ensamble y prueba de una motor cohete de combustible

Proyecto Uniandino Aeroespacial, PUA Informe Final

Juan Sebastián Pinzón Pérez Página 1

ENSAMBLE Y PRUEBA DE UNA MOTOR COHETE 1

DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO, EL SUA-I 2

3

4

5

6

7

8

9

AUTOR: 10

Juan Sebastián Pinzón Pérez 11

[email protected] 12

200722748 13

14

15

16

17

18

19

20

ASESOR: 21

Fabio A. Rojas M., Dr.Eng.Mec. 22

[email protected] 23

24

25

26

27

28

Proyecto de grado para optar el título de ingeniero mecánico 29

30

31

32

33

34

35

36

UNIVERSIDAD DE LOS ANDES 37

FACULTAD DE INGENIERÍA 38

DEPARTAMENTO DE INGENIERÍA MECÁNICA 39

BOGOTÁ D.C-COLOMBIA 40

JUNIO 2013 41

mailto:[email protected]

mailto:[email protected]



Tabla de contenidos 42

43

1. Lista de figuras .................................................................................................................... 4 44

2. Lista de Tablas .................................................................................................................... 6 45

3. Lista de Gráficas ................................................................................................................. 7 46

4. Simbología y unidades ...................................................................................................... 8 47

5. Introducción ......................................................................................................................... 9 48

6. Antecedentes .................................................................................................................... 11 49

7. Objetivos ............................................................................................................................ 13 50

7.1. General ........................................................................................................................... 13 51

7.2. Específicos .................................................................................................................... 13 52

8. Marco Teórico ................................................................................................................... 14 53

8.1. Principios básicos del motor cohete .......................................................................... 14 54

8.2. Tipos de motor cohete ................................................................................................. 15 55

8.2.1. Propulsión química ................................................................................................... 15 56

8.2.2. Propulsión no química ............................................................................................. 17 57

8.3. Funcionamiento del Motor SUA-I ............................................................................... 17 58

8.4. Cohetería amateur en Colombia y comercial ........................................................... 19 59

9. Parámetros de diseño ...................................................................................................... 21 60

9.1. Presión cámara de combustión y tobera .................................................................. 22 61

9.2. Temperatura cámara de combustión y tobera ......................................................... 24 62

9.3. Volúmenes y tasas de flujo ......................................................................................... 24 63

9.3.1. Inyectores .................................................................................................................. 25 64

9.3.2. Reservorio de presión .............................................................................................. 27 65

9.4. Empuje ........................................................................................................................... 29 66

9.5. Esfuerzo y materiales .................................................................................................. 31 67

10. Mantenimiento motor cohete SUA-I........................................................................... 33 68

10.1. Desensamble e inventario del motor SUA-I ......................................................... 33 69

10.2. Mantenimiento a los sistemas de inyección ......................................................... 44 70

10.3. Modificación y fabricación de piezas del motor SUA-I ....................................... 49 71

10.3.1. Modificación de mamparo ................................................................................... 49 72

10.3.2. Modificación y fabricación de tapas soporte .................................................... 51 73



10.3.3. Fabricación huecos de acople camisa y puente .............................................. 56 74

10.3.4. Fabricación de Camisa ........................................................................................ 57 75

10.4. Calibración válvula de alivio .................................................................................... 60 76

11. Ensamble motor cohete SUA-I ................................................................................... 61 77

12. Preparación para pruebas estáticas motor cohete SUA-I ...................................... 65 78

12.1. Sistema de instrumentación, conexiones eléctricas y programa de adquisición 79

de datos [27] .............................................................................................................................. 65 80

12.1.1. Instrumentación .................................................................................................... 65 81

12.1.2. Bornera ................................................................................................................... 66 82

12.1.3. Armario ................................................................................................................... 69 83

12.1.4. Programa para la adquisición de datos............................................................. 73 84

12.2. Sistema de ignición [28] .......................................................................................... 76 85

12.2.1. Fabricación de ignitores ...................................................................................... 77 86

12.2.2. Ensamble de ignitores ......................................................................................... 80 87

12.2.3. Pruebas de ignitores ............................................................................................ 82 88

12.2.3.1. Prueba ignitor #1 .................................................................................................. 83 89

12.2.3.2. Prueba ignitor #2 .................................................................................................. 84 90

12.2.3.3. Prueba ignitor #3 .................................................................................................. 86 91

12.2.3.4. Prueba ignitor #4 .................................................................................................. 88 92

12.3. Sistema de presurización ........................................................................................ 89 93

12.3.1. Pruebas de estanqueidad ................................................................................... 89 94

12.3.2. Pruebas con hielo seco ....................................................................................... 91 95

12.4. Sistema de Seguridad.............................................................................................. 93 96

12.4.1. Protocolos de seguridad en ejecución de prueba ........................................... 93 97

12.4.2. Protocolos de verificación de ensamble y movimiento de herramientas. .... 94 98

12.4.3. Sistema de seguridad de ignición ...................................................................... 94 99

13. Prueba estática motor cohete SUA-I ......................................................................... 99 100

13.1. Procedimiento ........................................................................................................... 99 101

14. Costos finales .............................................................................................................. 103 102

15. Conclusiones ............................................................................................................... 104 103

16. Bibliografía ................................................................................................................... 105 104

Anexo A .................................................................................................................................... 108 105

Anexo B .................................................................................................................................... 109 106



Anexo C ................................................................................................................................... 111 107

Anexo D ................................................................................................................................... 119 108

