JOSE ALEJANDRO URREGO PEÑA

INVESTIGACIONES EN COHETERÍA EXPERIMENTAL

ESTUDIO DE FACTIBILIDAD DE LA PRIMERA MISION

COLOMBIANA DE COHETERIA EXPERIMENTAL CON

PROPULSION LIQUIDA Y ALCANCE ESTRATOSFERICO.

PROYECTO PUA, MISION SENECA II.

JOSE ALEJANDRO URREGO PEÑA

UNIVERSIDAD DE LOS ANDES

FACULTAD DE INGENIERÍA

DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA

BOGOTÁ. 2012

~ 2 ~

INVESTIGACIONES EN COHETERÍA EXPERIMENTAL

ESTUDIO DE FACTIBILIDAD DE LA PRIMERA MISION

COLOMBIANA DE COHETERIA EXPERIMENTAL CON

PROPULSION LIQUIDA Y ALCANCE ESTRATOSFERICO.

PROYECTO PUA, MISION SENECA II.

JOSE ALEJANDRO URREGO PEÑA

Proyecto de Grado para optar al título de Magister en Ingeniería

Mecánica.

Asesor

Fabio A. Rojas Dr. Eng. Mec.

UNIVERSIDAD DE LOS ANDES

FACULTAD DE INGENIERÍA

DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA

BOGOTÁ. 2012

~ 3 ~

AGRADECIMIENTOS

A quienes nunca podré encontrar la forma de agradecer el cariño, comprensión y apoyo brindado en los momentos buenos y malos de mi vida, hago este triunfo compartido, sólo esperando que comprendan que mis ideales y esfuerzos son inspirados en cada uno de ustedes.

A mi Dios por nunca soltar mi mano y hacerme saber que cada instante su presencia guió mis pensamientos y acciones.

A mis Padres José Napoleón y Luz Mary por ese incondicional apoyo, sus oraciones y palabras de fe y esperanza.

Al Profesor Fabio A. Rojas por seguir creyendo en mí, por enseñarme a luchar hasta el final y por nunca dejar de perseguir ese sueño.

A Diana Carolina por su apoyo, sus palabras de aliento y cariño, su paciencia y comprensión.

A Linde Colombia, El Dr. Guillermo de J. Ceballos y el Sr. Fabio I. Sánchez por ser la esperanza, el conocimiento y la voz de aliento en los momentos más difíciles.

A Famecon, el Ing. Guillermo Pérez e Ing. Carolina Pérez por su sabiduría y apoyo al proyecto.

Y a todas las personas que de una u otra forma hicieron parte de este trabajo y me apoyaron cuando más necesite de ellos.

Con amor, agradecimiento y respeto.

~ 4 ~

A mis padres José Napoleón y Luz Mary

Y a mi patria Colombia, porque algún día puede verte grande y poderosa.

~ 5 ~

TABLA DE CONTENIDO

Tabla de Figuras ................................................................................................................................. 6

1. INTRODUCCIÓN ............................................................................................................................ 7

2. OBJETIVOS .................................................................................................................................... 8

2.1 Objetivo General ....................................................................................................................... 8

2.2 Objetivos Específicos ................................................................................................................ 8

3. DISEÑO PRELIMINAR MOTOR PUA L1-6s-2000N ....................................................................... 9

3.1 Lista de Símbolos y Variables ................................................................................................... 9

3.2 Algoritmo Preliminar de Diseño ............................................................................................... 11

3.3 Diseño de Tanques de Almacenamiento ............................................................................... 14

4. PROCESO DE SIMULACIÓN ....................................................................................................... 15

5. INSTRUMENTACIÓN ELECTRÓNICA ......................................................................................... 22

6. MANUFACTURA Y ENSAMBLE ................................................................................................... 41

6.1 Manufactura de Piezas ............................................................................................................ 42

6.1.1 Nariz .................................................................................................................................. 42

6.1.2 Fuselajes ........................................................................................................................... 42

6.1.3 Aletas ............................................................................................................................. 43

6.1.4 Motor Cohete Pua L1-6s-2000N .................................................................................... 44

6.1.5 Motor Cohete Kappa sb. ...................................................................................................... 49

7. Seguridad ...................................................................................................................................... 50

8. Prueba de caracterización Motor PUA L1-6s-2000N .................................................................... 79

8.1 Adaptaciones Técnicas para la Medición de las Variables ..................................................... 79

8.2 Aplicación y Distribución de Roles en la Prueba. .................................................................... 82

8.2.1 Roles de Trabajo: .............................................................................................................. 82

9. Aproximación Metodológica .......................................................................................................... 84

10. Etapa de pre-prueba en banco.................................................................................................... 86

10.1 Procedimiento de llenado y alistamiento pre-ignición. .......................................................... 86

10.2 Ignitor ..................................................................................................................................... 87

11. Conclusiones ............................................................................................................................... 88

12. bibliografia ................................................................................................................................... 89

13. Anexos ......................................................................................................................................... 91

~ 6 ~

TABLA DE FIGURAS

Figura 1. Diagrama hidráulico esquemático del motor PUA L2000N-6s ......................................... 11

Figura 2. Disposición geométrica del modelo en 2D........................................................................ 16

Figura 3. Grafica de empuje vs tiempo del cohete Ainkaa II ........................................................... 17

Figura 4. Grafica del Numero de Mach vs tiempo del vehículo Ainkaa II ........................................ 18

Figura 5. Grafica del Coeficiente de arrastre vs tiempo del vehículo Ainkaa II. .............................. 19

Figura 6. Grafica de la Fuerza de Arrastre vs tiempo del vehículo Ainkaa II. .................................. 20

Figura 7. Grafica de Altitud vs tiempo del cohete Ainkaa II. ............................................................ 20

Figura 8. Grafica de variación de la ubicación del Centro de Presión vs tiempo del cohete Ainkaa

II. ........................................................................................................................................................ 21

Figura 9. Presentación grafica del lanzamiento del Cohete Ainkaa II durante su trayectoria de

vuelo. ................................................................................................................................................. 22

Figura 10. Nariz solida en Urapan despues del proceso de torneado. ........................................... 42

Figura 11. Fuselajes en Pvc Sanitario para primera y segunda etapa. ........................................... 43

Figura 12. a.)Alma de las aletas de estabilización del Cohete Ainkaa II etapa 1. B.) Aletas de

estabilización del cohete ainkaa II etapa 2. ...................................................................................... 44

Figura 13. Tanque de Oxigeno liquido motor PUA l1-6s-2000n ...................................................... 47

Figura 14. Tanque de gasolina motor PUA L1-6S-2000N ............................................................... 48

Figura 15. Unidad de combustion del motor PUA L1-6s-2000N ...................................................... 49

Figura 16. Motor-cohete Kappa sb de combustible solido ............................................................... 50

Figura 17. DIAGRAMA ESQUEMATICO MEDICIÓN DE PRESION Y TEMPERATURA. .............. 80

Figura 18. Diagrama esquematico de Medicion de fuerza de empuje ............................................. 81

Figura 19. Ignitor de KNSB con gota de ignición y direccionamiento de llama. .............................. 87

Figura 20. Esquema del ignitor utilizado en la iniciación del motor PUA L1 6s-2000N. .................. 88

~ 7 ~

1. INTRODUCCIÓN

En el año 2009 se lanzó la primera misión de Cohetería Experimental de la

Universidad de los Andes: Misión Séneca I - Cohete Ainkaa I [2], en la que se

experimentó sobre fundamentación de propulsión e instrumentación de vuelo de

un vehículo tipo cohete, autopropulsado con combustible sólido tipo Candy. Esta

primera misión usó como base tecnológica y científica trabajos anteriores hechos

en el Proyecto Uniandino Aeroespacial PUA, tales como: Análisis y diseño de la

cámara de combustión de un pequeño motor cohete [11] y Modelo y

caracterización del patrón de flujo en un sistema propulsivo, (pequeño Motor

Cohete) [10].

Ahora durante el año 2011, y como aporte de investigación a las ciencias

aeroespaciales colombianas, se realizó dentro del programa de Maestría en

Ingeniería Mecánica, el análisis, diseño y manufactura de la Misión Séneca II -

Cohete Ainkaa II. Esta segunda misión de cohetería busca abrir las puertas del

Proyecto Uniandino Aeroespacial a una tecnología de propulsión con combustibles

líquidos, que permitan mayor potencia de empuje, mayor eficiencia y por ende

apogeos más altos con mayor capacidad de carga [4].

El desarrollo de esta misión está directamente ligado a procesos de manufactura

de alta calidad, cuyos productos son el resultado de un algoritmo de diseño

especialmente implementado para obtener un comportamiento muy cercano al

planeado de forma teórica, y cuyas variables están plenamente establecidas para

ser rastreadas y monitoreadas en cualquier parte del proceso; de esta forma se

puede obtener un producto confiable, rastreable en todos sus procesos de diseño,

manufactura y ensamble.

~ 8 ~

2. OBJETIVOS

2.1 OBJETIVO GENERAL

Diseñar, construir y ensamblar un vehículo de desplazamiento vertical tipo

cohete, propulsado por motores-cohete de oxidante y combustible en estado

líquido, cuya altura objetivo será el limite estratosférico (11km), portando una

bahía de carga en la que se podrá llevar instrumentación electrónica que

registre en tiempo real los datos del comportamiento dinámico del cohete.

