabado en esquina con lo que un valor alto
aumentaría la longitud supuesta. Así pues tenemos que
acR = 0.005374 m
agR : Para la estimación del radio de acuerdo convergente-garganta se tendrá en
cuenta que ag gR R debe ser superior a 0.8 valor a partir del cual se ha demostrado
experimentalmente que el coeficiente de descarga y el empuje se mantienen a
niveles razonables. Por analogía de cohetes semejantes se tomará el valor de este
cociente en 1.5 con lo que
agR = 0.04031 m
A partir de estos datos ya es fácil obtener el parámetro que nos falta: la longitud del
tramo convergente. Esto es
cos 60 60 1 60convergente ag ac c g ag acL R R tag R R R R sen
[3]
Con lo que:
convergenteL = 0.1493 m
4.2.3 Calculo de la sección divergente tobera cónica:
Son las más sencillas de fabricar, ya que consisten en un divergente troncocónico,
con lo que la sección será una recta que forma un ángulo Φ
tal forma que la corriente saldrá con dicho ángulo. Este ángulo se tomará igual a 15º
que es la solución típica de estas toberas. El tramo troncocónico se une a la
garganta con un radio de acuerdo que en este caso suele ser igual que el del
convergente.
Figura 4.4 Un ejemplo de la forma de esta tobera
LONGITUD CONVERGENTE
Rac
Rag
Rg
Rc
DIBUJO POR JUAN ALANES ERGUETA
TRONCO CONICA
Pasamos ahora a obtener la longitud del tramo divergente y del coeficiente de
empuje de este tipo de tobera.
Para el cálculo del coeficiente de empuje, lo que haremos es aplicar la relación
entre el coeficiente para la tobera ideal y el de esta tobera.
En este tipo de tobera aparece flujo de gases en la dirección radial, pero a la hora
del cálculo del empuje, sólo contribuye la componente paralela al eje de la tobera.
El factor que relaciona estos coeficientes es:
_
cos 1
2Ecónica Eideal adaptadaC C
[4]
Con lo que:
EcónicaC = 1.6202
Nos queda pues obtener la longitud del divergente, para ello se puede calcular
directamente o bien empleando la gráfica de la figura 4.5 donde dado el cociente de
áreas y el tipo de tobera obtenemos la relación entre la longitud del divergente y el
radio del garganta (llamado R*)
Figura 4.5 gráfica para obtener la longitud del convergente
Si calculamos directamente tendremos que:
cos 75 75 1 75divergente ag s g agL R tag R R R sen
[5]
Con lo que *
9.22divergenteL
R y
divergenteL = 0.2479 m
4.2.4 Tobera ideal:
Es la más eficiente ya que su geometría sigue las líneas de corriente, para su
diseño se recurre al método de las características combinado con la teoría de Rao
en la zona de la garganta, el fluido sale paralelo al eje del cohete con lo que no
tenemos pérdidas por efectos de axialidad, el problema de estas toberas es su
longitud, que eleva el peso de la estructura, y su complejo diseño y fabricación.
Gráficamente se asemeja a la figura 4.6
LONGITUD CONVERGENTE
Rac
Rag
Rg
Rc
DIBUJO POR JUAN ALANES ERGUETA
TRONCO CONICA
Figura 4.6 Tobera ideal
Evidentemente su coeficiente de empuje es el ideal y para el cálculo del
convergente usamos la tabla de la figura 4.7 con lo que:
EidealC = 1.6483
divergenteL = 0.4299 m
4.2.5 Tobera truncada:
Se trata de solventar los problemas de excesiva longitud, y consecuentemente de
peso que presentaban las toberas ideales, a costa de perder coeficiente de empuje
al aparecer componente de flujo radial a la salida.
Se practica un corte a la tobera ideal de manera que se obtengan longitudes y
pesos del orden de los que se obtienen en la tobera cónica.
Así, pues, la longitud será la misma que en la cónica y para el cálculo del
coeficiente de empuje haremos uso de la gráfica de la figura 4.11, en la que se
introduce el valor de */ RL obtenido para la tobera cónica junto con la relación de
áreas de la tobera ideal para obtener el coeficiente de empuje en vacío.
Figura 4.7
De la gráfica obtenemos que el coeficiente de empuje en vacío EVC es del orden de
1.73 y como teniendo en cuenta tobera adaptada
s sEV E
c g
P AC C
P A [6]
Con lo que
EtruncadaC = 1.6132
divergenteL = 0.2479 m
4.2.6 Tobera de Rao:
Se trata de la solución del problema de variación de la obtención de un contorno
que entregue un máximo empuje. Gráficamente surge un perfil muy cercano al
parabólico como se puede apreciar en la figura 4.8
Figura 4.8 Tobera de rao
El planteamiento de solución se puede plantear de 2 formas refiriéndonos a la
cónica:
Manteniendo la longitud de la tobera cónica, se obtiene el CE que se
tendría con la de Rao.
Se mantiene el CE de la tobera cónica y se obtiene que longitud de
divergente sería necesario
En cuanto a los parámetros más característicos se observan en la figura 4.9
Figura 4.9 tobera parabólica de Rao
Pasamos a la resolución pues de ambos casos obteniendo para cada uno el
coeficiente de empuje, la longitud del divergente y los dos ángulos característicos
de la tobera. Para ello utilizamos las gráficas de las figuras Figura 4.10 y Figura 4.11
Figura 4.10 Figura 4.11
Como vemos en la primera nos relaciona la longitud del divergente respecto del de
la cónica de 15º con el coeficiente de empuje y con la segunda podemos obtener los
ángulos en función de la relación de áreas y de la longitud del divergente.
Con todo ello tenemos que manteniendo la longitud del divergente
EtruncadaC = 1.6351
divergenteL = 0.2479 m
n = 23º
l = 7º
Y manteniendo el coeficiente de empuje
EtruncadaC = 1.6202
divergenteL = 0.1884 m
n = 28º
l = 12º
Figura 4.12 Detalle de secuencia de maquinado de la tobera.