Anexo E .................................................................................................................................... 124 109

Anexo F .................................................................................................................................... 131 110

Anexo G ................................................................................................................................... 132 111

112

1. Lista de figuras 113

Figura 1. Elementos fundamentales que componen un motor cohete [23]..................... 14 114

Figura 2. Configuración de motor cohete de combustible sólido [25]. ............................. 16 115

Figura 3. Configuración de motor cohete de combustible líquido [25]. ............................ 16 116

Figura 4. Relación geométrica de la cámara de combustión y tobera. ............................ 22 117

Figura 5. Ficha técnica de las boquillas de inyección. ....................................................... 25 118

Figura 6. Herramientas de trabajo utilizadas para la eliminación de corrosión. ............. 46 119

Figura 7. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector gasolina. ............................ 46 120

Figura 8. Mantenimiento realizado a la pieza inyector de gasolina. ............................... 47 121

Figura 9. Mantenimiento realizado a la pieza conector macho-hembra. ......................... 47 122

Figura 10. Mantenimiento realizado a la pieza niples largos 1/8’’. ................................... 47 123

Figura 11. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector peróxido de hidrogeno. . 48 124

Figura 12. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector peróxido de hidrogeno. .. 48 125

Figura 13. Pieza mamparo sin modificación. ....................................................................... 49 126

Figura 14. Pieza mamparo modificada con orificios para la termocupla y el transductor 127

de presión. ................................................................................................................................. 50 128

Figura 15. Mamparo sin orificios de instrumentación. ........................................................ 50 129

Figura 16. Mamparo con orificios de instrumentación. ....................................................... 50 130

Figura 17. Tanque de peróxido de hidrogeno con tapa soporte de madera. .................. 51 131

Figura 18. Tapa soporte 1. ...................................................................................................... 52 132

Figura 19. Tapa soporte 2. ...................................................................................................... 52 133

Figura 20. Tapa soporte 1 manufacturada. .......................................................................... 53 134

Figura 21. Tapa soporte 2 manufacturada. .......................................................................... 53 135

Figura 22. Trabajo de soldadura de tapa en reservorio de presión. ................................ 54 136

Figura 23. Vista completa del reservorio de presión con la tapa soldada en parte 137

superior. ..................................................................................................................................... 54 138

Figura 24. Trabajo de soldadura de tapa en tanque de peróxido de hidrogeno. ........... 55 139

Figura 25. Vista completa del tanque de peróxido de hidrogeno con la tapa soldada. . 55 140

Figura 26. Motor Sua-I con puente de unión entre tanques. ............................................. 56 141

Figura 27. Tapas de soporte con sus respectivos huecos roscados. ............................. 57 142

Figura 28. CAD de la camisa del motor para pruebas estáticas. ..................................... 57 143

Figura 29. Orificios para el acople de la camisa al motor SUA-I, suministro de gasolina 144

y manejo de instrumentación. ................................................................................................. 58 145



Figura 30. Motor cohete SUA-I centrado a su respectiva camisa. ................................... 58 146

Figura 31. Acople de camisa al motor cohete SUA-I. ......................................................... 58 147

Figura 32. Arte seleccionado para camisa y fuselaje del motor cohete SUA-I ............... 59 148

Figura 33. Trabajos finales y puesta a punto de la camisa motor cohete SUA-I. .......... 60 149

Figura 34. Conexiones hidráulicas para el paso y control de CO2. ................................. 61 150

Figura 35. Conexiones hidráulicas para el paso y control de CO2 hacia la línea de 151

combustible. .............................................................................................................................. 62 152

Figura 36. Ensamble de niples y manifold de los tanques al mamparo. ......................... 62 153

Figura 37. Conexiones para el transductor de presión al mamparo. ............................... 63 154

Figura 38. Ensamble de inyectores de oxidante y gasolina. ............................................. 63 155

Figura 39. Conexiones de accesorios en la parte superior del reservorio de presión. . 64 156

Figura 40. Ensamble final del motor SUA-I sin cámara de combustión. ......................... 64 157

Figura 41. Bornera antigua [27]. ............................................................................................ 66 158

Figura 42. Bornera modificada [27]. ...................................................................................... 67 159

Figura 43. Conexiones de la instrumentación a la bornera [27]. ...................................... 68 160

Figura 44. Armario de banco de pruebas [27]. .................................................................... 69 161

Figura 45. Conexiones de las tarjetas de adquisición de datos dentro del armario [27].162

..................................................................................................................................................... 70 163

Figura 46. Puente entre ambas terminales negativas de las fuentes [27]. .................... 71 164

Figura 47. Multitoma que permite energizar el sistema de adquisición de datos dentro 165

del armario [27]. ........................................................................................................................ 72 166

Figura 48. Montaje con fuente para energizar la instrumentación [27]. ........................... 72 167

Figura 49. Computador para adquisición de datos perteneciente al armario del banco 168

de pruebas [27]. ........................................................................................................................ 73 169

Figura 50. Diagrama en LabVIEW preliminar sin sistema de transmisión de datos [27].170

..................................................................................................................................................... 73 171

Figura 51. Programa en LabVIEW con sistema de transmisión de datos [27]. .............. 74 172

Figura 52. Interfaz para la verificación de la adquisición de datos [27]. .......................... 76 173

Figura 53. Modo de obtención del filamento [28]. .............................................................. 77 174

Figura 54. Modo de conectar el filamento y los cables de protoboard [28]. .................... 78 175

Figura 55. Aseguramiento del sistema [28]. ......................................................................... 78 176