2.2 OBJETIVOS ESPECÍFICOS

1. El cohete construido durante el proyecto tendrá dos etapas

autopropulsadas cada una. La primera de ellas por un motor de

componentes de combustión líquidos, y la segunda por un motor de

combustible sólido Sorbitol+KNO3 (KNSB), que pueda ser lanzado, bajo

estrictas normas de seguridad internacionales para cohetería experimental

y en zonas militares adecuadas para ello. La aeronave deberá ascender un

primer tramo, separarse en dos piezas (descartar la primera etapa),

ascender con autopropulsión de nuevo (segunda etapa) y lograr el apogeo

esperado. Durante su recorrido deberá adquirir de manera totalmente

automática datos propios de su funcionamiento en vuelo (altitud, velocidad

y posición geográfica) en su sistema de monitoreo electrónico. Estos datos

serán enviados y almacenados en tiempo real vía telemétrica a una

estación terrena adecuada para recibirles. Dicho sistema será denominado

carga útil.

2. Generar un protocolo sistemático de simulación para obtener un

comportamiento lo mas fidedigno posible al real del cohete y así detectar a

tiempo posibles errores o aspectos de mejora en el diseño del mismo. De

igual manera generar un protocolo de adquisición de datos de la misión,

que asegure el almacenamiento de los datos adquiridos para su futura

utilización.

3. Establecer de manera clara y sistemática un protocolo de seguridad, prueba

y lanzamiento, que pueda ser aplicado al momento de las pruebas del

motor-cohete o del lanzamiento de la misión, para reducir al máximo la

~ 9 ~

ocurrencia de errores o accidentes por omisión o procedimiento, que

afecten la integridad del personal asistente en tierra.

3. DISEÑO PRELIMINAR MOTOR PUA L1-6S-2000N

3.1 LISTA DE SÍMBOLOS Y VARIABLES

~ 10 ~

~ 11 ~

3.2 ALGORITMO PRELIMINAR DE DISEÑO

FIGURA 1. DIAGRAMA HIDRÁULICO ESQUEMÁTICO DEL MOTOR PUA L1 6S-2000N

Datos de Entrada

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

(8)

Para hallar el flujo másico de elementos de combustión [16].

~ 12 ~

(9)

(10)

(11)

Temperatura en la sección de la garganta de la tobera [5]

(12)

Presión en la sección de la garganta de la tobera [16]

(13)

Área transversal de la garganta de la tobera [5]

(14)

Diámetro de la garganta de la tobera [5]

(15)

Volumen del cilindro de la cámara de combustión [16]

Área transversal de la cámara de combustión [16]

(17)

(18)

(19)

Longitud Cámara de combustión

(20)

Área transversal de la salida de la tobera [5]

~ 13 ~

(21)

(22)

(23)

Diámetro de salida de la tobera [5]

(24)

Espesor Pared

(25)

(26)

Se toma una pared de 1.5 mm

Flujo volumétrico componentes [16]

: (27)

(28)

(29)

(30)

(31)

Inyector de oxigeno [16]

(32)

(33)

(34)

Inyector de Gasolina [16]

~ 14 ~

(35)

3.3 DISEÑO DE TANQUES DE ALMACENAMIENTO

Datos de entrada

(36)

(37)

(38)

(39)

(40)

Se multiplica por 2.2 para añadir espacio al gas presurizante de la gasolina y

permitirle hacer trabajo. [5]

Espesor de pared

(41)

Se toma por seguridad una pared de 3 mm de espesor.

(42)

(43)

Se multiplica por 1.5 para añadir espacio al oxigeno autopresurizante [5].

Espesor de pared

(44)

Se toma por seguridad una pared de 3 mm de espesor.

En la tabla 1 se presenta la relación de elementos cotizados para la conducción de

fluidos y materiales de manufactura

~ 15 ~

Hydraulic Fittings & Hardware

Quant. Name Order No. Prov.

2 Relief valve LOX SS-4R3A5-SC11 Swagelok

2 Spring relief valve Kit 177-R3A-K1-C Swagelok

3 90 Elbow weld bleeds fill ports LNO

& gas, refrig. jacket SS-600-9-6W

Swagelok

1 Tube socket weld relief valve LOX

tank SS-4-TSW-7-4

Swagelok

1 Stainless Steel tubing SS-304 seamless, 3/8"x 0,049" thk x

6 m Comercializad

ora M.I

1 Fill NO ball valve SS-43GS6 Swagelok

2 Check valve SS-8CPA2-3 Swagelok

4 Female connector for check valves SS-600-7-8 Swagelok

4 tube cap vent port SS-600-C Swagelok

1 Female connector Gas injector SS-600-7-4 Swagelok

1 Cross Union as manifold SS-600-4 Comercializad

ora M.I

1 Hollow steel Bar CR 4"dia x 80”x ½” thk Acefer

3 Female connector LOX injector SS-600-7-4 Swagelok

1 Gasoline Injector Spraying Sys. 1/4 TT-SS+D12-45-HSS Spraying Systems

3 LOX Injector Spraying Sys. 1/4NN-316SS-12 Spraying Systems

1 Ball valve LOX SS-83PS6-SC11 Swagelok

1 Ball valve GAS SS-83PS6 Swagelok

2 Battery receptor Pack Flight Power EONXlite LiPo 2S 7,4 V

1600 mAh 25 C Tower

Hobbies

2 Servo actuator open/close valves Hitec HS-7954SH Ultra torque Tower

Hobbies

1 Rx Berg 7Ch programmable Castle Creations Berg 7P 7Ch FM

Horiz Rx Tower

Hobbies

4. PROCESO DE SIMULACIÓN

Dentro del proceso de creación y manufactura de la Misión Séneca II-Cohete

Ainkaa II, se llevó a cabo una etapa de simulación en el software RockSim V9.0®

[3,6], de gran importancia para los algoritmos de diseño. Esta etapa permite

corroborar y dimensionar ciertos comportamientos aerodinámicos, geométricos y

balísticos del modelo, asociados al tipo de motor, empuje, acabado, tolerancias

dimensionales, criterios de estabilidad y geometrías de base del modelo a ser

diseñado. Con estos datos se tiene una primera noción de los alcances y

~ 16 ~

limitaciones de la misión, así como información de uso frecuente [4,8] (velocidad,

resistencia aerodinámica, aceleración, altitud), que son de gran utilidad tanto para

los posteriores procesos de protocolarización y seguridad del lanzamiento, como

para caracterizar las prestaciones del vehículo a ser construido. A continuación se

muestra entonces los resultados obtenidos para la Misión Séneca II-Cohete

Ainkaa II.

Puede observarse la disposición geométrica bidimensional del cohete Ainkaa II en

la Figura 2, cuya información característica está referenciada en la parte superior

izquierda de dicha figura; para comodidad del lector los datos son:

Longitud: 132.12 in

Diámetro: 6.63 in.

Envergadura: 18.63in

Masa: 1136.23 Oz

Masa de segunda etapa: 107.93 Oz.

Masa de la primera etapa: 1028.3 Oz.

Centro de gravedad CG: 85.72 in (Desde la nariz del cohete)

Centro de Presión: 90.39 in (Desde la nariz del cohete)

Criterio de estabilidad: Neutro

Motores: PUA L1-6s-2000N Booster 1; Kappa SB Sustainer.

FIGURA 2. DISPOSICIÓN GEOMÉTRICA DEL MODELO EN 2D

En la Figura 3 se muestra el comportamiento del empuje generado por los dos

diferentes motores en toda la trayectoria del vuelo, generando un pico de empuje

de aproximadamente 2000 N en el momento del despegue, que paulatinamente

cae a 0 después de aproximadamente 6 segundos tiempo después del cual el

motor PUA L1-6s-2000N agota sus reservas de combustible. Evento seguido es el

encendido del motor Kappa SB de combustible sólido, que muestra un pico de

1600 N durante una fracción de tiempo de 3 s para posteriormente extinguirse, lo

cual se muestra en línea roja de “burnout” en la Figura 3.

~ 17 ~

Siguiendo el análisis de desempeño del cohete se obtiene en la Figura 4 el perfil

de velocidad del vehículo, en el cual se observan 2 picos, el primero de 0.78 Mach

obtenido en el “burnout” del motor de combustible líquido a los 5.8 s; y el segundo

alcanza una velocidad aproximada de 2.2 mach al producirse el “burnout” del

motor de combustible sólido, indicando que el vehículo se encuentra en régimen

supersónico de velocidad.