LO
NG
ITU
D C
ON
VER
GEN
TE
Rac
Rag
Rg
Rc
DIB
UJO
PO
R J
UA
N A
LAN
ES E
RG
UET
A
TR
ON
CO
CO
NIC
A
TR
ON
CO
CO
NIC
A
LO
NG
ITU
D C
ON
VER
GEN
TE
Rac
Rc
MA
QU
INA
DO
PO
R: J
UA
N A
LAN
ES
ER
GU
ET
A
4.3 Calculo del empuje:
Las características propulsivas de un motor cohete pueden resumirse en su
empuje, su velocidad característica, su coeficiente de empuje y el impulso
específico.
El empuje es una característica que viene impuesta por los principios físicos del
motor cohete, sin embargo el empuje varía con la presión exterior, y al utilizar
cálculos reales el empuje final variará ligeramente.
El impulso específico se define como:
De esta variable depende fuertemente la masa de propulsante necesaria, lo que es
lo mismo la diferencia entre la masa inicial y la masa final de expulsión de los
gases, el coeficiente de empuje y el parámetro de velocidad característica se
definen así:
De lo que se deduce que:
El coeficiente de empuje es un parámetro que ‘mide’ la calidad de la expansión de
los gases en la tobera el parámetro de velocidad característica va a depender
únicamente del proceso de combustión, en particular de la temperatura de cámara,
por lo que su valor estará determinado por el tipo de combustible, relación
combustible-oxidante y rendimiento de la combustión.
4.3.1 Coeficiente de empuje ideal ;
La expresión a la que responde el coeficiente de empuje ideal es la siguiente:
De la ecuación de continuidad y energía se deduce:
Con lo que la expresión del coeficiente de empuje queda:
Y teniendo en cuenta que se están usando modelos ideales, la relación de áreas y la
relación de expansión están relacionadas de acuerdo a la siguiente expresión:
De lo que resulta finalmente:
El coeficiente de empuje ideal sólo depende de variables que caracterizan el
proceso de expansión y es independiente de la temperatura de cámara. Hay que
destacar que depende de la temperatura y por lo tanto de aunque para valores
de temperatura de cámara en los rangos usuales el valor de presenta variaciones
que en primera aproximación pueden despreciarse.
Los datos necesarios para calcular el ideal de nuestro diseño aparecen
recogidos en la tabla 4.2.
Tabla 4.2 Datos relativos al motor necesarios para calcular el coeficiente de empuje
ideal
Introduciendo los datos en la ecuación se obtiene un valor para el coeficiente de
empuje ideal:
4.3.2 Coeficiente de empuje real .
El coeficiente de empuje real se va a calcular a partir de su definición y utilizando
resultados obtenidos a partir de cálculos reales. Además se va a tener en cuenta un
parámetro experimental de corrección del coeficiente de empuje que tiene en
cuenta efectos reales en el proceso de expansión, siendo el más importante la
componente radial de los gases de salida. El coeficiente de empuje se define:
Hay que destacar que el coeficiente de empuje depende de la altura a través del
valor de la presión ambiente.
Para tener en cuenta efectos reales en la expansión existe un coeficiente
experimental que modifica el valor obtenido en la expresión ideal, los valores de en
función de parámetros geométricos del motor se muestra en la figura (4.13)
Figura 4.13 Parámetro de corrección para diferentes configuraciones geométricas
Para obtener el valor de se va a usar la curva correspondiente a para
relaciones de expansión iguales o superiores a ese valor.
Para un valor de la longitud fraccional del 75% y una relación de áreas se
obtiene un .
Introduciendo los datos a 12000 m de altura en la expresión del coeficiente de
empuje obtenemos:
En la figura 4.14 se muestran la evolución del coeficiente de empuje con la altura
Figura 4.14 Evolución del coeficiente de empuje real con la altura.
4.3.3 Parámetro de velocidad característica:
El parámetro de velocidad característica responde a la siguiente expresión
Aunque operando puede llegarse a la siguiente identidad:
Todas las magnitudes que aparecen en el lado derecho de la expresión anterior
están relacionadas de forma directa con el tipo de combustible utilizado y con el
proceso de combustión, por lo que es, a través de la velocidad característica como
Influye el combustible y la relación oxidante-fuel en el impulso específico.
Combustibles con temperaturas de combustión muy altas como la combinación
tienen parámetros de velocidad característica superiores a otras combinaciones de
combustibles como keroseno, que presentan temperaturas de combustión no tan
elevadas.
El parámetro de velocidad característica depende de la relación oxidante
/combustible,
Presentando un máximo en la relación estequeométrica, ya que es en este caso
cuando la temperatura al final de la cámara de combustión es mayor.
Para los valores de diseño del motor, el parámetro de velocidad característica
obtenido es de 9624.58 m/s.
4.3.4 Impulso específico:
Como se ha comentado en la introducción de este capítulo es impulso específico es
la medida de la eficiencia con la que se utiliza la masa de combustible para producir
el empuje y es proporcional a la velocidad de salida de los gases.
El impulso específico se define como:
Por lo que sufrirá las mismas variaciones y dependencias que cada uno de sus
factores la evolución del con la altura se muestra en la figura 4.15
Figura 4.15 Evolución del impulso específico
Con la altura para el valor del impulso específico a la altura de lanzamiento
el valor del impulso específico en vacío . Valores
cercanos a los obtenidos por los motores semejantes. A nivel del mar este motor no
presenta un buen comportamiento desde el punto de vista de impulso específico
debido a la gran relación de expansión, y por debajo de unos 4000 m se produce el
desprendimiento de la corriente en la tobera, obteniéndose un impulso específico
casi constante entre el nivel del mar y altura de lanzamiento.
Figura 4.16 Propiedades de substancias utilizadas en motores cohete de
propulsante líquido
Tabla 4.3. Rendimiento de combustibles líquidos que pueden emplearse en el
motor cohete
COMBINACIÓN
COMBUSTIBLE
/ OXIDANTE
PRESIÓN DE
LA
COMBUSTIÓN
KG/CM2
RELACIÓN
MEZCLA
TEMPERATURA
ºC
I = IMPULSO
ESPECÍFICO
(SEG.)