Figura 56. Carga pirotécnica de iniciación [28]. .................................................................. 78 177

Figura 57. Combustible en el interior del rollo de cartón [28]. ........................................... 79 178

Figura 58. Base del ignitor con yeso roca grado 5 [28]. ..................................................... 80 179

Figura 59. Esquema del ensamble del ignitor y fotografía del ensamble [28]. ............... 81 180

Figura 60. Ignitor con cinta asegurando el papel aluminio y los cables de protoboard 181

[28]. ............................................................................................................................................. 81 182

Figura 61. Esquema final del ensamble del ignitor [28]. .................................................... 82 183

Figura 62. Montaje para caracterización de ignitores [28]. ................................................ 83 184

Figura 63. Esquema de ubicación de termopares en el ignitor #1 [28]. .......................... 83 185

Figura 64. Prueba de ignitor #1 [28]. ..................................................................................... 84 186

Figura 65. Esquema de ubicación de termopares en el ignitor #2 [28]. .......................... 85 187






Figura 69. Pruebas de estanqueidad. ................................................................................... 90 191

Figura 70. Soldadura aplicada al reservorio de presión por aparición de poro. ............. 91 192

Figura 71. Temporizador y switch de llave. .......................................................................... 95 193

Figura 72. Modificación realizada al temporizador.............................................................. 95 194

Figura 73. Montaje de experimentación. .............................................................................. 96 195

Figura 74. Esquema de zonas de seguridad para prueba de motor SUA-I. ................. 100 196

Figura 75. Plano con modificaciones realizadas al mamparo. ........................................ 108 197

Figura 76. Plano de tapa soporte 1. .................................................................................... 109 198

Figura 77. Plano tapa soporte 2. .......................................................................................... 110 199

Figura 78. Plano camisa motor SUA-I. ................................................................................ 131 200

2. Lista de Tablas 201

Tabla 1. Cohetes desarrollados a nivel comercial con sus características de diseño y 202

de desempeño [24]. ................................................................................................................. 20 203

Tabla 2. Dimensiones de tobera motor SUA-I. .................................................................... 22 204

Tabla 3. Áreas transversales de tobera motor SUA-I. ........................................................ 22 205

Tabla 4. Volúmenes de trabajo. ............................................................................................. 24 206

Tabla 5. Flujos de las boquillas de inyección respecto a presiones. ............................... 25 207

Tabla 6. Tasa de flujo del propelente y comportamiento de presión. .............................. 27 208

Tabla 7. Obtención de flujo másico y relación O/C. ............................................................ 29 209

Tabla 8. Empuje generado por el flujo másico total. .......................................................... 30 210

Tabla 9. Inventario subgrupo reservorio de presión. .......................................................... 35 211

Tabla 10. Inventario subgrupo sistema hidráulico de CO2. ............................................... 37 212

Tabla 11. Inventario subgrupo tanque de oxidante y combustible. .................................. 39 213

Tabla 12. Inventario subgrupo sistema inyección combustible. ........................................ 41 214

Tabla 13. Inventario subgrupo sistema inyección oxidante. .............................................. 42 215

Tabla 14. Inventario subgrupo sistema cámara de combustión y tobera. ....................... 44 216

Tabla 15. Especificaciones de instrumentación a utilizar para la obtención de datos. . 66 217

Tabla 16. Conexión de los instrumentos a la bornera [27]. ............................................... 68 218

Tabla 17. Indicación de conexión de instrumentación para la obtención de datos [27].70 219

Tabla 18. Proceso de fabricación de combustible tipo Candy [29]. ................................. 79 220

Tabla 19. Resultados de prueba ignitor #1 [28]. .................................................................. 84 221




Tabla 23. Características físicas de CO2 [30]. .................................................................... 93 225

Tabla 24.Mediciones realizadas al temporizador después de modificado. ..................... 97 226

Tabla 25. Costos finales de proyecto. ................................................................................. 103 227

Tabla 26. Inventario de entrega del motor SUA-I. ............................................................. 132 228



229

3. Lista de Gráficas 230

Gráfica 1. Comportamiento de flujo respecto a la presión boquilla HH-1/8-1. ................ 26 231

Gráfica 2. Comportamiento de flujo respecto a la presión boquilla HH-1/8-2. ................ 26 232

Gráfica 3. Comportamiento del reservorio de presión respecto al tiempo. ..................... 28 233

Gráfica 4. Comportamiento de empuje respecto al tiempo. .............................................. 30 234

Gráfica 5. Comportamiento de temperatura durante la prueba del ignitor #2 [28]......... 85 235



Gráfica 8. Curva de calibración para hielo seco. ......................................................................... 92 238

239

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245

246

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248

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250

251

252

253

254

255

256

257



4. Simbología y unidades 258

259

[

]

diente de temperatura [K] 260

261

262



5. Introducción 263

264

Los vehículos aeroespaciales son vehículos construidos para cruzar la frontera 265

espacial y transportar cargas útiles que sirvan para el estudio del 266

comportamiento de estas bajo las condiciones encontradas en el espacio 267

exterior. Igualmente el desarrollo de diferentes modelos de vehículos 268

aeroespaciales ha ayudado el estudio y mejoramiento de diseños y 269

mecanismos de propulsión. 270

Se sabe que el conocimiento y desarrollo de tecnología aeroespacial en 271

Colombia es mínima por lo que existe una motivación para la creación del 272

Proyecto Uniandino Aeroespacial (PUA) con el fin de construir cohetes a escala 273

que sirvan para la investigación y estudio de nuevas tecnologías de 274

construcción, ensamble de motores y combustibles para este tipo de vehículos. 275

