MISIÓN SÉNECA IV

Fecha de Inicio de Actividades: 21 de Enero de 2013

Fecha de Fin de Actividades: 26 de Julio de 2013

Fecha de Pruebas Estáticas: Por definir en Julio de 2013

Fecha de Lanzamiento: 24 y 25 de Julio de 2013

Hora de Lanzamiento: 12:00 m GMT-5

Lugar de Lanzamiento: Marandúa-Vichada Colombia

Integrantes de la Misión:

GRUPO LATEM-GEAA:

Departamento de Ingeniería Mecánica.

  • Director de Misión: Fabio Arturo Rojas Mora, Dr.Eng.Mec., Profesor Asociado Ingeniería Mecánica
  • Líder de Misión: Juan Sebastián Pinzón Pérez, Ing.Mec. (EST)

GRUPO MOOSAS-C3:

Departamento de Ingeniería de Sistemas y Computación.

  • Director de Misión: Ph.D. Ing.Sist Dario Ernesto Correal Torres, Profesor Asistente
  • Ingeniero Investigador M.Sc. Ing.Sist Gilberto Pedraza García, Dr (EST)
  • Ingeniero Investigador: Ing.Sist. Juan Sebastián Urrego Escobar, M.Sc (EST)
  • Ingeniero Investigador: Ing.Mec. Santiago Felipe Arteaga Martín, Ing.Sist (EST)
  • Ingeniero Investigador: Ing.Sist. Bernardo Jose Macias Lamprea, M.Sc (EST)
  • Ingeniero Investigador: Camilo Navas Agudelo, Ing. Sist (EST)

GRUPO DIEE-SATURN:

Departamento de Ingeniería Eléctrica y Electrónica

  • Director de Misión: Ph.D. Ing.Elec. Johann Faccelo Osma Cruz, Profesor Asistente
  • Ingeniero Investigador: Carmen Andrea Rozo Mendez, Ing.Elec (EST)
  • Ingeniero Investigador: Emmanuel Jose Ariza Ruiz, Ing.Elec (EST)

Antecedentes:

La razón de este proyecto de grado es darle continuidad a los trabajos ya realizados de cohetería amateur y experimental para la Misión Seneca IV de la Universidad de los Andes. Por esta razón se estudiara y se tomara como base el proyecto de grado “Diseño de un motor cohete de combustible líquido para vehículos amateur” desarrollado por Florian [6].

Objetivos Generales:

El objetivo de la misión Seneca IV es ensamblar y realizar pruebas estáticas de las variables presión, temperatura y empuje del motor SUA-I de combustible líquido con el fin de poder analizar su desempeño y realizar un posible lanzamiento. Resumiendo los objetivos de la misión son:

  1. Ensamblaje final y puesta a punto del motor SUA I orientado a pruebas estáticas en banco de pruebas.
  2. Realizar ensayos estáticos del motor SUA I para determinar con precisión su desempeño por primera vez. Se utilizarán protocolos de ensayo y seguridad previamente establecidos y certificados.
  3. Construcción, ensamblaje, puesta a punto y embalaje para transporte al sitio de lanzamiento, del vehículo AINKAA IV y su torre de servicio. El vehículo ya se encuentra diseñado faltando solamente su construcción y puesta a punto para lanzamiento. La torre de servicio se encuentra en proceso de construcción y se pondrá a punto paralelamente durante la realización de este proyecto.
  4. Posible realización de una misión de lanzamiento, la Misión Séneca IV, para determinación del desempeño del cohete AINKAA IV por primera vez. Incluye instrumentación científica de diferentes variables en vuelo, incluyendo telemetría y recuperación. El procedimiento de lanzamiento se regirá por protocolos de lanzamiento y seguridad ya establecidos y certificados. La realización de la misión se encuentra supeditada al desempeño exitoso del motor SUA I en sus pruebas de desempeño estático y las autorizaciones correspondientes de la Fuerza Aérea Colombiana.

Desarrollo del Proyecto:

Objetivos para el Lanzamiento

La Misión Séneca IV es la continuación a varios trabajos previos en el área de cohetería amateur y experimental en Uniandes. Pretende medir en vuelo el comportamiento tanto mecánico como aerodinámico y balístico del Vehículo AINKAA IV y su motor SUA-I este último ya construido para el Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA, que utiliza combustible y oxidante líquido a temperatura atmosférica.

Diseño y Simulaciones

Para la realización de la simulación computacional del motor-cohete SUA I diseñado en este proyecto, fue utilizado el software especializado en cohetería Rocksim v9.0 de la compañía Apogee Rockets® [18]. En Rocksim se introdujeron los parámetros que definen al motor cohete como geometrías, materiales, condiciones de lanzamiento, entre otros con el fin de realizar el análisis dinámico que permite observar el posible comportamiento y estabilidad del cohete.