FIGURA 3. GRAFICA DE EMPUJE VS TIEMPO DEL COHETE AINKAA II

~ 18 ~

FIGURA 4. GRAFICA DEL NUMERO DE MACH VS TIEMPO DEL VEHÍCULO AINKAA II

Inmediatamente adquirida la grafica de velocidad del vehículo, se procede a

revisar y analizar el comportamiento del cohete respecto a su coeficiente de

arrastre, ya que se presume que al alcanzar velocidades de régimen supersónico,

la fuerza de arrastre asociada de manera directa con dicho coeficiente será

considerablemente alta. De ser así, estaría adentrándose en un posible problema

de resistencia estructural, ya que estructuras tales como: fuselaje, cono de nariz y

aletas, pueden sufrir desprendimiento o fractura desencadenando un vuelo

catastrófico del cohete. De esta forma se analiza entonces la Figura 5,

concentrándose especialmente en el delta de coeficiente de arrastre sucedido

entre el momento del despegue o segundo cero y el segundo 24, momento en el

cual se alcanza el “burnout” o apagado del motor de combustible sólido, que es

cuando se alcanza la máxima velocidad del cohete. [2,5]

Calculando el delta de coeficiente de arrastre entre los dos momentos

mencionados, se obtiene una diferencia de 0.1 unidades. Este delta es necesario

entonces para posteriores cálculos de desempeño aerodinámico.

~ 19 ~

FIGURA 5. GRAFICA DEL COEFICIENTE DE ARRASTRE VS TIEMPO DEL VEHÍCULO AINKAA II.

Por supuesto se hace necesario verificar el comportamiento de la fuerza de

arrastre del cohete de la segunda etapa, el cual, por estar ubicado en la parte

superior del cohete recibirá gran parte de esta fuerza. Dicho comportamiento se

evidencia en la Figura 6; nótese el pico de fuerza máximo desarrollado en el

“burnout” (línea roja) el cual equivale a 225 N aproximadamente.

~ 20 ~

FIGURA 6. GRAFICA DE LA FUERZA DE ARRASTRE VS TIEMPO DEL VEHÍCULO AINKAA II.

En la Figura 7 se observa la curva parabólica característica de un lanzamiento

balístico sin sistemas de recuperación que desaceleren la caída; en ella se

alcanza una altitud de apogeo de aproximadamente 9022 m sobre el nivel de

lanzamiento. Este disparo fue ajustado a las condiciones atmosféricas estimadas

para un lugar de lanzamiento geográficamente situado a 2600 msnm.

FIGURA 7. GRAFICA DE ALTITUD VS TIEMPO DEL COHETE AINKAA II.

~ 21 ~

Continuando con el análisis de simulación del cohete Ainkaa 2 se procedió a

obtener la variación del centro de presión durante el vuelo del vehículo, en busca

de comportamientos anómalos que afecten la estabilidad de la trayectoria de vuelo

del cohete [2]. Puede observarse en la Figura 8, que dentro de los 2 primeros

segundos de vuelo el centro de presión oscila con una amplitud máxima de 0.2

pulgadas respecto a su posición original. Esto indica que el régimen de estabilidad

de la trayectoria no cambia de manera significativa durante la primera mitad del

vuelo [13,15]. Caso contrario ocurre con la segunda mitad, en la cual el cohete

alcanza su apogeo y la dirección de su trayectoria cambia de manera drástica por

el agotamiento del impulso inercial; su nariz después del apogeo apunta hacia el

suelo y se genera un movimiento oscilatorio amortiguado mientras el centro de

presión recupera gradualmente su ubicación inicial en el cohete, de forma

simultánea que adquiere velocidad de caída.

FIGURA 8. GRAFICA DE VARIACIÓN DE LA UBICACIÓN DEL CENTRO DE PRESIÓN VS TIEMPO DEL COHETE

AINKAA II.

Por último se presenta en la Figura 9 el procesamiento grafico por parte del

simulador, el cual muestra punto a punto el comportamiento del cohete durante su

trayectoria.

~ 22 ~

FIGURA 9. PRESENTACIÓN GRAFICA DEL LANZAMIENTO DEL COHETE AINKAA II DURANTE SU TRAYECTORIA

DE VUELO.

5. INSTRUMENTACIÓN ELECTRÓNICA

El vehículo está diseñado para albergar en su interior instrumentos electrónicos

que permiten almacenar y enviar datos en tiempo real, que registran el

comportamiento en vuelo del cohete. Sensores de aceleración, presión,

temperatura y geoposicionamiento generan un archivo completo del

comportamiento cinemático del vehículo durante la trayectoria balística, que serán

analizados para optimizar diseños de vehículos posteriores [7,9].

Esta instrumentación hace las veces de computador de vuelo durante la

trayectoria de control pasivo del vehículo, entregando datos que permiten analizar

las diferentes etapas de la misión, generando un log de datos que facilitan el

estudio, análisis y optimización de los diferentes procesos y frentes de

investigación del proyecto (Propulsivo, aerodinámico, balístico y manufactura).

A continuación se relacionan las características principales y reporte de

funcionamiento de la aviónica del vehículo: Sistema prototípico experimental

Space 4U, entregadas por la empresa de fabricación: Sequoia Space.

~ 23 ~

~ 24 ~

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6. MANUFACTURA Y ENSAMBLE

En el desarrollo de la primera parte del proyecto fue necesario acudir a distintos

procesos de manufactura, que permitieron generar la Misión Séneca II-Cohete

Ainkaa 2, siempre procurando por aquellos que dieran el mejor resultado

respecto a calidad y prestaciones. En la Tabla 3 pueden observarse los distintos

tipos de proceso aplicados en la fabricación de la misión, en la columna

adyacente la pieza que fue obtenida con este proceso. Seguido se encuentra el

material asociado a dicha pieza, y por último el costo por pieza del proceso

mencionado.

Proceso Manufactura Pieza Material Costo

Torneado (diferentes operaciones) Ojiva Urapán $ 135.000,00

Torneado (diferentes operaciones) Transición fuselajes Urapán $140.000,00

Corte Frio y Refrentado Fuselaje PVC $ 5.000,00

Corte CNC Laser Alma Aletas Aluminio C. Puro $ 140.000,00

Corte Manual Cobertura aletas Madera Balso $ 6.000,00

Corte Plasma Tanques

Almacenamiento Combustibles y

Oxidantes

Acero Inoxidable 304

$ 12.000,00

Refrentado $ 8.000,00

Soldadura $ 230.000,00

Brillado $ 160.000,00

Taladrado Piezas varias Acero Inoxidable 304, AISI 1020

$ 30.000,00

Soldadura Acoples de

Instrumentación Acero Inoxidable

304 $ 180.000,00

Torneado (diferentes operaciones) Unidades

Combustión AISI 1020 $ 610.000,00

Corte Frio Base Lanzamiento Aluminio Com.

Puro, AISI 1020 $10.000,00

Taladrado Base Lanzamiento Aluminio Com.

Puro, AISI 1020 $ 50.000,00

Total $ 1.716.000,00

TABLA 1. PROCESOS DE MANUFACTURA ASOCIADOS A LA CONSTRUCCIÓN DE LA MISIÓN SÉNECA II.

Atendiendo esta guía de procesos de manufactura y materiales propuesta se

procedió a iniciar la fabricación de las distintas piezas de la Misión.

~ 42 ~

6.1 MANUFACTURA DE PIEZAS

A continuación se presenta una breve descripción de la manufactura de

cada pieza o conjunto de piezas elaboradas para esta misión.

6.1.1 NARIZ

Esta pieza primordial en el diseño del fuselaje fue realizada a partir de una

pieza solida de Urapán o Fresno Canadiense, se efectuaron los distintos

pasos de torneado necesarios para generar un cono y un hombro simple

como se muestra en la figura 10. Posteriormente se efectuó un pulido

grueso con lijas en escala desde 320 hasta 500. Paso seguido se desmontó

del torno y le fueron aplicadas 4 capas de sellador para madera de 40

sólidos con intervalos de secado de 8 horas cada una, hasta obtener una

capa uniforme del mismo. Por último se realizó un pulido fino con lijas

desde 400 hasta 1200 dejando una superficie apta para el lacado de color

blanco, el cual fue aplicado en 3 capas, con intervalos de secado de 12

horas cada una.

6.1.2 FUSELAJES

Para la realización de estas piezas se tomó para el fuselaje de la primera

etapa una sección de 1m de tubo PVC presión PAVCO referencia 12585 y

para la segunda etapa o “sustainer” 3 m de tubo PVC sanitario PAVCO

referencia 12732. Se efectuó corte escuadra simple a la medida indicada en

los planos y se refrentaron sus extremos. Se realizó limpieza con agua

jabonosa y desengrasante en las superficies externas e internas, para pasar

luego a un lijado completo en escala de lijas desde número 320 hasta 1000,

obteniendo una superficie apta para ser pintada en primera instancia con

primer para plásticos y luego con 3 capas de laca blanca brillante en

intervalos de secado de 12 horas cada una. Dejando una superficie apta

FIGURA 10. NARIZ SOLIDA EN URAPAN DESPUES DEL PROCESO DE TORNEADO.

~ 43 ~

para rotular con el diseño avalado para la misión, como se muestra en la

figura 11.

FIGURA 11. FUSELAJES EN PVC SANITARIO PARA PRIMERA Y SEGUNDA ETAPA.

6.1.3 ALETAS

Para la manufactura de las aletas se utilizó el simulador RockSim V9.0, en

el cual se diseñaron distintas plantas aerodinámicas que cumplieran con los

requerimientos de estabilidad deseados en las etapas del Cohete Ainkaa II.