A partir de esto se busca el objetivo de crear una base de conocimientos que 276

ayuden al desarrollo de este tema a nivel nacional. 277

La razón de este proyecto de grado es darle continuidad a los trabajos ya 278

realizados de cohetería amateur y experimental para la Misión Seneca IV de la 279

Universidad de los Andes. Por esta razón se estudiara y se tomara como base 280

el proyecto de grado “Diseño de un motor cohete de combustible líquido para 281

vehículos amateur” desarrollado por Florian, en el cual se diseñó y se 282

manufacturo un motor cohete aplicando ingeniería inversa teniendo como 283

referencia un motor cohete comercial [6] [14]. De igual manera se tendrá en 284

cuenta el proyecto “Construction of a model liquid fueled rocket engine” 285

desarrollado por Aljure, donde se desarrolló la construcción de un motor cohete 286

de combustible líquido comprobando que en Colombia se pueden conseguir los 287

materiales necesarios para al desarrollo de este tipo de proyectos [1]. 288

Al estudiar los alcances de estos dos proyectos desarrollados y mencionados 289

anteriormente se observó que se logró el objetivo de manufacturar y ensamblar 290

el motor cohete pero en ninguno de los dos casos se midió de forma 291

experimental el desempeño de estos motores. En el caso del proyecto de 292



Florian a partir de la realización de simulaciones se concluyó que se pueden 293

hacer algunas modificaciones en los elementos del motor con el objetivo de 294

aumentar la eficiencia de desempeño. Por esta razón este proyecto de grado 295

se enfocara especialmente en el motor el cual ya se encuentra construido para 296

PUA y su funcionamiento es por medio de la utilización de combustible y 297

oxidante líquidos a temperatura atmosférica. A partir de lo mencionado se 298

busca realizar los arreglos pertinentes al motor SUA I como analizar el tipo de 299

gasolina que sea más conveniente para su funcionamiento, de igual forma 300

aspectos de diseño de los elementos que componen el motor como los 301

inyectores y la tobera utilizados ya que estas modificaciones mejorarían la 302

combustión aumentando así el empuje y propulsión que generaría el motor en 303

el cohete y obtenidas en las simulaciones realizadas en proyectos anteriores 304

[11]. Para realizar las modificaciones y los arreglos necesarios se utilizaran los 305

diferentes laboratorios del departamento de ingeniería mecánica de la 306

Universidad de los Andes ya que en estos laboratorios se cuenta con las 307

herramientas necesarias para realizar dichos ajustes. 308

Al realizar los arreglos pertinentes se busca hacer un ensamble final y poner a 309

punto el motor cohete con el propósito de realizar pruebas experimentales 310

donde se midan diferentes variables como empuje vs tiempo [5], presión en la 311

cámara de combustión [7], tiempo de quemado [13] y temperatura de salida de 312

gases [5]. Estas pruebas servirán para el estudio del comportamiento mecánico 313

del motor, donde ayudaran en próximos trabajos a la Misión Seneca IV para un 314

posible lanzamiento del vehículo aeroespacial AINKAA IV con el objetivo de 315

analizar, estudiar y medir en vuelo el comportamiento aerodinámico y balístico 316

del vehículo. Por último el desarrollo de este proyecto podría abarcarse y 317

culminarlo en el transcurso de un semestre académico (6 meses), de acuerdo a 318

lo establecido en el cronograma de este mismo. 319

320

321



6. Antecedentes 322

323

En las últimas décadas se han presentado distintos desarrollos en tecnología 324

aeroespacial que es fundamental para la obtención de información y estudio en 325

las diferentes áreas de la ciencia. Por esta razón varios países han 326

desarrollado programas aeroespaciales que incentiven a la investigación como 327

es el caso de Corea con su proyecto KSR III donde se han desarrollado 328

aeronaves de gran altitud [8] [12]. De igual forma con el desarrollo en 329

tecnología aeroespacial de otros países como Japón con su programa H-AII 330

[10], Alemania [9] y España [4] se han logrado avances en combustibles 331

líquidos que han mejorado la propulsión de las aeronaves. En Colombia se han 332

desarrollado diferentes prototipos y modelos de cohetes amateur por parte de 333

la Comisión Colombiana de Cohetería y astronáutica C3, la cual ha sido de 334

gran utilidad para exponer al público el tema de cohetería [2]. 335

A partir de lo anterior la Universidad de los Andes ha establecido un proyecto 336

aeroespacial PUA (Proyecto Uniandino Aeroespacial) el cual ha realizado 337

distintas investigaciones referentes a los cohetes a escala obteniendo nuevos 338

conocimientos acerca de estos [15]. Aunque la gran mayoría de los estudios, 339

diseños y caracterizaciones realizados han sido enfocados hacia la propulsión 340

por medio de combustibles sólidos como lo fue el proyecto “Misión Seneca, 341

Lanzamiento del cohete AINKAA 1” en la cual se obtuvieron resultados de 342

altura destacables [15] se han desarrollado proyectos enfocados al combustible 343

líquido como medio de propulsión como “Construction of a model liquid fueled 344

rocket engine” [1] y “Primera misión colombiana de cohetería experimental con 345

propulsión liquida y alcance estratosférico” [16]. 346

A pesar de los diferentes proyectos desarrollados con combustible liquido como 347