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Imagen 1. Ensamblaje final del motor y el fuselaje en RockSim.

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Imagen 2. Resultados de medición simulados en un punto cercano al apogeo del cohete.

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Imagen 3. Introducción de la curva teórica del empuje del motor cohete SUA-I.

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Imagen 4. Curva teórica de vaciado de propelentes.

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Imagen 5. Estimado del cambio de la posición del centro de masa del cohete conforme al consumo de combustible.

Construcción y Ensamblado

A continuación se puede apreciar algunas de las piezas más relevantes del motor cohete SUA-I.

Tanques de combustible y reservorio de presión

El tanque de oxidante del motor cohete y el reservorio de presión fueron manufacturados mediante torneado a partir de barra perforada de 4 pulgadas de diámetro exterior de aluminio 7075 T6. Para completar los tanques se maquinaron las tapas a partir de discos del mismo material, las cuales fueron unidas al cilindro principal mediante el respectivo proceso de soldadura.

El tanque para la gasolina, siguiendo las indicaciones presentadas en [14,21] como parte del diseño del SS67B-1, fue generado a partir de 6 metros de tubería de aluminio de 1/2”de diámetro exterior, la cual fue doblada en forma de espiral, de tal forma que pudiera acoplarse alrededor del tanque de oxidante.

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Imagen 6. Tanques de combustibles (izq) y reservorio de presión (der).

Mamparo

El mamparo del cohete tiene las cavidades necesarias para el sellado de la cámara de combustión y orificios para el paso de los inyectores de combustibles y oxidantes. El mamparo fue generado mediante procesos de torneado y taladrado a partir de un disco de aluminio 7075 T6 de 6,5” de diámetro exterior. Para permitir el correcto selle con la cámara de combustión y evitar el escape de gases provenientes de ella, se realizó la instalación de un O-ring en una cavidad maquinada dentro del mamparo para tal fin.

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Imagen 7. Mamparo manufacturada.

Sistema de inyección

El sistema de inyección básicamente estaba constituido por las boquillas de inyección de modelo 1/8HH-1 para el combustible y 1/8HH-2 para el oxidante, los acoples para su conexión se realizaron por medio de niples.

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Imagen 8. Sistema de inyección.

Cámara de combustión y tobera

La cámara de combustión fue mecanizada mediante torneado a partir de un tubo de acero SAE 1020 con diámetro exterior 3,5” y 165 mm de longitud. Para las tapas se utilizaron discos del mismo material de diámetros exteriores 4,75” y 3,5” y 1/4” de espesor. Para conformar la cámara se maquinó por aparte el cilindro principal y las tapas, y fueron unidos mediante el respectivo proceso de soldadura. Posterior a ello se realizó el mecanizado del cordón de soldadura y el pulido y brillado de las superficies exteriores. La tobera se obtuvo también por mecanizado en el torno a partir de una barra de acero SAE 1020, de 1-1/8” de diámetro exterior y 60 mm de longitud. Ambas piezas fueron acopladas posteriormente mediante rosca 3/4”NPT.

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Imagen 9. Cámara de combustión y tobera.

Sistema de ignición

El sistema construido para la ignición básicamente consta de un cartucho de ignición cilíndrico de bronce en donde es cargada una pequeña cantidad de mezcla de nitrato de potasio y azúcar, montado mediante tornillos sobre una pequeña base en acero SAE1020. Este conjunto es recubierto por un escudo de acero galvanizado con el objetivo de proteger la cámara de combustión de la ignición inicial generada por la quema del combustible sólido.

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Imagen 10. Cartucho de ignición.

Motor Ensamblado

Conociendo las piezas fundamentales del motor SUA-I se muestra a continuación el ensamble total de este.

Imagen 11. Motor SUA-I ensamblado.

Diseño y Arte de Camisa y Fuselaje de Motor SUA-I

La siguiente información y descripción del arte de la camisa y fuselaje del motor SUA-I fue realizada por el estudiante de diseño de la Universidad de los Andes David Noriega que conjunto la profesora Monica Rodriguez hicieron parte de PUA y colaboraron para la obtención de los siguientes resultados.