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3000
242
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3200
261
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.40
3300
279
JP4 – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.45
3300
255
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG. LÍQUIDO
24
0.80
2800
238
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG.
GASEOSO
24
0.83
2900
248
HIDRÓGENO Y
OXÍG. LÍQUIDO
40
0.28
2500
263
JP 4 Y ACIDO
NÍTRICO
40
0.24
2800
238
Nota: JP 4 = combustible especial para Jets.-
Entonces se obtiene el empuje del motor cohete sabiendo que:
A 12000 m de altura en la expresión del coeficiente de empuje es:
Se sabe también que:
310 mm, Rc= 42.4 mm Ag = 78.540mm2= 0.785cm2
56.478cm2 1750.827cm3
31cm
El empuje proporcionado por cada cámara del motor cohete de propulsante líquido será
de:
E = 55.609 Kg. /cm2
A un gasto másico de:
GASTO MÁSICO = 0.2181L/S
4.4 Datos del sistema de combustible en software Automación Studio:
Tabla 4.4 Datos del sistema de combustible en software Automación Studio
SISTEMA DE ALIMENTACIÓN DE O2
DATOS
Presión de presurización del tanque
2.00 bar
Temperatura de entrada a la bomba
100 K
Presión de vapor del O2 a la entrada
de la bomba
1 bar
Caudal de oxidante
56.70 l/s
Presión de salida del oxidante
353 bar
Velocidad especifica de la bomba
230 rpm
Potencia requerida por la bomba
768.W
SISTEMA DE ALIMENTACIÓN
COMBUSTIBLE
DATOS
Presión de presurización del tanque
2.00 bar
Temperatura de entrada a la bomba
298.00 K
Caudal de bomba de combustible
44.64 l/s
Presión de salida de la bomba
353 bar
Velocidad específica de la bomba
230 rpm
Potencia requerida por la bomba
768 W
4.4.1 Datos en el simulador del depósito:
4.4.2 Presión de vapor en la entra de de la bomba 02
4.4.3 Velocidad de la bomba:
4.4.4 Caudal de la bomba:
4.4.5 Presión de salida del oxigeno:
4.4.6 Presurización del tanque de combustible:
4.4.7 Velocidad de la bomba de combustible:
4.4.8 Caudal de combustible:
4.4.9 Presión de salida combustible:
CAPITULO 5
DISEÑO DE LA CÁMARA DE COMBUSTIÓN
5.1 Esquemas de las cámaras de combustión:
Los esquemas presentados en este capitulo fueron realizados de forma grafica
para el análisis y comprensión de los sistemas del motor cohete de propulsante
liquido en el simulador, siendo necesario dibujar las partes del motor para incluir
los componentes de los sistemas en su respectivo orden para que se pueda
proceder a la modificación y corrección de funcionamiento de todos lo
componentes y partes, por esta razón los dibujos de esquema fueron realizados en
el mismo software ya que el programa solo corre con archivos de su propio
formato.
5.1.1 Esquema completo del motor cohete de propulsante liquido en software Automación
Studio
5.1.2 Esquema de la cámara de combustión parte A-1:
14
9.1
01
30
.101
13
.10
10
0.3
0
10
0.2
0
14
1.1
0
93
.40
85
.10
11
.10
1.7
0
4.3
5
10
0.1
0
10
0.0
0
UN
IDA
D D
E M
ED
IDA
mm
5.1.3 Esquema de la cámara de combustión parte A-1:
5.1.4 Esquema de la cámara de combustión parte B-1:
14
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5.1.5 Esquema de la cámara de combustión parte B-1:
5.1.6 Esquema de la cámara de combustión parte C-1:
14
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0
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5.1.7 Esquema de la cámara de combustión parte C-1:
14
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0
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5.2 Acoplamiento en esquema de la cámara de combustión parte: A-1: A-1
14
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0
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5.2.1 Acoplamiento en esquema de la cámara de combustión parte: B-1: B-1
14
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0
10
0.0
0
UN
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5.2.2 Acoplamiento en esquema de la cámara de combustión parte: C-1: C-1
5.3 Esquema de la tobera convergente y divergente parte: C-1: C-1Primera alternativa:
5.3.1 Esquema del diseño de la tobera truncada parte: C-1: C-1 Segunda alternativa:
5.4 Esquema de los sellos de cámara de combustión: Sello D.C.D- A.1
5.4.1 Esquema de los sellos de cámara de combustión:
90
55
.70
37
.50
70
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22
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Sello: C.D.C-B.1
5.4.2 Esquema de los sellos de cámara de combustión: Sello: C.D.C- C.1
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5.5 Esquema de acoplamiento de las piezas pertenecientes a la cámara de
combustión:
5.5.1 Esquema de acoplamiento de la cámara de combustión C.D.C – A-1.1
5.5.2 Acoplamiento de la cámara de combustión C.D.C – B-1.1
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5.5.3 Acoplamiento de la cámara de combustión C.D.C – C-1.1
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5.5.4 Vista lateral del acoplamiento total de las cámaras de combustión.
5.5.5 Vista frontal del acoplamiento total de las cámaras de combustión.
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5.5.6 Vista frontal del acoplamiento total de las cámaras de combustión y conjuntos de los sistemas.
5.5.7 Vista frontal del acoplamiento total de las cámaras de combustión y conjuntos de
los sistemas en simulador.
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S
.D.C
CAPITULO 6
DISEÑO DEL SISTEMA DE ENCENDIDO
6.1 Sistema de encendido:
En el presente capitulo se realiza el diseño y la simulación de los componentes del
sistema de encendido en el software Proteos
6.1.1 Circuito oscilador: El oscilador es aquel dispositivo que se encarga de oscilar a una determinada
frecuencia para que de esta forma pueda excitar al embobinado primario del
solenoide produciéndose la autoinducción dentro de ella produciendo el arco
eléctrico en las bujías. A continuación se muestra en la figura 6.1 el circuito
electrónico propuesto ensamblado y verificando su funcionamiento en el simulador
de nombre Proteos.