Cada diseño fue evaluado y optimizado en relación a la masa, área de

sustentación y eficiencia, hasta lograr el mejor diseño adaptado a esta

misión. Una vez obtenido el levantamiento del diseño se procedió a realizar

corte laser de las piezas en lamina de aluminio comercialmente puro de 1.5

mm de espesor para las aletas de la primera etapa y de 2 mm para las de la

segunda etapa.

~ 44 ~

A las piezas aligeradas (Figura 12 a) se les denominará almas, pues se

ubican entre dos láminas de balso de 2 mm de espesor, que servirán de piel

aerodinámica para las superficies. Se utilizó un cemento a base de látex y

polímeros elastoméricos para adherir ambas superficies (aluminio-madera),

y posteriormente poder generar el perfil aerodinámico por procesos de

abrasión. En este último procedimiento se perfiló el borde de ataque y de

fuga de las 3 aletas, así como también se pulieron todas las superficies con

escala de lijas desde el número 220 hasta el 1000. De esta manera se

obtienen superficies listas para pintar según diseño de la misión.

Proceso similar se realizó con las aletas de la segunda etapa del cohete,

pero estas no fueron conformadas por el método de alma, en su lugar, las

aletas no fueron aligeradas sino perfiladas aerodinámicamente del mismo

material, tal como se muestra la figura 12 b.

A) B)

FIGURA 12. A.)ALMA DE LAS ALETAS DE ESTABILIZACIÓN DEL COHETE AINKAA II ETAPA 1. B.)

ALETAS DE ESTABILIZACIÓN DEL COHETE AINKAA II ETAPA 2.

6.1.4 MOTOR COHETE PUA L1-6S-2000N

El diseño del Motor PUA L1-2000N-6s es un motor autopresurizado de

combustible líquido, que mezcla en su cámara de combustión gasolina extra

en estado líquido y oxigeno gaseoso [1,14,16]. Cada uno de ellos

proveniente de 2 reservorios presurizados. El primero de ellos almacena

oxigeno en estado liquido, que a su paso por las tuberías y una chaqueta de

refrigeración dispuesta en el exterior de la tobera del motor pasa a estado

gaseoso. El segundo almacena la gasolina que es presurizada por

nitrógeno gaseoso. Ambos fluidos, oxidantes y comburentes

respectivamente, pasan por inyectores que los atomizan dentro de la

cámara de combustión, para obtener una mezcla homogénea de los dos.

~ 45 ~

Así cuando se genera una fuente de calor que desencadena la combustión,

se obtiene un quemado lo más homogéneo posible.

Para la manufactura de las unidades de combustión y almacenamiento

correspondiente a las piezas: Tobera, Cámara de Combustión, Tapa de

inyectores, Chaqueta de refrigeración y Tanques de almacenamiento se

siguió la siguiente tabla de procesos

Unidad Pieza Máquina- Herramienta Proceso manufactura Material Tiempo (min)

Combustión

Tobera

Torno

Refrentado AISI 1020 8

Taladrado AISI 1020 5

Torneado cónico externo AISI 1020 50

Cilindrado AISI 1020 60

Torneado cónico interno AISI 1020 70

Ranurado AISI 1020 20

Taladro Taladrado AISI 1020 20

Macho Roscado AISI 1020 90

Torno Brillado AISI 1020 80

Cámara de Combustión

Torno

Refrentado AISI 1020 8

Taladrado AISI 1020 20

Alesado AISI 1020 50

Tapa Inyectores

Torno Refrentado AISI 1020 8

Cilindrado AISI 1020 30

Taladro Taladrado AISI 1020 50

Macho Roscado AISI 1020 40

Chaqueta de Refrigeración

Torno Refrentado Acero Inox 304 8

Alesado Acero Inox 304 40

Cortador Plasma Corte Circular Acero Inox 304 15

Soldador Soldadura Acero Inox 304 40

Taladro Taladrado Acero Inox 304 20

Macho Roscado Acero Inox 304 50

Almacenamiento Tanque Oxigeno






Esmeril Pulido Acero Inox 304 40

~ 46 ~

Tanque Gasolina






Esmeril Pulido Acero Inox 304 40

Total 1218

TABLA 2. PROCESOS DE MANUFACTURA EFECTUADOS EN EL DESARROLLO DEL MOTOR- COHETE.

6.1.4.1 TANQUE ALMACENAMIENTO DE OXIGENO.

El tanque de oxigeno del Motor PUA L1-6s-2000N es un reservorio de

acero 1018 con recubrimiento interno de cromo duro de 1/10” de

espesor para evitar la corrosión del oxigeno en el acero, con

configuración de cierre tipo brida y sellos de cobre que efectúan un

cierre metal-metal de las dos tapas de contención del cilindro. Se

utilizó soldadura tipo MIG para la conformación de los flanches de

cierre y soldadura de arco eléctrico para la fijación de los racores de

tanqueo y sangrado del reservorio.

En la figura 13 puede observarse la disposición del cilindro y su línea

de sangrado a combustión. En esta línea se aprecia un tramo

helicoidal de cobre dispuesto a modo de gasificador para el oxigeno

liquido en sus primeros tramos de recorrido a la cámara de

combustión.

A este cilindro (figura 13) le fue hecha por la empresa Linde Colombia

una serie de alistamientos y pruebas para hacerlo apto como

reservorio de oxigeno Liquido. La primera de ellas fue una limpieza

con sustancias halógenas especiales para desengrasar la superficie

interna del cilindro, ya que al momento de encontrarse algún rastro de

hidrocarburos producto del maquinado con el oxigeno 99.99% puro

puede producirse una explosión espontanea que afecte la integridad

del personal en tierra y del prototipo a ser probado. Una vez efectuada

la limpieza se realiza el cierre de las bridas y el taponamiento de las

salidas de sangrado a combustión para inyectar nitrógeno gaseoso al

interior del mismo. Con una disposición de manómetros de alta y baja

presión se presuriza el tanque gradualmente hasta lograr la presión de

~ 47 ~

alivio para la cual la válvula de seguridad está programada, en este

caso 750 Psig. Para culminar como exitosa esta prueba se sostiene la

presurización del tanque durante aproximadamente 4 horas

verificando la presión registrada por el manómetro de llenado del

sistema. Si este permanece invariante indica que el reservorio esta

almacenando correctamente el fluido sin pérdida alguna.

Finalmente la última prueba a ser realizada en este tanque es la

prueba de estanqueidad con helio, en la cual se inyecta helio al interior

del tanque y con un detector de fugas SVL2125 de la empresa Linde

Colombia se sondea de forma perimetral el cilindro para verificar

ausencia de filtraciones de gas inclusive en porosidades muy

pequeñas donde la molécula de helio, en virtud de su tamaño, pueda

penetrar.

FIGURA 13. TANQUE DE OXIGENO LIQUIDO MOTOR PUA L1-6S-2000N

~ 48 ~

6.1.4.2 TANQUE DE ALMACENAMIENTO DE GASOLINA

Este tanque es un cilindro sellado de acero 1018 sin ningún

recubrimiento al interior, ya que su contenido no es corrosivo ni es

reactivo con el material de elaboración. Su manufactura fue realizada

a partir de barra perforada 1018 CR, a la cual se le soldaron con arco

eléctrico 2 tapas en sus extremos y sus respectivos racores de llenado

sangrado y burbujeo de nitrógeno.

A este reservorio (figura 14) también se le aplicó prueba de

estanqueidad a 250 Psig con nitrógeno gaseoso hasta obtener un

recipiente completamente hermético.

FIGURA 14. TANQUE DE GASOLINA MOTOR PUA L1-6S-2000N

6.1.4.3 UNIDAD DE COMBUSTION

La unidad de combustión (figura 15) es una configuración concéntrica

de recipientes cilíndricos insertados uno dentro del otro según los

planos de ensamble y manufactura anexos. El cilindro interior de la

~ 49 ~

unidad es el cilindro de combustión. Dentro de él se alojan los

inyectores y la tobera de salida de gases; su función es permitir en su

interior la combustión de la mezcla O2-gasolina, para que se

presuricen los gases resultantes de este proceso y sean expelidos a

gran velocidad por la tobera, generando momentum lineal en el

vehículo.

Por otra parte el cilindro concéntrico exterior es una cámara de

gasificación para el oxigeno liquido que ingresa desde el reservorio de

almacenamiento de LOX. Allí el oxigeno restante que pueda haber

pasado liquido por las tuberías de sangrado se gasifica totalmente

gracias al contacto con la superficie exterior caliente de la tobera y la

cámara de combustión. Finalmente el oxigeno entra gaseoso al

proceso de combustión asegurando su correcto aporte oxidante a la

mezcla. El interior de esta cámara también tiene un recubrimiento de

1/10” de Cromo duro para evitar el ataque del oxigeno al acero.