El diseño del cohete fue inspirado en las gráficas de las tablas de snow boarding, con el fin de quitarle el lenguaje bélico que el cohete podría llegar a tener por su forma. El color naranja contrastado con el negro, permiten visualizar la trazabilidad del cohete en el aire. El logo de las misiones fue trabajado en una tipografía en palo seco, lo que le daba un aspecto moderno al nombre de las misiones. Los logos fueron separados en tres partes del cohete, dándole así la jerarquía según los diferentes grupos de investigación de la universidad. En la parte superior se encuentran los logos de PUA, Saturn y C3. En la parte central se encuentra el logo de la universidad y el logo de la misión o el nombre del motor. Y en la parte inferior se da un espacio para que se coloquen los logos de los diferentes patrocinadores y el logo de la universidad. Finalmente en una de las aletas se coloca nuevamente el nombre de la misión. El proceso de fabricación de la camisa para el motor SUA-I se puede apreciar en las siguientes imagenes.

Imagen 12. Arte Camisa y Fuselaje Motor SUA-I.

Pruebas Estáticas de Motor SUA-I

Como se sabe uno de los objetivos de esta misión es realizar pruebas estáticas al motor SUA-I con el objetivo de caracterizarlo y definir si es viable o no un posible lanzamiento del cohete AINKAA IV. Para la caracterización del motor SUA-I se medirán 3 variables que son empuje, temperatura y presión. Es por esto que es necesario utilizar el banco de pruebas UCAND-1 el cual fue desarrollado por Prada [26] para poder obtener las mediciones deseables de las tres variables y donde se carga de combustible y oxidante para su encendido como se puede ver en la siguiente imagen.

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Imagen 13. Banco de pruebas para el Motor SUA-I.

En este banco de pruebas se fijara el motor y se encenderá permitiendo que el motor no tenga movimiento pero se tenga la posibilidad de medir el empuje, temperatura y presión generadas por este al estar en funcionamiento. Para poder medir estas tres variables se utilizara la debida instrumentación, por ejemplo para medir el empuje del motor se utiliza una celda de carga la cual tiene un rango de 0 a 250 lbs y es ubicada en la parte posterior del banco de pruebas, para medir la temperatura se utilizan termopares tipo K las cuales son ubicadas en la cámara de combustión del motor y por ultimo para medir la presión se utiliza un transductor de presión de 0 a 100 psi el cual se ubica igualmente en la cámara de combustión. Esta instrumentación se puede apreciar en la siguiente imagen.

Imagen 13. Instrumentación para pruebas del Motor SUA-I.

Estas pruebas estáticas del motor SUA-I se realizaran en Julio de 2013 en las instalaciones de la base aérea de Madrid (Cundinamarca) de la Fuerza Aérea de Colombia, debido a que el encendido de este motor debe estar bajo la vigilancia de alguna autoridad Colombiana.

Registro Audiovisual:

Mantenimiento motor SUA-I

Mantenimiento 2 motor SUA-I

Proceso de Ensamble motor SUA-I

Resultados y Conclusiones:

:!: En Desarrollo

Referencias:

[1] Aljure, A. (2007). Construction of a model liquid fueled rocket engine. Proyecto de grado, Universidad de los Andes, Departamento de Ingeniería Mecánica, Bogotá, Colombia.

[2] Bautista, J. (s.f.). Comisión Colombiana de Cohetería y Astronautica C3 . Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de http://coheteriacolombiana.blogspot.com/

[3] Caisso, P. S. (2009). A liquid propulsion panorama. Acta Astronautica. (65), 1723-1737. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de Science Direct.

[4] Dorádo, J. (2007). The first Spanish space programme 1968-1974. Acta Astronautica, (61),1-14. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de Science Direct.

[5] Duque, C. (2002). Modelo y caracterización del pátron de flujo de una sistema propulsivo,(pequeño motor cohete). Tesis Posgrado, Universidad de los Andes, Departamento de Ingeniería Mecánica, Bogotá, Colombia.

[6] Florian, A. (2011). Diseño de un motor cohete de combustible líquido para vehículos amateur. Proyecto de Grado, Universidad de los Andes, Departamento de Ingeniería Mecánica, Bogotá, Colombia.

[7] Garzón, A. (2002). Análisis y diseño de la cámara de combustión de un pequeño. Tesis Maestria, Universidad de los Andes, Departamento de Ingeniería Mecánica, Bogotá, Colombia.

[8] Gwang. R. C., P. J. (2008). The Korean sounding Rocket program. Acta Astronautica. (62), 1-9. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de Science Direct.

[9] Hartwig. E., Z. S. (2006). Liquid Rocket engine test facility engineering challenges. Acta Astronautica, (59), 1123-1134. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de Science Direct.

[10] Noda. K, E. M. (1999). H-IIA Rocket Program, Acta Astronautica, (45).639-645. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de Science Direct.