Figura 6.1 Circuito oscilador 6.1.2 Simulación:
La señal de entrada al circuito esta dada por la carga y descarga de un
condensador.
Como se muestra en la figura 6.2 del osciloscopio del simulador.
Figura 6.2 Osciloscopio
6.1.3 Señal de salida:
Son pulsos de forma cuadrada figura 6.3 lo cual indica que en su punto de la
arista alta se encuentra un numero 1 binario con una determinada tensión y en su
punto bajo corresponde a 0 cero lo que indica cero tensión.
Figura 6.3 Señal de salida
Como se muestra en figura 6.4 el pulso alto esta en función a la carga del
condensador, y el punto bajo a la descarga de la misma
Figura 6.4 Señal de salida
Componentes a emplearse para el circuito excitador del sistema de encendido y los
valores de cada uno de ellos se muestran en la figura 6.5
Figura 6.5 Componentes y valores del circuito excitador
El punto de salida de tensión de pulso cuadrado se conectara al conector
magnético (relay) al borne negativo del solenoide para que esta pueda generar la
inducción y proveer del arco eléctrico en las bujías, que se encuentran dentro la
cámara de combustión como se indica en la figura 6.6
Figura 6.6 Bujía dentro la cámara de combustión.
A continuación se muestra en la figura 6.7 la simulación del circuito excitador.
La lámpara indica la ignición si esta estuviese conectada al interruptor magnético
(relay) que generara la alta tensión en el solenoide convirtiéndola en arco eléctrico
en las bujías
Figura 6.7 Simulación del circuito excitador
El circuito mencionado que cuenta con las funcionalidades que se requiere para
excitar a un solenoide con el fin que esta pueda producir el arco eléctrico en las
bujías y así generar la combustión del combustible y el oxigeno puro que se
encuentran dentro la cámara de combustión. La gran importancia que esta presenta
para el empleo en el motor cohete es una de las mejores alternativas para el empleo
del sistema de encendido debido a que presenta la misma funcionalidad a un bajo
costo.
Figura 6.8 Comportamiento del (C.O.) en el simulador (Circuito Oscilador)
Figura 6.8 Señales de salida
6.1.4 Esquema del circuito oscilador conectado al solenoide bujía con su respectivo arnés
Circuito
Oscilador
Solenoide
Relay
Arnés Bujía
Arco Eléctrico
Batería
Bat
1 2 3 6.1.5 Características de la bujía que se empleara en el sistema de encendido del motor
cohete:
Modulo Sistema de Encendido
M.S.E
Canal *1 Canal *3
Canal *2
Señal de entrada 0/1
Alimentació
n de energía
Figura 6.9 Bujía de iridio
CAPITULO 7
DISEÑO DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE 7.1 Diseño del sistema de combustible:
Se procede a diseñar el sistema de combustible del motor cohete teniéndose en
cuenta la funcionalidad de cada componente en software Automación Studio, como
se muestra a continuación.
Figura 7.1 Sistema de combustible
De la misma forma se procede a realizar el mismo sistema pero con la diferencia
que será usado para el control del oxidante del motor cohete. Como se puede
apreciar en la figura.
Figura 7.2 Simbología sistema de combustible
En la siguiente se realiza el circuito de ambos combustible que desemboca en los
inyectores que se encuentran dentro la cámara de combustión.
Figura 7.3 Inyectores
7.1.1 Ubicación de los inyectores en la cámara de combustión y su simulación:
A continuación se muestra los inyectores instalados en la cámara de combustión
Figura 7.4 Simulación inyectores
7.1.2. Sistema de combustible y sus componentes:
A continuación se muestra todo el esquema de diseño del sistema de combustible
y sus componentes en la cámara de combustión.
Figura 7.5 Esquema sistema de combustible
7.1.3 Simulación del sistema de combustible del motor cohete con válvulas de control
cerradas:
Figura 7.6 Simulación del sistema de combustible.
7.1.4 Simulación del sistema de combustible:
Figura 7.7 Funcionamiento de todo el sistema de combustible en el simulador.
7.1.5 Diagrama del S.D.C. Sistema de combustible:
Control de oxigeno y
combustible
Filtración de
combustible
Filtración del
oxigeno
Alimentación
de oxigeno Alimentación
de combustible
3 2 3 1 2 1
Inyectores
Se mezclan en la cámara
1.1
Se mezclan en la cámara
2.2
Se mezclan en la cámara
3.3
CAPITULO 8
SUMATORIA DE LOS DIAGRAMAS DE LOS SISTEMAS DEL MOTOR COHETE
8.1 Sumatoria de los diagramas:
Modulo Sistema de Encendido M.S.E
8.1.1 Sumatoria de los diagramas e inclusión de esquemas:
DIAGRAMA DEL
S.D.C
SISTEMA DE COMBUSTIBLE
Modulo Sistema de Encendido
M.S.E
Modulo Sistema de Encendido M.S.E
8.1.2 Conversión de los diagramas y esquemas a sistemas:
De
po
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de
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De
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In
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cto
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Arco eléctrico Señal intermitente del arco Circuito oscilador 8.1.3 Implementación de los sistemas en el motor cohete de propulsante líquido:
CAPITULO 9 COMPORTAMIENTO DE LOS COMPONENTES DE LOS SISTEMAS DE COMBUSTIBLE
Y ENCENDIDO
9.1 Simulación de los componentes de los sistemas del motor cohete:
Accionamiento de ambos sistemas de combustible y el oxidante, en software
Automación Studio.
Figura 9.1
9.1.1 Animación del filtro de combustible:
9.1.2 Funcionamiento de la bomba de combustible:
9.1.3 Funcionamiento de la válvula unidireccional: 9.1.4 Funcionamiento del limitador de presión:
9.1.5 Inyectores dentro la cámara de combustión en el simulador figura como bomba
unidireccional.