FIGURA 15. UNIDAD DE COMBUSTION DEL MOTOR PUA L1-6S-2000N

6.1.5 MOTOR COHETE KAPPA SB.

El motor-cohete Kappa SB (Figura 16) es un prototipo de motor de

combustible sólido, con capacidad para quemar 1.5 kg de combustible tipo

~ 50 ~

Candy en configuración: Sorbitol-Nitrato de Potasio, con relación O/F:

65/35. El empuje pico y medio aproximado de este motor es de 100 kgf y 60

Kgf respectivamente, durante 2 segundos aproximadamente. Por ser un

prototipo ya utilizado en otras misiones del Proyecto PUA no se entregaran

mayores detalles de este motor en este documento [10,11,17].

La manufactura de este motor fue realizada a partir de barra perforada

acero AISI1020 para la cámara de combustión, y redondo macizo AISI1020

para la tapa de ignición y la tobera de salida de gases. Los sellos y

tolerancias de ajuste fueron diseñados para O-rings de Nitrilo o Vitón según

planos.

FIGURA 16. MOTOR-COHETE KAPPA SB DE COMBUSTIBLE SOLIDO

7. SEGURIDAD

Para el desarrollo de una misión de cohetería experimental de cualquier tipo, es

de vital importancia revisar todos los aspectos de falla potencial y su posible

afectación tanto al personal de apoyo en tierra como a la misión misma. Para

ello se utiliza un método de protocolarización tipo lista de chequeo, en el cual se

incluyen todos los procedimientos de transporte, ensamble, tanqueo y

seguridad del cohete y sus diferentes aditamentos. Este proceso permite de una

manera secuencial ir realizando los distintos pasos para desembalar, armar,

repostar, montar y disparar el cohete Ainkaa II de forma segura y en la medida

de lo posible sin errores de omisión o alteración del orden en las distintas

secuencias de puesta a punto.

Durante todo el desarrollo del proyecto se han generado diseños y protocolos

encaminados a reforzar y a hacer redundante la seguridad en la

implementación y experimentación con propulsión líquida. Evidencia de ello es

el protocolo de seguridad y procedimiento: Protocolo de prueba e

implementación experimental motor PUA L1-6S 2000N, que se desarrolló para

la experimentación de prueba del mencionado motor-cohete.

Este documento es una guía tipo lista de chequeo y estrictamente secuencial

que genera un listado de acciones a ser realizadas por el equipo de montaje

~ 51 ~

[7,9], tanqueo y alistamiento tanto del motor-cohete, como del cohete previo a

lanzamiento. Su aplicación, orden de actividades y respuesta en caso de

emergencia son ítems que han sido motivo de revisión y aprobación por

expertos en manejo de gases especiales (Grupo Linde Colombia), quienes bajo

normas y criterios internacionalmente aprobados han modificado y adaptado el

protocolo para un mejor entendimiento y aplicabilidad en la zona de pruebas.

Adicionalmente, el equipo de propulsión ha sido sometido por el grupo Linde

Colombia a rigurosas pruebas de estanqueidad tanto en tanques como en

líneas de conducción de fluidos, presurización y accionamiento de dispositivos

de seguridad anti-estallido. Con estas pruebas se busca disminuir en la mayoría

de lo posible algún evento explosivo que pueda suceder durante el montaje y

tanqueo, poniendo en riesgo la vida e integridad del personal en tierra.

~ 52 ~

PROTOCOLO DE PRUEBA MOTOR-COHETE PUA L1-6S 2000N

MISIÓN SÉNECA II -COHETE AINKAA II

PELIGRO:

Léase y compréndase todos los procedimientos y protocolos de

seguridad aquí consignados. Del cumplimiento estricto de los mismos

dependerá la seguridad del personal en tierra, del modelo a probar y

del éxito de la misión.

¡Recuerde que de usted depende su seguridad y la de los demás!

Realización Agosto de 2011

Segunda Revisión Octubre de 2011

Universidad de los Andes

Proyecto Uniandino Aeroespacial PUA

~ 53 ~

Fecha Ubicación Viento

Lugar Latitud Longitud Altitud Velocidad (Knt) Dirección

Hora

1. Inventario de la Misión

No. Placa Parte Entregado Recibido

1000 Cohete No aplica No aplica

1115 Base Lanzamiento No aplica No aplica

1230 Sistema ignición

1345 Central Ignición

1460 Carga Útil No aplica No aplica

1575 Motor Cohete

1690 Llave seguridad.

1805 Sistema DAQ

1920 Modulo UCAND-1

2. Consideraciones preliminares:

Mantener en la medida de lo posible los tanques de gases criogénicos

alejados de la acción directa del sol y cualquier fuente de calor externa

Los gases criogénicos deberán ser manipulados por expertos, con la debida

protección, ya que al entrar en contacto directo con la piel, pueden causar

graves quemaduras, incluso la muerte.

Antes de iniciar cualquier protocolo asegúrese de haber cargado todas las

baterías necesarias para la implementación de la misión.

Está terminantemente prohibido fumar durante todo el procedimiento.

3. Hojas de seguridad. MSDS

~ 54 ~

3.1 Oxigeno Líquido

~ 55 ~

~ 56 ~

~ 57 ~

~ 58 ~

~ 59 ~

3.2 Nitrógeno gaseoso

~ 60 ~

~ 61 ~

~ 62 ~

~ 63 ~

~ 64 ~

~ 65 ~

3.3 Gasolina común

~ 66 ~

~ 67 ~

~ 68 ~

~ 69 ~

4. Listas de Chequeo.

1 Embalaje y descargue del Oxidante y Combustible (Oxidante y Combustible NO deben estar juntos)

1.1 Oxidante cargado en su respectivo recipiente criogénico debe transportarse por

separado del combustible

1.2 Combustible cargado en tanque rígido de polipropileno debe transportarse por

separado del oxidante

1.3 Asegurarse del ajuste de la contratapa a presión del bidón de polipropileno

1.4 Asegurar la tapa y contratapa del tanque criogénico de oxidante

1.5 Asegurar la estabilidad de ambos recipientes, evitando al extremo derramamiento

de alguno de ellos.

1.6 Al momento del descargue deberán almacenarse por separado y protegidos del

sol ambos recipientes

2 Base de prueba UCAND-1 y enclavamiento

2.1 Reconocimiento del lugar de prueba (Zona de prueba, Zona de seguridad y Zona

de riesgo)

2.2 Descargue, inclinación de 0°± 1° desde vertical y armar soportes de la base.

2.3 Posicionamiento y armado de los anillos de centrado con chaqueta y motor

incluido

2.4 Arriostramiento de los puntos de anclaje

2.5 Revisión y ajuste de las uniones roscadas, temple de riostras, y ajuste de ángulo

de enclavamiento.

3 Sistemas DAQ y prueba 3.1 Conexión de las sondas de Temperatura y Presión al sistema DAQ

3.2 Conexión de la celda de carga al sistema DAQ

3.3 Encendido y verificación de funcionamiento del sistema DAQ

3.4 Aseguramiento de obtención de las señales a medir (Presión, Temperatura,

Fuerza).

3.5 Ubicar el sistema DAQ en posición Stand-by

3.6 Fotografiar el ensamble de prueba, y cada conexión electrónica

3.7 Ubicación y encuadre de videocámaras en zona designada como segura

4 Tanqueo Gasolina y presurización

4.1 Aseguramiento área procedimiento. Solo el técnico se quedará a efectuar el

tanqueo

4.2 Encender el sistema remoto de las servovalvulas, ubicándolo y asegurándolo en

posición de cerrado

4.3 Abrir el fill cap, el vent cap y la válvula de purga del tanque de gasolina

dejándolos en posición visible.

4.4 Abrir la tapa y contratapa del bidón de combustible dejándolas en posición visible.

4.5 Proceder con el tanqueo de combustible en la medida indicada (0,7 lt)

4.6 Tapar el bidón asegurando su tapa y contratapa.

4.7 Reservar en su posición el bidón de combustible alejado del oxidante.

4.8 Cerrar y ajustar el vent cap, para presurizar con nitrógeno.

~ 70 ~

4.9 Conectar el dispositivo de llenado del nitrógeno y presurizar a 250 Psig.

4.10 Cerrar la valvula de purga y desconectar sistema de presurización de nitrógeno.

4.11 Cerrar y ajustar el fill port.

5 Alistamiento del circuito de ignición y Tanqueo Oxigeno

5.1 Posicionar el sistema de ignición, asegurando su posición de apagado en la llave

máster e interruptor.

5.2 Conectar el sistema de ignición a la batería y encender el interruptor verificando

encendido de piloto.