forma de propulsion para los cohetes se debe seguir investigando ya que que 348

esta forma de combustible traerá ventajas como la obtención de un mayor 349

impulso específico, mayor eficiencia y manejo [13], pero se deben mejorar 350

aspectos como reducción de costos y confiabilidad. Esta ultima es importante 351



debido a que se debe garantizar el uso de los motores en mas de una 352

oportunidad y de forma segura [3]. 353

354

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370



7. Objetivos 371

7.1. General 372

1. Ensamblar y probar un motor cohete de combustible líquido, el SÚA-I 373

7.2. Específicos 374

1.1. Ensamblaje final y puesta a punto del motor SUA I orientado a pruebas 375

estáticas en banco de pruebas. 376

1.2. Realizar ensayos estáticos del motor SUA I para determinar con 377

precisión su desempeño por primera vez. Se utilizarán protocolos de 378

ensayo y seguridad previamente establecidos y certificados. 379

1.3. Construcción, ensamblaje, puesta a punto y embalaje para transporte al 380

sitio de lanzamiento, del vehículo AINKAA IV y su torre de servicio. El 381

vehículo ya se encuentra diseñado faltando solamente su construcción y 382

puesta a punto para lanzamiento. La torre de servicio se encuentra en 383

proceso de construcción y se pondrá a punto paralelamente durante la 384

realización de este proyecto. 385

1.4. Posible realización de una misión de lanzamiento, la Misión Séneca IV, 386

para determinación del desempeño del cohete AINKAA IV por primera 387

vez. Incluye instrumentación científica de diferentes variables en vuelo, 388

incluyendo telemetría y recuperación. El procedimiento de lanzamiento 389

se regirá por protocolos de lanzamiento y seguridad ya establecidos y 390

certificados. La realización de la misión se encuentra supeditada al 391

desempeño exitoso del motor SUA I en sus pruebas de desempeño 392

estático y las autorizaciones correspondientes de la Fuerza Aérea 393

Colombiana. 394

1.5. Producción de un informe final, tipo PUA, con la descripción 395

pormenorizada de los detalles de la misión, análisis forense y 396

recomendaciones sobre el desempeño del vehículo y su misión. 397

1.6. Divulgación de los resultados obtenidos en escenarios de publicación 398

técnica y de socialización del proyecto. 399



8. Marco Teórico 400

8.1. Principios básicos del motor cohete 401

402

Como se había mencionado anteriormente la cohetería amateur juega un papel 403

importante para la generación de nuevo conocimiento a partir de la 404

experimentación permitiendo mejorar los diseños y los diferentes mecanismos 405

de propulsión. La propulsión es aquella utilizada por los cohetes con el objetivo 406

de generar un incremento en su movimiento que se logra a partir del empuje, el 407

cual es la fuerza formada por la expulsión rápida de gases de combustión 408

logrando producir una aceleración [13]. 409

Para que el motor cohete pueda generar el empuje está compuesto por 410

inyectores que son los elementos encargados de inyectar a presión el 411

combustible y el oxidante, la cámara de combustión donde se mezclan la 412

gasolina y el oxidante para generar la combustión y la tobera que es la 413

encargada de acelerar la expulsión de gases de la cámara de combustión al 414

exterior [11]. La configuración de estos elementos se puede apreciar en la 415

figura 1. 416

417

Figura 1. Elementos fundamentales que componen un motor cohete [23]. 418

419



8.2. Tipos de motor cohete 420

421

Al tener claro los conceptos básicos del funcionamiento de un motor cohete se 422

debe tener en cuenta que existen diferentes tipos de motor cohete esto 423

dependiendo del sistema de propulsión que utilice para generar el movimiento 424

en el cohete. Existen varias formas de producir el empuje y se dividen en dos 425

grandes clasificaciones que son propulsión química y propulsión no química 426

[13]. A continuación se explicara cada una de ellas. 427

8.2.1. Propulsión química 428

429

Los motores cohete que utilizan propulsión química son aquellos que crean su 430

propulsión por el producto generado por la mezcla entre sustancias y la quema 431

de estas. Los cohetes que utilizan este tipo de propulsión tienen algo en común 432

y es que carecen de oxígeno para quemar el combustible por lo que tienen que 433

transportar su propio oxidante para realizar una quema efectiva del 434

combustible. Los cohetes de propulsión química están divididos en los que 435

utilizan combustible sólido y combustible líquido que para crear su propulsión 436

generan gases a altas temperaturas y presión expulsando los gases sobrantes 437

con una aceleración elevada [25]. 438

Los motores cohete con combustible sólido utilizan propulsantes sólidos y un 439

oxidante el cual viene granulado dentro de la mezcla del combustible lo cual al 440

quemarse genera el empuje [22]. La configuración del motor cohete que utiliza 441

combustible sólido se puede observar en la figura 2 [25]. 442



443

Figura 2. Configuración de motor cohete de combustible sólido [25]. 444

445

Los motores cohete con combustible líquido utilizan propulsantes líquidos y un 446

oxidante los cuales están separados en tanques diferentes. El propulsante 447

líquido y el oxidante se mezclan en la cámara de combustión y son quemados 448

generando el empuje del cohete [16]. Los motores cohete que trabajan con 449

combustible líquido generan el movimiento del combustible y del oxidante por 450

medio de presurización de tanques o con bombas. La configuración del motor 451

cohete que utiliza combustible líquido se puede observar en la figura 3 [25]. 452