[11] ROCKETLAB. (s.f.). How to Design, Build and Test Small Liquid-Fuel Rocket Engines. Recuperado el 6 de Noviembre de 2012, de http://www.cientificosaficionados.com/libros/cohetes.pdf

[12] Seung-H. H., K. H. (2007). Overview of scientific payloads onboard the KSR-III rocket. Acta Astronautica. (60), 1-9. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de Science Direct.

[13] Sutton, G. &. (2001). Rocket Propulsion Elements (Seven Edition ed.). John Wiley & Sons.

[14]Systeme Solaire. (1997). The SS67B-1 Detailed Drawings. U.S.A: Systeme Solaire.

[15] Universidad de los Andes. (2010). Proyecto Uniandino Aeroespacial PUA. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de https://pua.uniandes.edu.co

[16] Urrego, J. (2012). Primera misión colombiana de cohetería experimental con propulsión liquida y alcance estratosférico. Tesis Maestria, Universidad de los Andes, Departamento de Ingeniería Mecánica,Proyecto PUA, Bogotá, Colombia.

[17] UKRocketMan. (1995-2008). UKRocketMan. Recuperado el 27 de Enero de 2013, de http://www.ukrocketman.com/index.shtml

[18] RockSim V9.0®. (s.f.). Simulador de cohetes amateur, fabricado por la empresa Apogee Rockets. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de http://www.apogeerockets.com/rocksim.asp

[19] Huang, H. &. (s.f.). SPL Library. Recuperado el 7 de Noviembre de 2012, de NASA SP-125: “The Design of Liquid Propellant Rockets” : http://spl.ch/

[20] Jimenez, A. (2003). Diseño y simulación de un cohete con carburante sólido. Proyecto de Grado, Universidad de los Andes, Departamento de Ingeniería Mecánica, Bogotá, Colombia.

[21] Systeme Solaire. (2000). The SS67B-1 Construction Procedures. Canada: Systeme Solaire.

[22] Urrego, J. (2009). Misión Seneca, Lanzamiento del Cohete AINKAA-1. Proyecto de Grado, Universidad de los Andes, Departamento de Ingenieria Mecánica, Bogotá, Colombia.

[23] Ejercitos. (2012). Proyectos incoclusos de de la aeronáutica alemana de la S.G.M. Recuperado el 18 de Marzo de 2013 de: http://www.ejercitos.org/viewtopic.php?f=20&t=649&start=120

[24] Richard Nakka's Experimental Rocketry Web Site. Pagina web disponible en: http://www.nakka-rocketry.net/index.html

[25] Ishii, N. (2008). Cohetes de agua manual del educador. Recuperado el día 2 de Febrero de 2013 de: http://es.scribd.com/doc/26677302/12/Varias-formas-de-propulsion-para-cohetes

[26] Prada, A.(2011). Implementación de un banco de ensayos para motores cohete amateur. Proyecto de pregrado, Departamento de Ingeniería Mecánica, Proyecto PUA. Universidad de los Andes, Bogotá, Colombia.

[27] Longas, L., Pinzón, J., Ariza, E., Mendez, A., Arteaga, S.(2013).Informe banco de pruebas y sistema de adquisicón de datos. Documento PUA, Departamento de Ingeniería Mecánica, Proyecto PUA. Universidad de los Andes, Bogtá, Colombia.

[28] Longas, L., Pinzón, J., Ojeda, O., Urrego, A.(2013).Informe de fabricación y pruebas de ignitores. Documento PUA, Departamento de Ingeniería Mecánica, Proyecto PUA. Universidad de los Andes, Bogtá, Colombia.

[29] Duque, M.(2011). Construcción y lanzamiento de un cohete de dos etapas con alcance sub-estratosferico, Misión Seneca III. Proyecto de Grado, Departamento de Ingeniería Mecánica. Universidad de los Andes, Bogotá, Colombia.

[30] Messer. Dioxido de carbono aplicaciones tecnicas.Recuperado el 5 de Junio de 2013, de http://www.messer.es/Productos_y_suministro/Gases/fichas_gases/FT_Dioxido_de_carbono_ aplicaciones_tecnicas.pdf

[31] Pinzón, J. (2013). Presentación Rueda de Prensa: Presentación Rueda de Prensa: diapositivas_mision_seneca_iv.pdf

Patrocinadores:

Esta es una lista de las organizaciones y empresas que han ayudado y hecho posible la realización de esta misión:

  • Fuerza Aérea Colombiana.

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  • Comisión Colombiana del Espacio.

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  • Famecon. Ingeniería y Proyectos.

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  • Fundación Natibo.

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  • British Telecom Colombia.

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misiones/mision4.txt · Última modificación: 2013/07/03 17:36 por farojas
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