5.3 Apertura de la llave máster y verificación de continuidad en la sonda de ignición.

5.4 Posicionar la llave máster y los interruptores del control remoto en apagado,

sacando la llave al finalizar

5.5 Inserción y ajuste del micropirogeno ignitor en la sonda de ignición.

5.6 Inserción del micropirogeno en la garganta de la tobera

5.7 Insertar la llave máster y posicionar en encendido el sistema de ignición. Sacar la

llave al finalizar

5.8 Posicionar en modo grabación las videocámaras.

5.9 Despejar el área de pruebas.

5.10 Remitirse a proceso de Tanqueo de LOX y matriz de riesgo (Linde

Colombia) 6 Ignición 6.1 Posicionar sistema DAQ en modo adquisición

6.2 Verificar y contar personal en zona de seguridad

6.3 (Debe leerse antes de ejecutarse) Inciar conteo regresivo de 10 segundos

6.4 (Debe leerse antes de ejecutarse) Al segundo 3 iniciar micropirogeno

6.5 (Debe leerse antes de ejecutarse) Al segundo 2 iniciar apertura de válvulas con

interruptor de ignición. 7 Procedimiento Post-prueba 7.1 Detener grabación de las videograbadoras

7.2 Dejar abiertas las servovalvulas para permitir evacuación residual de

componentes de combustión

7.3 Detener sistema DAQ y guardar la información

7.4 Cerrar la llave máster del circuito de ignición y apagar interruptor y disponer para

almacenamiento

7.5 Retirar llave del interruptor de giro y almacenar en lugar seguro 7.6 Apagar el sistema remoto de servovalvulas dejando en posición abierto

7.7 Desconectar las sondas de presión y temperatura

7.8 Desconectar celda de carga

7.9 Soltar anclajes de los anillos de centrado del motor

7.10 Ubicar el motor en zona segura, en posición horizontal y dejar enfriar zonas

calientes.

7.11 Desarmar anclajes y arriostramientos de la base

7.12 Desarmar la base y disponer para almacenamiento

7.13 Desarmar sistema DAQ y disponer para almacenamiento

7.14 Desarmar videograbadoras y disponer para almacenamiento

~ 71 ~

7.15 Verificar presencia sobrante de oxidante y combustible, si es afirmativo disponer

según lista de chequeo 1.

7.16 Disponer el motor para embalaje y almacenamiento luego de enfriamiento de

zonas calientes.

8 Procedimiento en caso de no ignición

Esperar 10 minutos a estabilización de situación.

Reiniciar y dejar en modo Stand by el sistema DAQ.

Apagar desde llave maestra el sistema de ignición.

Retirar el ignitor micropirogeno de la garganta del motor.

Evaluar situación. Si se procede a continuar se deberá repetir procedimientos desde lista 3

9 En caso de Explosión

Esperar 15 minutos a estabilización de situación.

Revisar estado del personal y de las instalaciones.

Apagar el sistema de ignición desde la llave máster y el interruptor principal.

Desconectar la batería del sistema de ignición.

Apagar el sistema DAQ y evaluar sus daños.

Evaluar daños del modulo de prueba UCAND-1 y recopilar piezas sueltas si es procedente

Inventariar las piezas recuperadas, y almacenar para análisis posterior

Efectuar procedimientos desde lista 7.

Procedimiento de tanqueo de Oxigeno Liquido

(Proviene de secuencia número 5. Al finalizarse debe continuar con

secuencia número 6 de protocolo)

Análisis de Seguridad

Nombre de la

Actividad: Trasvase de

Oxígeno Líquido del

termo criogénico, al

Cohete PUA

N° de Análisis: 01

Localización: Indumil

Planta Explosivos

Departamento: Operaciones

Ejecutado por: Fabio

Sánchez

Fecha: 7-12-2011

Participantes: Guillermo Páez Melo, Fabio Sánchez y Guillermo Ceballos H.

Secuencia de pasos

Básicos

Accidentes o riesgos

potenciales

Procedimientos de Prevención

~ 72 ~

1. Enfriamiento del tanque

de oxígeno del cohete.

1.1. Hipoacusia:

Ruido que se genera en

el área por Gasificación

del oxígeno líquido

Usar protección Auditiva.

Realizar exámenes médicos ocupacionales

periódicos (Audiometría).

Realizar mediciones de higiene en el área

(sonometrías, dosimetrías).

Capacitar en Protección auditiva.

Capacitar en uso de elementos de protección

personal.

1.2. Quemaduras

térmica:

operación de equipos

con liquido criogénico

Usar de elementos de protección personal como

guantes criogénicos, careta o gafas de seguridad,

botas de seguridad con puntera de acero, tapones

auditivos, saco térmico.

Conectar la descarga del termo criogénico a la

entrada del tanque del cohete.

Venteo del tanque del cohete por el costado.

Llenado del tanque del cohete.

Capacitar al personal en procedimiento de llenado

del tanque del cohete. Capacitar en uso de

elementos de protección personal.

2. Incremento de presión

del termo criogénico a 20

Psig.

Explosión del termo

criogénico





Capacitar en uso y funcionamiento de los termos

criogénicos. Verificar la presión de 20 psig en el

manómetro del termo. Hacer mantenimiento a las

dos válvulas de alivio y seguridad del termo.

3. Desplazamiento manual

de termos hacia zona de

llenado.

Lesiones

osteomusculares:

Manejo de termos.

Realizar control y seguimiento mediante exámenes

médicos ocupacionales periódicos.

Implementar programa de gimnasia laboral.

Golpes: Manejo de

termos.





Usar carrito transportador de termo.

Capacitar en Manejo seguro de termos.

Capacitar en manejo de cargas.

4. Inspección del tanque

del cohete y conexión de

válvulas para llenado.

Hipoacusia:


el área por gasificación

del oxígeno líquido




Realizar mediciones de higiene en el área

(sonometrías, dosimetrías).

Ejecutar programa de mantenimiento a equipos

criogénicos.


~ 73 ~


Nombre de la




Cohete PUA



Planta Explosivos



Sánchez

Fecha: 7-12-2011


Secuencia de pasos

Básicos


potenciales



personal.

Disconfort térmico:


con líquido criogénico






Sistema manual de llenado por rebose.

Procedimiento de llenado del tanque de oxígeno del

cohete.

Capacitar al personal en procedimiento de llenado

del tanque del cohete.


personal.

Lesiones

osteomusculares:

Trabajo repetitivo en el

manejo de válvulas.


médicos ocupacionales periódicos.

Implementar programa de gimnasia laboral.

Derrames: posibilidad de

mal operación de llenado

con líquidos criogénicos.

Inspeccionar proceso de llenado del tanque del

cohete.

Procedimiento de llenado de termos.

Capacitar al personal en procedimiento de llenado de

termos.

~ 74 ~


Nombre de la




Cohete PUA



Planta Explosivos



Sánchez

Fecha: 7-12-2011


Secuencia de pasos

Básicos


potenciales


Quemaduras térmicas:


con líquido criogénico.





Venteo del termo por el costado.

Implementar sistema automático de llenado por

peso.



termos.


personal.

5. Llenado del tanque de

oxígeno del cohete.

Hipoacusia:


el área por operación de

bombas criogénicas y

proceso de llenado.




Ejecutar programa de mantenimiento del tanque del

cohete. Capacitar en Protección auditiva.


personal.







auditivos, saco térmico.Venteo del termo por el

costado. Procedimiento de llenado de

termos.Capacitar al personal en procedimiento de

llenado de termos.Capacitar en uso de elementos de

protección personal. Llenar por rebose.




Inspeccionar proceso de llenado del termo.

Implementar sistema manual de llenado por rebose.



termos. Revisar conexiones de acoples y

~ 75 ~


Nombre de la




Cohete PUA



Planta Explosivos



Sánchez

Fecha: 7-12-2011


Secuencia de pasos

Básicos


potenciales


mangueras.











termos.


personal.

6. Desconexión del tanque

del cohete y

desplazamiento del termo

hasta área de seguridad o

almacenamiento del

recipiente lleno.

Hipoacusia:


el área por gasificación

de oxígeno líquido.




Ejecutar programa de mantenimiento a equipos

criogénicos.



personal.








Venteo del termo y del tanque del cohete por el

costado.



termos.


personal.

~ 76 ~


Nombre de la




Cohete PUA



Planta Explosivos



Sánchez

Fecha: 7-12-2011


Secuencia de pasos

Básicos


potenciales


Lesiones

osteomusculares:

Trabajo repetitivo en el

manejo de válvulas.


médicos ocupacionales periódicos. Implementar

programa de gimnasia laboral.




Inspeccionar proceso de llenado del termo.



termos.


Operación de equipos









termos.


personal.

~ 77 ~

Matriz de identificación de peligros evaluación y control de riesgos en

procedimiento de tanqueo (Linde Colombia).

IDENTIFICAR

SOPORTAR VALORAR MEJORAR Y/O

MANTENER

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¿Cumplió la prueba los objetivos propuestos?

~ 78 ~

Describa el lugar después de la prueba.

Observaciones y recomendaciones.

Certificación:

Yo________________________________ Identificado con Cedula de Ciudadanía

No. ____________________ de ___________________, certifico la total

transparencia en el desarrollo de la anterior prueba, verificando el correcto uso y

seguimiento de los protocolos de seguridad, recolección y seguimiento de los

elementos pertenecientes a ella. Igualmente certifico el uso estrictamente

académico y científico de las experimentaciones aquí realizadas, cuyo único

objetivo es aportar al avance de la ciencia aeroespacial en Colombia. De esta

manera deslindo de cualquier responsabilidad a La Universidad de los Andes y a

los integrantes del Proyecto Uniandino Aeroespacial PUA, por la misión

desarrollada y los implementos utilizados en ella

Firma______________________________ Supervisor de la Misión

~ 79 ~

8. PRUEBA DE CARACTERIZACIÓN MOTOR PUA L1-6S-2000N

El motor PUA L1-6s-2000N es sometido a prueba estática en banco fijo siguiendo

el esquema de seguridad protocolar creado en este proyecto para tales fines [7].