453

Figura 3. Configuración de motor cohete de combustible líquido [25]. 454

455



8.2.2. Propulsión no química 456

457

Los motores cohete que utilizan propulsión no química son aquellos que crean 458

su propulsión mediante energía eléctrica o energía térmica para acelerar y 459

luego expulsar el propulsante. Dentro de este tipo de propulsión se pueden 460

hallar en diferentes representaciones como cohetes motor de iones o de 461

energía nuclear. El motor cohete que genera propulsión mediante iones lo hace 462

por medio de la expulsión de partículas ionizadas que son aceleradas en 463

campo electro magnético. Los que trabajan con energía nuclear generan la 464

propulsión mediante la expulsión de gas a altas temperaturas calentando 465

partículas livianas en un reactor nuclear [25]. 466

8.3. Funcionamiento del Motor SUA-I 467

468

Para realizar un posible lanzamiento del cohete SUA-I se deben ejecutar con 469

anterioridad pruebas estáticas del motor cohete en el banco de pruebas. Antes 470

de hacer este tipo de pruebas se debe tener un amplio conocimiento del 471

funcionamiento del motor cohete, por esta razón a continuación se hará una 472

descripción detallada del funcionamiento del motor SUA-I. 473

El funcionamiento de un motor cohete puede estar basado en combustible 474

sólido, líquido o una combinación entre sólido y líquido, el cual es el encargado 475

de hacer combustión con el objetivo de generar empuje. El motor cohete que 476

se estudia en este proyecto genera empuje trabajando con combustible líquido 477

el cual logra su combustión a partir de la reacción química entre el combustible 478

y el oxidante creando un liberación de energía térmica. Esta liberación de 479

energía térmica genera una fuerza de empuje logrando impulsar el vehículo 480

(cohete) en dirección contraria a la salida de los gases generados por la 481

combustión [17]. 482

El motor SUA-I está dividido en tres partes fundamentales que son las 483

encargas de producir el proceso de combustión y empuje del cohete, estas 484



partes son el reservorio de presión, tanque de oxidante y línea de combustible, 485

y cámara de combustión y tobera. 486

El proceso empieza en el reservorio de presión donde es introducido hielo seco 487

triturado donde cambia de estado sólido a vapor logrando presurizar el 488

reservorio. El reservorio al estar presurizado tiene acoplado una válvula 489

solenoide de dos vías con cuerpo en bronce y de referencia EV210B de la 490

compañía Danfoss® la cual es utilizada para la liberación del gas (CO2). Esta 491

liberación de gas de la válvula solenoide se hace mediante la activación de un 492

switch de presión el cual permite la liberación del gas (CO2) entre 270 psi a 493

295 psi, en el caso del motor SUA-I esta liberación se debe hacer manual. Por 494

seguridad el reservorio a presión tiene igualmente acoplado una válvula de 495

alivio con referencia SS-4R3A5 por la compañía Swagelok® la cual libera el 496

gas (CO2) cuando el reservorio excede los límites de presión [6] [21]. 497

El gas (CO2) al ser liberado del reservorio de presión por parte de la válvula 498

solenoide se encarga de presurizar la línea de combustible y el tanque del 499

oxidante (Peróxido de Hidrogeno). La presión ejercida sobre el combustible y el 500

oxidante logra que sean inyectados a la cámara de combustión por medio de 501

seis inyectores para el oxidante de referencia HH 1/8-2 y un inyector para el 502

combustible de referencia HH 1/8-1 de la compañía Spraying Systems de 503

Colombia®, estos siete inyectores tienen boquilla de cono y manufacturadas en 504

bronce debido a las altas temperaturas a las que están expuestas [6] [21]. 505

En la cámara de combustión se encuentra el cartucho de ignición el cual 506

contiene una mezcla de nitrato de potasio y sorbitol que está rodeado por 507

permanganato de potasio que al entrar en contacto con el combustible, 508

oxidante y chispa se genera la combustión generando gases a alta temperatura 509

y presión que son expulsados por la tobera y logrando así el empuje para 510

impulsar al vehículo (cohete) [21] [17]. 511

A la hora del lanzamiento, el cohete es ubicado en una plataforma con el fin de 512

que despegue en una posición vertical con el objetivo de aprovechar el impulso 513

y alcanzar altitudes deseables. Cuando el vehículo alcanza su máxima altura 514



es activado el sistema de recuperación con el fin de poder recuperar partes del 515

motor que pueden reutilizarse para próximos lanzamientos. En el sistema de 516

recuperación se utiliza un paracaídas para disminuir la velocidad de caída de 517

los objetos, para activar el sistema de recuperación se utilizan varios 518

mecanismos como un diferencial de presión, un temporizador o un medidor de 519

altitud [22]. 520

8.4. Cohetería amateur en Colombia y comercial 521

522

Actualmente en Colombia la cohetería amateur es un tema nuevo el cual 523

necesita una mayor investigación y experimentación de este tipo de vehículos 524

con el objetivo de generar nuevo conocimiento y tener nuestra propia carrera 525

astronáutica. En el país se han desarrollado diferentes grupos de investigación 526

de aficionados al tema de la cohetería donde se ha avanzado en temas como 527

diseño y funcionamiento entre otros de cohetes que trabajan con combustible 528

sólido e hidroneumático [2]. 529

A nivel comercial se han desarrollado diferentes modelos de cohetes que han 530

ayudado a mejorar tres factores importantes que influyen en el desarrollo de 531

este tipo de vehículos que son la eficiencia, costo de fabricación y confiabilidad. 532