9.1.6 Retorno al tanque de combustible:
9.1.7
Com
porta
mient
o del
(C.O.
) en
el
simul
ador
(Circ
uito
Oscilador)
9.1.8 Señales de salida en función de las señales de entrada del sistema de encendido.
CAPITULO 10
ACCIONAMIENTO DE LOS SISTEMAS
10.1 Total de los sistemas de motor cohete de propulsante liquido.
Deposito de combustible
Deposito de oxidante
camara de combustion
Inyector de oxidadnte
0
00
0
0
0
DISEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
C.D.C A-1
C.D.C B-1
C.D.C C-1
Inyector de combustible
Inyector de combustible
Inyector de combustible
Inyector de oxidadnte
Inyector de oxidadnte
10.1.1 Totalidad de los sistemas en posición 0:
10.1.2 Accionamiento del sistema de combustible:
Accionamiento de las válvulas de control de oxidante y carburante ambos se
introducen en las cámaras de combustión
10.1.3 ACCIONAMIENTO DEL C.O. DEL S.D.E:
10.1.4 ACCIONAMIENTO DEL S.D.E INICIO DE LA COMBUSTIÓN:
10.1.5 COMBUSTIÓN COMPLETA:
Deposito de combustible
Deposito de oxidante
S.D.C ACCIONADO
Inyector de oxidadnte
0
00
0
0
0
DISEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
C.D.C A-1
C.D.C B-1
C.D.C C-1
Inyector de combustible
Inyector de combustible
Inyector de combustible
Inyector de oxidadnte
Inyector de oxidadnte
MESCLA DE OXIDANTE Y CORBURENTE EN C.D.C
SIMULACIÓN DEL S.D.CPOR: JUAN ALANES ERGUETA
MASA DE AIRE DE IMPACTO PARA LA REFRIGERACION DE LAS C.D.C
FUERZA DE EMPUJE
FUERZA DE EMPUJE
FUERZA DE EMPUJE
10.1.6 VISTA FRONTAL DEL MOTOR COHETE DE PROPULSANTE LÍQUIDO:
DISEÑO: POR JUAN ALANES ERGUETA
S.D.E.
Deposito de combustible
Deposito de oxidante
0
00
0
0
0
S.D.C
IGNITOR
10.1.7 CORRIDO DE LOS SISTEMAS EN VISTA FRONTAL:
14
9.1
01
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.10
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11
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CAPITULO 11
CONSTRUCCIÓN DEL MOTOR COHETE
11.1 Maquinado de piezas:
En este capitulo se muestra el maquinado de las partes del las cámaras de
combustión, sellos de cámara y toberas el maquinado se realiza en maquinas
herramientas, como es el torno mecánico, estableciéndose que el uso de maquinas
herramientas es sumamente necesaria por este motivo a continuación se muestran
todos los esquemas del maquinado.
11.1.1 Esquema de la cámara de combustión parte A-1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
Ma
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00
11.1.2 Esquema del diseño de la cámara de combustión parte A-1:
11.1.3 Esquema de la cámara de combustión parte B-1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
14
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11.1.4 Esquema de la cámara de combustión parte B-1:
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11.1.5 Esquema de la cámara de combustión parte C-1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
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0
11.1.6 Esquema de la cámara de combustión parte C-1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
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11.1.7 Acoplamiento en esquema de la cámara de combustión parte: A-1: A-1
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
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11.1.8 Acoplamiento en esquema de la cámara de combustión parte: B-1: B-1
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
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30
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0
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11.1.9 Acoplamiento en esquema de la cámara de combustión parte: C-1: C-1
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
11.2 Esquema de la tobera convergente y divergente parte cámara A 1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
Materiales Aceros resistentes a la corrosión y oxidación Serie: F-300
11.2.1 Esquema de la tobera convergente y divergente cámara B1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
Materiales Aceros resistentes a la corrosión y oxidación Serie: F-300
11.2.2 Esquema de la tobera convergente y divergente cámara C1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
Materiales Aceros resistentes a la corrosión y oxidación Serie: F-300
11.2.3 Esquema de la tobera truncada cámara A1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
Ma
teri
ale
s
Ace
ros r
esis
ten
tes a
la
co
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n y
oxi
da
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F-3
00
11.2.4 Esquema de la tobera truncada cámara B1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
Ma
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ale
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Ace
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esis
ten
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la
co
rro
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oxi
da
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F-3
00
11.2.5 Esquema de la tobera truncada cámara C1:
DESEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
Ma
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ale
s
Ace
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esis
ten
tes a
la
co
rro
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n y
oxi
da
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F-3
00
11.3 Esquema de los sellos de cámara de combustión sello D.C.D- A.1:
90
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37
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11.3.1 Esquema de los sellos de cámara de combustión sello D.C.D- B.1:
90
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00
11.3.2 Esquema de los sellos de cámara de combustión sello D.C.D- C.1:
90
55
.70
37
.50
70
85
.22
22
.51
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4
UN
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S
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F-3
00
11.4 Esquemas de secuencia de maquinado de la cámara de combustión:
Maquinado de las camaras de combustion en el torno Por: Juan Alanes Ergueta
11.4.1 Esquema de las secuencias del maquinado de la tobera A:
M
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11.4.2 Secuencia del maquinado de la tobera perforado del área de garganta A: 11.4.3 Esquema del maquinado de la tobera torneado del convergente A:
M
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ado
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las
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11.4.4 Maquinado del exterior e interior de la tobera A:
11.4.5 Maquinado del exterior e interior de la tobera A:
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
Maq
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11.4.6 Maquinado del exterior e interior de la tobera B:
M
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ado
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l mo
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co
he
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P
or:
Jua
n A
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s E
rgue
ta
11.4.6 Maquinado del exterior e interior de la tobera B:
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
11.4.7 Maquinado del exterior e interior de la tobera B:
Maq
uina
do d
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s d
el m
otor
coh
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P
or: J
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nes
Erg
ueta
11.4.8 Maquinado del exterior e interior de la tobera B:
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
11.4.9 Maquinado del exterior e interior de la tobera B:
Maq
uina
do d
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s d
el m
otor
coh
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P
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11.4.10 Maquinado del exterior e interior de la tobera C:
11.4.