El sistema de medición de datos del banco de pruebas deberá tener en cuenta los

rangos de diseño teórico del motor-cohete para efectuar el correcto aseguramiento

del banco y del motor, así como también seleccionar correctamente los sensores

para la toma de datos. Las características teóricas del motor se muestran a

continuación en la Tabla 5.

Empuje de diseño (N) 2000

Tiempo de quemado (s) 6

Impulso especifico (s) 255.7

Temperatura Cámara Combustión ( C) 700

Presión Cámara Combustión (Psig) 500

Velocidad Salida de Gases (mach) 8.25

Tipo Combustible Gasolina Extra

Tipo Oxidante Oxigeno Liquido LOX

Peso seco aproximado (Kg) 14

TABLA 5. ESPECIFICACIONES TEORICAS DEL FUNCIONAMIENTO DEL PUA L1-6S-2000N

Los sensores adaptados a esta prueba según las características de

funcionamiento del motor-cohete son:

Sensor Función Celda de Carga Omegadyne. LC105-500 Medición Empuje

Transductor de Presión Omegadyne. PX409-1.0KG5V

Medición Presión Cámara de Combustión

Termocupla tipo K Medición Temperatura Cámara de

Combustión.

TABLA 6. SENSORES UTILIZADOS EN LA CARACTERIZACIÓN EXPERIMENTAL DEL MOTOR PUA L1-6S-2000N

8.1 ADAPTACIONES TÉCNICAS PARA LA MEDICIÓN DE LAS VARIABLES

Para la adquisición de los datos de funcionamiento del motor-cohete

(Fuerza de Empuje, Presión de Cámara de Combustión y Temperatura de

Combustión) es necesario efectuar procedimientos invasivos que permitan

introducir las sondas de medición al interior de la cámara de combustión

como lo es en el caso de la Presión y la Temperatura. Para ello se

~ 80 ~

introducirá una sonda de acero inoxidable de 1/8” que será la encargada

de transmitir el estado de presión de la cámara de combustión al

transductor ubicado en el exterior del conjunto. Adherida a la parte exterior

de la sonda se ubicará la termocupla tipo K que enviará la señal de

Temperatura del interior de la cámara al sistema de Adquisición de datos

DAQ.

La sonda y la termocupla atravesarán la tapa de inyectores ubicada en la

parte superior de la unidad de combustión como se muestra en la figura

17, allí los extremos de medición deberán llegar al centro de la cámara de

combustión para adquirir los datos.

Respecto al procedimiento de medición de fuerza de empuje, se dispondrá

el motor como se muestra en la figura 18, ya que por la naturaleza liquida

del oxidante y el combustible, propios del diseño del motor, es necesario

probarlo en posición vertical. De esta manera se debe ubicar en la parte

superior del montaje la celda de carga que registrará la evolución de la

fuerza de empuje en el tiempo, tal como lo indica el manual del banco de

prueba UCAND-1 [12].

FIGURA 17. DIAGRAMA ESQUEMATICO MEDICIÓN DE PRESION Y TEMPERATURA.

~ 81 ~

FIGURA 18. DIAGRAMA ESQUEMATICO DE MEDICION DE FUERZA DE EMPUJE

~ 82 ~

8.2 APLICACIÓN Y DISTRIBUCIÓN DE ROLES EN LA PRUEBA.

El diseño de la prueba deberá efectuarse bajo el estricto seguimiento de

los protocolos de seguridad y medición incluidos a continuación, ya que

de su rigurosa aplicación dependerá la integridad del personal de prueba

y la calidad en los datos obtenidos. Sus características están resumidas

en la tabla 2.

Características de la Prueba

Lugar Indumil

Duración 3-4 horas

Cantidad Personal 4

Nivel Riesgo Muy alto

Datos de medición Presión, Temperatura, Fuerza

Tipo motor Oxidante liquido/Combustible liquido

Acceso a Electricidad

sí

Zonas de seguridad Zona tipo prueba y zona tipo bunker

Medidas de seguridad

Ambulancia medicalizada, Bomberos, Escuadrón

antiexplosivos.

TABLA 7. CARACTERISTICAS DE LA PRUEBA DEL MOTOR-COHETE PUA L1-6S-2000N

8.2.1 ROLES DE TRABAJO:

Es relevante determinar el rol de las personas asistentes a la prueba

para tener claras sus intervenciones y el nivel de riesgo al que están

sometidas:

8.2.1.1 TÉCNICO EN MANEJO DE GASES INDUSTRIALES Y MEDICINALES:

Esta será la única persona autorizada para manipular y trasvasar

los elementos oxidantes y combustibles de la prueba y de la misión.

Su labor dentro del procedimiento será asesorar, vigilar y velar por

la seguridad de los integrantes de la prueba en cuanto al manejo de

sustancias comburentes y combustibles.

De igual manera es la única persona autorizada para efectuar el

procedimiento de tanqueo del motor-cohete PUA L1-6s-2000N. Este

~ 83 ~

procedimiento consistirá en introducir en los respectivos tanques el

Oxigeno Líquido que actúa como oxidante de la combustión, la

gasolina líquida que actúa como combustible y el nitrógeno gaseoso

que actúa como gas presurizante de la misma. Finalizada esa labor

su trabajo consistirá en velar constantemente por el correcto

mantenimiento de los elementos oxidantes y combustibles

sobrantes de la prueba, ya que pueden ser potencialmente

peligrosos al juntarse por accidente.

8.2.1.2 SUPERVISOR DE SEGURIDAD

Esta persona estará dedicada a llevar el control estricto de los

procedimientos y protocolos de prueba del motor-cohete PUA L1-

6s-2000N. Su función es leer en voz alta para el ejecutor del

experimento y los demás miembros de la prueba los procedimientos

secuenciales, especialmente diseñados en el protocolo para tal fin.

Deberá esperar hasta que el ejecutor de los procedimientos le

confirme de manera verbal la realización de cada tarea, para poner

en la casilla de verificación un visto bueno que certifique su

realización. En los momentos en que el protocolo lo indique, deberá

hacer el conteo del personal asistente a la prueba, y asegurarse de

su presencia en la denominada zona segura.de la prueba; De no

ser así podrá detener en cualquier momento el procedimiento para

asegurarse del cumplimiento de las normas de seguridad. También

podrá detener el procedimiento o pedir que se repita, si a su criterio

personal la ejecución de esa tarea no satisface el estándar mínimo

de seguridad. Deberá conocer previamente los procedimientos de

montaje, prueba y emergencia a ser realizados durante el

experimento.

8.2.1.3 EJECUTOR DE PROCEDIMIENTOS

Esta persona será la encargada de realizar todas las tareas leídas

en voz alta por el Supervisor de Seguridad. Una vez terminada

alguna tarea confirmará mediante alguna señal verbal que esa se

encuentra culminada. Estará obligada a retirarse a la denominada

~ 84 ~

zona segura cuando el Técnico en manejo de gases industriales y

medicinales este realizando el procedimiento de tanqueo, y

permanecerá allí hasta que él de el aval para proseguir con los

procedimientos.

Está en la obligación de cumplir con gran precisión las tareas leídas

por el Supervisor de Seguridad, y de repetirlas de ser necesario

según el criterio del mismo. Por ser quien se encuentre

manipulando los dispositivos de ignición, deberá portar en su cuello

la llave máster del sistema de ignición, asegurándose que mientras

esté realizando tareas de adecuación esta llave deberá estar

cerrada en todo momento.

9. APROXIMACIÓN METODOLÓGICA

Como aproximación metodológica del proyecto se utiliza un proceso sistemático e

iterativo, que busca generar un diseño de vehículo que minimice la presencia de

errores de cálculo, simulación y manufactura, así como también obtener un

producto lo más predecible posible en sus comportamientos aerodinámicos y

propulsivos [4,5].

El plan de acción metodológico generado para el desarrollo del proyecto, se

fundamenta en 3 pilares fundamentales definidos a continuación:

1. Diseño teórico:

Generación de los cálculos fundamentales de dimensionamiento

aerodinámico, resistencia estructural y propulsión.

2. Simulación computacional y validación del modelo:

Comprobación y validación en software especializado de los parámetros

de diseño anteriormente obtenidos, para la construcción de un modelo

funcional.

3. Manufactura y ensamble:

Elaboración, ensamble y puesta a punto de un vehículo tipo cohete,

autopropulsado y completamente funcional.

Siguiendo la línea metodológica mencionada, se elaboró en primera medida un

compendio de datos, leyes y algoritmos de diseño que contenían la totalidad del

~ 85 ~

sustento teórico en los campos de la propulsión, balística, y aerodinámica del

cohete y su unidad propulsora. Una vez finalizado este compendio de ecuaciones,

fue revisada en 3 iteraciones exhaustivas, las cuales permitieron refinar y ajustar

los cálculos para el diseño a ser construido.