Estos tres factores están ligados mutuamente ya que la eficiencia se ha 533

mejorado por medio de la implementación de diferentes métodos de propulsión 534

como la sólida, liquida o hibrida. La eficiencia de estos cohetes igualmente se 535

ha visto mejorada por la mejora en sus diseños y materiales utilizados que han 536

ayudado a reducir sus costos de fabricación lo que hace viable que estos 537

diseños se puedan replicar a nivel mundial. Por ultimo al mejorar la eficiencia y 538

la reducción de costos por la mejora de materiales se ha logrado mejorar la 539

confiabilidad de estos vehículos de propulsión logrando utilizarlos más de una 540

vez y de forma segura. A continuación se puede observar una tabla con 541

algunos cohetes desarrollados a nivel comercial de distintas partes del mundo 542

como Estados Unidos de América, Asia y Europa donde se muestra sus 543

principales características de diseño y desempeño [24]. 544



545

Tabla 1. Cohetes desarrollados a nivel comercial con sus características de diseño y de 546 desempeño [24]. 547

548

549

550

551

552

553

554

555

556

557

558

559

560

c* máxima (m/s) N.D. N.D. N.D. N.D. 1453.6 N.D. 1588.1 1502.7 N.D.

9 16.2

1.51 1.5 N.D.

N.D. N.D. N.D. N.D. 7 N.D. 8.27

N.D. N.D. N.D. N.D. 1.53 N.D.

N.D.

3279.2 4186.6 2644.6 6832.3 2224 6879.6 2398 2254 N.D.

2 N.D.

0.0052 0.0075 0.03 0.1 0.6 0.16 0.85 0.74

137 125 N.D.

4.6 1.2 1.5 0.9 0.7 2.7 1.75

913.9 2046 1821 N.D.

74.8 215.4 179.02 109.72 115.4 207.23

158.85 117 160.1 170 500

17.6 19 81.1 100 792

Presión máx. cámara

de combustión (MPa)

20 24 29 38 48

1.74 3.2 8.32 72

Impulso total (Ns)

Impulso especifico (s)

Tiempo de quemado

(s)

Flujo másico

propelante (kg/s)

Velocidad efectiva

máxima (m/s)

Cf promedio

KDX002

"Kappa DX"

KSB002

"Kappa SB"

LDX001

"Lambda"

Diámetro del motor

(mm)

Empuje máximo (kgf)

54 63.5 63.5 74

Quest D5Aerotech

D15

Aerotech

G54

Contrail

G130

JDX001

"Juno"

Contrail

J358



9. Parámetros de diseño 561

562

Al diseñar y construir un motor cohete se debe tener en cuenta ciertos 563

parámetros los cuales nos indicaran ciertas características, comportamiento y 564

desempeño del motor, por esta razón fue necesario verificar los cálculos 565

termodinámicos, de esfuerzos y de empuje realizados por Florian [6]. Se hizo la 566

comprobación de los cálculos realizados referentes a la cámara de combustión, 567

en este punto se hallaron las diferentes presiones y temperaturas dentro de la 568

cámara y tobera. Para poder hallar estas variables se utilizaron las 569

dimensiones de la tobera las cuales se obtuvieron a partir de la planoteca 570

realizada por Florian [6], igualmente para realizar dichos cálculos de las 571

variables se tomó el motor cohete SUA-I como un cohete ideal con el fin de 572

obtener errores mínimos, estas características son [24]: 573

El flujo dentro del motor cohete es adiabático. 574

Las sustancias químicas y los productos obtenidos por la reacciones son 575

químicamente homogéneas. 576

Todos los fluidos dentro de la cámara de combustión son gaseosos. 577

No hay discontinuidades, ni choque de ondas del flujo a través de la 578

tobera. 579

El flujo del propelente es constante, estable y sin vibraciones. 580

Los gases tienen una temperatura, densidad y velocidad constante en su 581

dirección axial. 582

Existe equilibrio químico de los gases dentro de la tobera y no cambia 583

tras el flujo por la tobera. 584

Las dimensiones obtenidas de la planoteca fueron las siguientes: 585



586

Figura 4. Relación geométrica de la cámara de combustión y tobera. 587

mm m

Diámetro garganta tobera (Dt) 17,8 0,0178

Diámetro salida tobera (De) 22,5 0,0225

Radio garganta tobera (Rt) 8,9 0,0089

Radio salida tobera (Re) 11,25 0,0113 Tabla 2. Dimensiones de tobera motor SUA-I. 588

9.1. Presión cámara de combustión y tobera 589

590

A partir de las dimensiones de la tobera del motor SUA-I se obtuvieron las 591

áreas transversales de la garganta y salida de la tobera ya que son necesarios 592

para hallar las presiones y temperaturas necesarias. 593

mm^2 m^2

Área trans. Garganta (At) 248,85 0,000249

Área trans. Salida (Ae) 397,61 0,000398 Tabla 3. Áreas transversales de tobera motor SUA-I. 594

Teniendo las áreas transversales se obtuvo el número mach con la siguiente 595

formula. 596

[

( ) ]

( )

(1) 597

598

599



Dónde: 600

Entonces: 601

(

)

Este número mach concuerda con el obtenido por Florian [6]. 602

Con el número mach y la presión atmosférica sobre el nivel del mar (Patm) se 603

calculó la presión dentro de la cámara de combustión (Pc) con la siguiente 604

expresión matemática. 605

[(

)

] (2) 606

[(

)

]

El valor de la presión dentro de la cámara de combustión obtenido no tiene 607

gran diferencia sobre el obtenido por Florian [6] que fue de 84 psi. 608

A partir de la presión de la cámara de combustión se calcula la presión en la 609

garganta de la tobera con la siguiente formula. 610

(

)