11
Maqui
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la
tober
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Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
11.4.12 Maquinado del exterior e interior de la tobera B:
11.4.13 Maquinado del exterior e interior de la tobera C:
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
11.4.14 Maquinado del exterior e interior de la tobera C:
Maq
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do d
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P
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Erg
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11.4.15 Maquinado del exterior e interior de la tobera C:
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
11.4.16 Maquinado del exterior e interior de la tobera C:
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
11.4.17 Maquinado del exterior e interior de la tobera C:
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
Maquinado de las toberas del motor cohete Por: Juan Alanes Ergueta
11.5 Forma interna de la tobera convergente:
L
ON
GIT
UD
CO
NV
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R
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11.5.1 Forma interna de la tobera convergente divergente:
L
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GIT
UD
CO
NV
ER
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11.5.2 Forma interna de la tobera convergente divergente parabólica:
11.6 Detalles de la secuencias del proceso de maquinado de las toberas:
LO
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11.6.1 Detalles de las secuencias del proceso de maquinado de las toberas cono
convergente:
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11.6.2 Detalles de las secuencias del proceso de maquinado de las toberas cono
convergente radio de área de garganta:
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11.6.3 Detalles de las secuencias de maquinado de las toberas cono convergente radio
de área de garganta:
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11.6.3 Detalles de las secuencias de maquinado de las toberas cono convergente radio
interno de garganta:
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11.6.4 Detalles de las secuencias de maquinado de las toberas cono divergente:
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11.6.5 Detalles de las secuencias de maquinado de las toberas cono convergente radio
interno del divergente y cilindrado interno:
LO
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11.7 Forma de acoplamiento de las piezas maquinadas:
11.7.1 Forma de acoplamiento de la cámara de combustión C.D.C – A-1.1
11.7.2 Forma de acoplamiento de la cámara de combustión C.D.C – B-1.1:
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11.7.3 Forma de acoplamiento de la cámara de combustión C.D.C – C-1.1:
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11.7.4 Vista lateral del acoplamiento total de las cámaras de combustión:
11.7.5 Vista frontal del acoplamiento total de las cámaras de combustión:
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11.7.6 Vista frontal del acoplamiento total de las cámaras de combustión y
conjuntos de los sistemas.
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11.7.7 Vista frontal del acoplamiento total de las cámaras de combustión
y conjuntos de los sistemas accionados:
11.7.8 Costos de construcción:
Los costos de contracción se basan a los componentes que comprenden cada
sistema del motor cohete que ya se encuentran predeterminados por medio del
comportamiento que representa cada sistema con el costo real de lo que costaría la
adquisición de los componentes en nuestro medio.
Tabla 11.1 Componentes del sistema de encendido
Cantidad
Nombre
Costo
Total
4
Circuito
oscilador.
100
400
2
Batería.
500
1000
4
Arnés de
encendido.
660
2640
4
Bujías
280
1120
4
Bobina de encendido
350
1400
Costo cámaras de combustión y sistema de combustible:
Cantidad
Nombre
Costo unitario
Total
3
Cámara de combustión
2000
6000
1
Botellón de
oxigeno
900
900
Componentes del sistema de combustible
Figura 11.1 Componentes del motor cohete.
Cantidad
Nombre
Costo unitario
Total
2
Acumulador
1000
2000
2000
2
Alimentador de
combustible
400
800
800
2
Válvula antirretorno
con muelle
600
1200
1200
2
Bomba
800
1600
1600
4
Filtro
300
1200
1200
2
Limitadores de
presión
567
1134
1134
8
Manómetros
178
1424
1424
6
Inyectores
648
3888
3888
2
Reguladores de
caudal
468
936
936
2
Retorno al tanque
896
1792
1792
2
Válvula 2/2 NA
657
1314
1314
2
Líneas de presión
478
956
956
2
Válvula antirretorno
947
1894
1894
CTF = CSE + CCb + CSC
CTF = 33598,192 Bs. bolivianos
De
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de
co
mb
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De
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DE
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PU
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DE
EM
PU
JE
CAPITULO 12
CUALIDADES DEL MOTOR COHETE Y CARACTERÍSTICAS GENERALES
12.1 Número de cámaras de combustión:
El motor cohete cuenta con tres cámaras de combustión generando un empuje
independiente por cada cámara de combustión, siendo versátil para su
mantenimiento.
Figura 12.1
12.1.1 Sistemas de ignición electrónico:
Cuenta con un sistema de ignición del tipo electrónico comandado por un modulo
de encendido con tres canales independientes para cada cámara de combustión
para el encendido por bujías de iridio.
Figura 12.2
12.1.2 Sistema de combustible por bombas y depósitos presurizados:
Los depósitos se encuentran presurizados para la alimentación a la entrada de
cada bomba reduciéndose el esfuerzo de succión haciendo al sistema mas eficiente
en cuanto a entrega de combustible a los inyectores, cuenta con controladores de
presión haciéndolo un sistema de combustible seguro del incremento de presiones
imprevistas en la operación del motor.
Figura 12.3
12.1.3 Combustibles que se pueden emplear:
Las cámaras de combustión están diseñadas para soportar las presiones y
temperaturas de los combustibles mostrados en la tabla de rendimientos haciendo
al motor versátil en cuanto uso de combustibles.
Figura 12.4
Tabla 12.1. Rendimiento de combustibles líquidos que pueden emplearse en el motor
cohete
COMBINACIÓN
COMBUSTIBLE
/ OXIDANTE
PRESIÓN DE
LA
COMBUSTIÓN
KG/CM2
RELACIÓN
MEZCLA
TEMPERATURA
ºC
Ip =
IMPULSO
ESPECÍFICO
(SEG.)