Paso seguido, se ingresaron estos datos como variables de entrada en los

simuladores RockSim V9.0® y EngEdit 9® [6] para obtener los primeros indicios del

comportamiento del modelo. Este procedimiento se iteró en 2 oportunidades,

completando 2 ciclos de revisión y refinamiento, incluyendo en cada ciclo ajustes

de las variables intermedias de diseño, para lograr una relación optima entre el

vehículo y los objetivos propuestos en la misión.

Verificados el funcionamiento y el comportamiento teórico del motor se procedió

finalmente a generar los diseños de manufactura, ensamble y disposición de los

diferentes elementos que componen el cohete para ser evaluados posteriormente

por expertos en diferentes áreas, entre las que se encuentran termodinámica y

combustión, instrumentación y fluidos, manufactura, y seguridad industrial quienes

tras varias correcciones y sugerencias que en su momento fueron aplicadas al

modelo, dieron el aval para la construcción del vehículo.

De esta manera varios datos de diferente índole fueron obtenidos. Se clasificaron

tanto por el grupo al cual pertenecen (Propulsión, Balística y Aerodinámica), como

por la etapa del proceso de investigación en que son utilizados (Diseño preliminar,

Simulación y Prueba) tal como se muestra en la Tabla 8.

Grupo datos Datos diseño preliminar Datos de Simulación Datos de Prueba

Propulsión

Geometría Motor Geometría Motor Tiempos de quemado

Empuje Tiempos de quemado Empuje Vs Tiempo

Temperaturas Empuje Vs Tiempo Empuje

Presión de Diseño Material Presión de Diseño

Combustibles Caract. de reutilización Geometría Motor

Flujos y Fluidos Tiempos de ignición y retardo

Balística

Peso seco Geometría Cohete Altura apogeo y rango caída

Peso Neto Materiales de construcción Tiempo de Vuelo

Diámetro Fuselaje Comportamiento Estabilidad Aceleraciones

Longitud Fuselaje Masas Velocidades Max. e impacto

No. Aletas Centros de gravedad Comportamiento estabilidad

Velocidad Max. Estado Climático esperado Masas

~ 86 ~

Angulo despegue Altura apogeo y rango caída

Aerodinámica

Perfil Aero. Aletas Ubicación Centro presión Ubicación Centro presión

Geometría nariz Geometría Aletas Altura apogeo

Geometría Aletas Acabado superficial Velocidad Max.

Acabado superficial Altura apogeo Estabilidad vuelo

Velocidad Max. Velocidad Max.

Altura apogeo Estabilidad vuelo

TABLA 8. CLASIFICACIÓN DE DATOS OBTENIDOS EN EL PROCESO DE DISEÑO.

Con esta clasificación se hace más manejable la gran cantidad de información que

se obtiene a lo largo del proceso de investigación, ya que permite acceder o

modificar de manera inmediata cualquiera de las 3 grandes variables que

dictaminan el desempeño del vehículo: Propulsión, Balística y Aerodinámica

anteriormente mencionadas.

10. ETAPA DE PRE-PRUEBA EN BANCO

Una vez finalizado el procedimiento de manufactura, ensamble y puesta a punto

del cohete, se genera todo el procedimiento logístico para obtener los primeros

resultados de banco de pruebas del motor PUA L1 6s-2000N en los cuales se

determina su adaptabilidad al banco UCAND-1 [12], su proceso de tanqueo e

instalación de líneas de llenado bajo las normativas del protocolo de pruebas

incluido en este documento.

10.1 PROCEDIMIENTO DE LLENADO Y ALISTAMIENTO PRE-IGNICIÓN.

En la primera etapa de llenado correspondiente al combustible, se

efectúa el llenado del recipiente destinado para ello con 2 lt de gasolina

extra en un espacio diferente al del posterior llenado de oxigeno,

teniendo cuidado especial de no dejar residuos de gasolina en el

exterior de la camisa de pruebas o en zonas donde el oxigeno pueda

tener contacto. Una vez ingresado el combustible se procede al

presurizado del mismo, para ello se inyecta nitrógeno por el conducto

diseñado para ello, e inicialmente se burbujea dentro de la gasolina con

el tapón de desfogue abierto para desalojar el aire presente dentro del

tanque. Una vez burbujeado el nitrógeno por lapso de 2 minutos se

cierra el tapón de ventilación y se permite el aumento de presión al

interior del tanque de gasolina hasta los 180 Psi, momento en el cual

este procedimiento finaliza.

~ 87 ~

Una vez efectuado el llenado y presurización de gasolina se traslada el

motor al sitio de pruebas, donde es instalado en su posición definitiva.

Allí se efectúa el procedimiento de llenado de LOX según

procedimientos aprobados por Linde Colombia. Dentro de estos

procedimientos se encuentran el proceso de enfriamiento del sistema,

en el cual se inyecta oxigeno liquido al tanque dejando abierto el tapón

de desfogue para enfriar el sistema a lo mínimo posible y así poder

conservar el oxigeno liquido al interior del tanque un mayor tiempo.

Transcurrido este procedimiento de 5 minutos se procede a cerrar el

tapón de desfogue y a presurizar el sistema previa revisión del cierre

total de válvulas. En paralelo al enfriamiento del sistema se inserta el

dispositivo de ignición en el canal de salida de la tobera dejando el

sistema de ignición activado pero desarmado. Una vez culminado el

procedimiento de llenado del oxigeno liquido se arma el sistema de

ignición y el personal debe ser retirado al lugar designado como seguro.

Allí se efectúa el conteo regresivo. Al segundo 4 se enciende el ignitor y

al segundo 2 se abren las servo-válvulas de control de fluidos para

generar el arranque del motor utilizando el mismo mecanismo de

apertura por RF utilizado en la Misión Séneca I- Cohete Ainkaa I [2]

10.2 IGNITOR

La función del ignitor en el procedimiento de prueba es la de iniciar el

proceso de combustión al interior de la cámara del motor, su

temperatura de funcionamiento excede los 300°C aportando no solo

llama sino una cantidad de gas considerable para aumentar la presión

de estagnación de la cámara de combustión, acelerando el proceso de

encendido del motor. En la figura 19 se observa una imagen del ignitor

utilizado para iniciar la combustión en el motor PUA L1-6s 2000N.

FIGURA 19. IGNITOR DE KNSB CON GOTA DE IGNICIÓN Y DIRECCIONAMIENTO DE LLAMA.

Este ignitor está construido en su interior con combustible KNSB 65/35

como agente de llama y con pólvora gris [2,17] como gota de iniciación

conectada a un sistema de incandescencia por ferroníquel. Finalmente

en su parte superior (zona de salida de gases) se dispone un opérculo

de aluminio que se rompe al generarse la pequeña combustión al

interior del tubo receptáculo permitiendo la salida libre de gases y llama

~ 88 ~

hacia el interior de la cámara de combustión del motor cohete, como se

muestra en la figura 20.

FIGURA 20. ESQUEMA DEL IGNITOR UTILIZADO EN LA INICIACIÓN DEL MOTOR PUA L1 6S-2000N.

11. CONCLUSIONES

Se generó un procedimiento protocolario de ensamblaje debidamente registrado,

de todas las piezas que componen la misión Seneca II- Cohete Ainkaa II,

siguiendo un camino formal y sistemático que permita la reproducibilidad de sus

contenidos técnicos, de diseño y funcionales.

Se desarrollaron pruebas de “puesta a punto” y alistamiento de los diferentes

componentes del motor-cohete que pueden ser perfectamente estandarizadas

para posteriores ensayos de propulsión liquida, dejando así un precedente de

capacidad tecnológica en la industria nacional que permita desarrollar avances en

propulsión a chorro de mayor envergadura.

Esta misión de lanzamiento genera un tinglado, que soporta diseños ligados de

manera extensiva a la manufactura, y a la disponibilidad de materiales y

habilidades locales para la generación de tecnología aeroespacial nacional.

Se realiza un estudio organizado y categorizado de las distintas variables de

manufactura, que intervienen en el diseño y conformación de una misión de

cohetería experimental de combustible liquido. Dejando para un futuro un camino

llano y establecido para quien desee seguir aportando a la investigación en esta

área.

El diseño propuesto para el cumplimiento de esta misión de cohetería

experimental está basado en la coordinación de un clúster empresarial que gira en

torno al desarrollo de tecnologías aeroespaciales, y que pretende construir un

engranaje técnico y científico enfocado en producir manufactura de gran calidad.

~ 89 ~

Se efectuó un proceso de investigación sistemático e iterativo regido bajo el

esquema: 1. Diseño teórico, 2. Simulación y 3. Manufactura, buscando generar un

lanzamiento desde mayores alturas geográficas para aprovechar la disminución de

la densidad y la presión del aire, dados por el enrarecimiento natural de la

atmosfera bajo estas características. Esto con el fin de lograr mayor altitud de

apogeo, utilizando menos potencia propulsiva.

12. BIBLIOGRAFIA

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[17] Experimental Rocketry Site. Richard Nakka. 24 Diciembre de 2011. Ontario Canada. Recuperado el 15 de Julio de 2011 del URL: http://www.nakka-rocketry.net/

~ 91 ~

13. ANEXOS Planos

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Protocolo de pruebas (Se emiten algunas páginas por comodidad del

lector.)

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JOSE ALEJANDRO URREGO PEÑA

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