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3000
242
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3200
261
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.40
3300
279
JP4 – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.45
3300
255
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG. LÍQUIDO
24
0.80
2800
238
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG.
GASEOSO
24
0.83
2900
248
HIDRÓGENO Y
OXÍG. LÍQUIDO
40
0.28
2500
263
JP 4 Y ACIDO
NÍTRICO
40
0.24
2800
238
En caso que se requiera realizar el funcionamiento en tierra se usara un combustible de
bajo Ip impulso especifico y relación de mezcla como se indica en la tabla de rendimiento
de combustibles que se encuentran subrayadas.
Si se desea menor temperatura es preferible aportar mayor cantidad de
combustible que de oxidante, pues ello al ivia las condiciones en que la
máquina deba operar.
12.1.4 Refrigeración regenerativa:
La refrigeración es realizada por el aire de impacto, para pruebas estáticas en tierra
se refrigera por incremento de combustible y reducción de oxigeno.
Deposito de combustible
Deposito de oxidante
S.D.C ACCIONADO
Inyector de oxidadnte
0
00
0
0
0
DISEÑADO POR: JUAN ALANES ERGUETA
C.D.C A-1
C.D.C B-1
C.D.C C-1
Inyector de combustible
Inyector de combustible
Inyector de combustible
Inyector de oxidadnte
Inyector de oxidadnte
MESCLA DE OXIDANTE Y CORBURENTE EN C.D.C
SIMULACIÓN DEL S.D.CPOR: JUAN ALANES ERGUETA
MASA DE AIRE DE IMPACTO PARA LA REFRIGERACION DE LAS C.D.C
FUERZA DE EMPUJE
FUERZA DE EMPUJE
FUERZA DE EMPUJE
Figura 12.5
12.1.5 Tobera que emplea convergente divergente:
Fig
ura
12.6
12.1
.6
Tot
al
de
inye
ctor
es
6:
Cue
nta
con
dos inyectores por cada cámara
Figura 12.7
12.1.7 Sistemas auxiliares corte y anulación de los combustibles para cada
cámara de combustión en operación de funcionamiento:
De
po
sito
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De
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s
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pera
tura
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bustible
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mpera
tura
de b
om
bas
Figura 12.8
12.2 Características del motor cohete de propulsante líquido
CTB-001
Cóndor Titán Boliviano.
Impulso especifico
263s
Presión de cámara
40 kg/cm2
Relación oxidante /combustible
0.28
Longitud
31 cm.
Diámetro
8.48 cm.
Área
56.478 cm2
Volumen
1750.827cm3
Empuje individual
55.609 kg / cm2
Empuje total
1669.827 kg / cm2
CAPITULO 13
CONCLUSIONES Y RECOMENDACIONES
13.1 Combustibles:
El motor cohete de propulsante liquido diseñado y construido tiene la versatilidad
de funcionamiento con los siguientes combustibles como se muestra en la tabla
13.1
Tabla 13.1 Rendimiento de combustibles líquidos que pueden emplearse en el motor:
COMBINACIÓN
COMBUSTIBLE
/ OXIDANTE
PRESIÓN DE
LA
COMBUSTIÓN
KG/CM2
RELACIÓN
MEZCLA
TEMPERATURA
ºC
I = IMPULSO
ESPECÍFICO
(SEG.)
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3000
242
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
24
0.40
3200
261
NAFTA – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.40
3300
279
JP4 – OXIG.
LÍQUIDO
40
0.45
3300
255
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG. LÍQUIDO
24
0.80
2800
238
ALCOHOL
METÍLICO Y
OXIG.
GASEOSO
24
0.83
2900
248
HIDRÓGENO Y
OXÍG. LÍQUIDO
40
0.28
2500
263
JP 4 Y ACIDO
NÍTRICO
40
0.24
2800
238
El motor cohete cuenta con tres camaras de combustión independientes como se
muestra en la figura dando la versatilidad de cambio de una de ellas cundo este se
requiera como se muestra a continuación.
Figura 13.1 Cámaras independientes del motor cohete
De
po
sito
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co
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PU
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FU
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DE
EM
PU
JE
Los simuladores empleados como ser automación studio en el sistema de
combustible, y proteos sistema de encendido determinan el comportamiento de los
sistemas para su análisis de forma concreta como se muestra ha continuación.
Figura 13.2 Simulación del sistema de combustible en software automación studio.
Por medio del software se realizo de forma concluyente una simulación de fallas en
el sistema de combustible como cortes de líneas de combustibles y anulación de
cada una de las camaras de combustión de esta forma planteándose la operación
de los sistemas auxiliares como se muestra ha continuación.
Figura 13.3 Simulación de fallas
De
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sito
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De
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com
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ste
mpe
ratu
ra d
e bo
mba
s
13.2 Respuestas a las preguntas de investigación planteadas en el capitulo 1:
Se aseguro los sistemas diseñados para su propósito y los procedimientos de
pruebas para verificar su comportamiento, con el empleo del software automación
studio y proteos de la siguiente forma.
Dando datos al simulador para que se realicen los procedimientos de pruebas en el
diseño del motor.
Tabla13.2
DATOS DEL SISTEMA DE COMBUSTIBLE EN SOFTWARE AUTOMACIÓN STUDIO
SISTEMA DE ALIMENTACIÓN DE O2
DATOS
Presión de presurización del tanque
2.00 bar
Temperatura de entrada a la bomba
100 K
Presión de vapor del O2 a la entrada de
la bomba
1 bar
Caudal de oxidante
56.70 l/s
Presión de salida del oxidante
353 bar
Velocidad especifica de la bomba
230 rpm
Potencia requerida por la bomba
768.W
SISTEMA DE ALIMENTACIÓN
COMBUSTIBLE
DATOS
Presión de presurización del tanque
2.00 bar
Temperatura de entrada a la bomba
298.00 K
Caudal de bomba de combustible
44.64 l/s
Presión de salida de la bomba
353 bar
Velocidad específica de la bomba
230 rpm
Potencia requerida por la bomba
768 W
13.2.1 Esquema de modelado de funcionamiento del motor cohete en software
Automación Studio:
Dep
osito
de
com
bust
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Dep
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13.2.2 Datos del sistema de combustible en el simulador:
13.2.3 Datos en el simulador del depósito:
13.2.4 Presión de vapor en la entra de de la bomba 02:
13.2.5 Velocidad de la bomba:
13.2.6 Caudal de la bomba:
13.2.7 Presión de salida del oxigeno:
13.2.8 Tanque de combustible:
13.2.9 Presurización del tanque de combustible:
13.2.10 Velocidad de la bomba de combustible:
13.2.11 Caudal de combustible:
13.2.12 Presión de salida combustible:
13.3 Verificación del funcionamiento de los sistemas del motor cohete en su
diseño:
Comportamiento del (C.O.) en el simulador (Circuito Oscilador)
13.3.1 Señales de salida del circuito oscilador:
13.3.2 Esquema del circuito oscilador conectado al solenoide bujía con su
respectivo arnés
13.3.3 Accionamiento del sistema de encendido de forma simultanea a la inyección
de combustible:
Circuito
Oscilador
Solenoide
Relay
Arnés Bujía
Arco Eléctrico
Batería
Inyección de combustible de forma simultanea al encendido:
13.3.4 Animación del filtro de combustible:
13.3.5 Funcionamiento de la bomba de combustible:
13.3.6 Funcionamiento de la válvula unidireccional:
13.3.7 Funcionamiento del limitador de presión:
13.3.8 Inyectores dentro la cámara de combustión en el simulador como bomba unidireccional:
13.3.9 Retorno al tanque de combustible:
13.3.10 Simulación del sistema de combustible:
13.4 Conclusiones finales:
Teniendo en cuenta que la aeronáutica es un campo muy amplio, se ha logrado
obtener resultados específicos, demostrado por medio del diseño la construcción
responde a las funciones establecidas en el diseño, dotando al motor cohete de
propulsante liquido de versatilidad de análisis para determinadas aplicaciones
dentro el campo de la aeronáutica nacional.
Los resultados obtenidos hasta el momento son de consideración pese a tener
algunas limitaciones, su operación aplicada del diseño en el motor cohete posibilita
aprovechar sus ventajas y corregir sus defectos para conseguir un motor cohete de
propulsante liquido con máxima eficiencia.
El planteamiento teórico práctico expuesto establece que el criterio de diseño y
construcción del motor cohete de propulsante liquido es útil para llevar ha termino
la construcción y funcionamiento del mismo de forma estable tomando en cuenta
que el diseño puede encontrarse asociado de forma directa a la construcción por
sistemas CAD CAM.2El diseño del motor cohete de propulsante liquido puede ser
construido casi en su totalidad se logro incorporar la teoría de motores de reacción
de propulsante liquido para nuestro entorno.
En primera instancia se abordaron temas básicos de propulsión suficientes y
necesarios que dieron un panorama muy específico para el diseño y construcción
del motor cohete de propulsante liquido.
Se estudio dos aspectos que son el diseño y la construcción del motor cohete de
propulsante liquido debido a esto se fue analizando aspectos muy interesantes en
su parte de diseño para su construcción en la forma esquemática virtual en el
computador reduciéndose la posibilidad de cometer algún tipo de error que podría
ser legible y influir solo en la etapa de construcción pero paradójicamente
incrementándose el nivel de complejidad, donde el problema de funcionamiento real
del motor cohete de propulsante liquido como una interpretación física del
comportamientos de los sistemas y sus componentes. Sobre el proyecto, destacar
su carácter principalmente académico de estudio inicial de diseño y construcción
de motores cohete de combustible líquido en nuestro país.
13.5 Recomendaciones:
Los componentes eléctricos y electrónicos del sistema de encendido deben
encontrarse ubicados no muy cercanos de las cámaras de combustión debido a
las temperaturas que se producirá en su funcionamiento, comprobar la marcha del
sistema de encendido previamente cerrando las válvulas de combustible tanto del
oxigeno y del combustible cerciorándose que no exista fugas de corriente tanto de
2 CAD: Dibujo asistido por computadora CAM: Manufactura asistida por computadora para el empleo de maquinas
herramientas de control numérico computarizado CNC.
los solenoides y de cada arnés pasando un elemento metálico mucho mejor si este
se encuentra conectado a tierra de la alimentación de energía de existir la presencia
de fuga de corriente de uno de los componentes mencionados debe de ser
remplazado, puesto que el fallo de uno de los componentes mencionados no
permitirá la generación del arco voltaico en el electrodo de la bujía.
Comprobar el funcionamiento de la bujía fuera de la cámara de combustión una por
una pues el arco voltaico que se produce en el electrodo es visible y es más visible
si se cuenta con un poco de oscuridad aclarando que la bujía tiene que tener
contacto con tierra de la fuente de alimentación sino no abra chispa.
La distancia del electrodo de la bujía de iridio respeto al pin de de tierra mas
conocido como electro de masa, pues esta cuenta con una distancia que esta
preestablecida por el fabricante de la bujía lo cual se recomienda no modificar la luz
de la distancia que existe entre ellas.
Para verificar el sistema de combustible debe cortarse primeramente la
alimentación de energía del sistema de encendido y proceder a la verificación de
que no exista fugas tanto del oxigeno como del combustible de forma visual.
Para la prueba del motor en tierra es recomendable usar un combustible de
impulso específico moderado que se encuentra a elección en la tabla de
rendimientos de combustibles con las cuales puede funcionar el motor cohete en
este caso mencionaría el alcohol metilico a la relación de mezcla que también se
indica en la misma tabla de rendimientos, para refrigerar las cámaras en pruebas
de funcionamiento estáticas del motor cohete debe de incrementarse la cantidad de
combustible y reducirse la cantidad de oxigeno de esta forma bajaran las
temperaturas de las cámaras de combustión y de las toberas.