(3) 611

(

)



El valor de la presión de la garganta de la tobera obtenido no tiene un cambio 612

significativo sobre el calculado por Florian [6] que fue de 47 psi. 613

9.2. Temperatura cámara de combustión y tobera 614

615

Para hallar la temperatura dentro de la tobera se tuvo en cuenta la temperatura 616

teórica dentro de la cámara de combustión la cual fue obtenida dentro de la 617

literatura revisada donde tiene un valor de 400 grados centígrados [13]. La 618

temperatura dentro de la tobera se halló de la siguiente manera. 619

(4) 620

Al comparar estos datos de temperatura con los obtenidos por Florian [6] se 621

encontró una diferencia de 70 grados kelvin en la temperatura de la cámara de 622

combustión. En la temperatura de la tobera no se presentó ninguna diferencia 623

ya que Florian no realizo este cálculo. 624

9.3. Volúmenes y tasas de flujo 625

626

Para poder observar el comportamiento de las boquillas de inyección para el 627

combustible (1/8 HH-1), oxidante (1/8 HH-2) y del reservorio de presión dentro 628

de las presiones de trabajo fue necesario saber los diferentes volúmenes de 629

trabajo. Estos volúmenes se pueden ver a continuación y fueron obtenidos a 630

partir de la planoteca hecha por Florian [6]. 631

m^3 L

Reservorio a presión 0,00336 3,36

Tanque gasolina 0,00032 0,32

Tanque oxidante 0,00269 2,69

Total 6,37

Tabla 4. Volúmenes de trabajo. 632



9.3.1. Inyectores 633

634

Teniendo el volumen total de trabajo del motor SUA-I se analiza el 635

comportamiento de las boquillas a distintas presiones. Para esto se utiliza la 636

ficha técnica de las boquillas la cual es suministrada por Spraying Systems® 637

con el fin de realizar una regresión potencial y poder obtener la tasa de flujo de 638

las boquillas a las presiones de trabajo del motor cohete SUA-I con el fin de 639

poder calcular el empuje que genera el motor. 640

641

Figura 5. Ficha técnica de las boquillas de inyección. 642

Se transcribieron los datos obtenidos de los inyectores suministrada por el 643

proveedor con el fin de obtener el flujo en litro sobre segundos. 644

645

Tabla 5. Flujos de las boquillas de inyección respecto a presiones. 646

Presión (Bar) 0,4 0,5 0,7 1,5 2 3 4 6 7 10

Flujo (L/m) 0,29 0,33 0,38 0,54 0,62 0,74 0,85 1 1,1 1,3

Flujo (L/s) 0,0048 0,0055 0,0063 0,0090 0,010 0,012 0,014 0,017 0,018 0,022

Presión (Bar) 0,4 0,5 0,7 1,5 2 3 4 6 7 10

Flujo (L/m) 0,59 0,65 0,76 1,1 1,2 1,5 1,7 2 2,2 2,6

Flujo (L/s) 0,0098 0,0108 0,0127 0,0183 0,02 0,025 0,028 0,033 0,037 0,043

Boquilla para Combustible (HH-1/8-1)

Boquilla para Oxidante (HH-1/8-2)



647

Gráfica 1. Comportamiento de flujo respecto a la presión boquilla HH-1/8-1. 648

649

Gráfica 2. Comportamiento de flujo respecto a la presión boquilla HH-1/8-2. 650

Al ser comparado el análisis realizado a las boquillas con el realizado por 651

Florian [6] se encuentra la diferencia de que el realizo fue una regresión lineal 652

ya que no utilizo todo los datos suministrados por la ficha técnica de las 653

boquillas. Al utilizar diferentes regresiones se encontraran pequeñas 654

diferencias en las tasas de flujo. 655

656



9.3.2. Reservorio de presión 657

658

Al conocer el comportamiento de flujo de las boquillas a diferentes presiones se 659

conoce el flujo de la gasolina y el oxidante mediante el descenso de presión en 660

el reservorio a presión. Para esto se aplicó la ley de gases ideales con el fin de 661

realizar una discretización para observar el comportamiento del reservorio de 662

presión respecto a su presión y al flujo de la gasolina y oxidante. Esto se puede 663

observar en la siguiente tabla y gráfica. 664

665

Tabla 6. Tasa de flujo del propelente y comportamiento de presión. 666

Tiempo (s)Tasa de flujo

(L/s)

Flujo acum

(L/s)

Volumen

gas

presurizado

(L)

Presión

reservorio

(psi)

0 0,33 0,33 3,36 295

1 0,31 0,64 3,69 268,57

2 0,29 0,94 4,00 247,71

3 0,28 1,22 4,30 230,75

4 0,27 1,48 4,58 216,65

5 0,26 1,74 4,84 204,71

6 0,25 1,98 5,10 194,46

7 0,24 2,22 5,34 185,53

8 0,23 2,45 5,58 177,69

9 0,22 2,66 5,81 170,74

10 0,21 2,88 6,02 164,53

11 0,20 3,08 6,24 158,95

12 0,20 3,28 6,44 153,89

13 0,19 3,47 6,64 149,30

14 0,19 3,66 6,83 145,10

15 0,18 3,84 7,02 141,25

16 0,18 4,01 7,20 137,71

17 0,17 4,18 7,37 134,44

18 0,17 4,35 7,54 131,40



667

Gráfica 3. Comportamiento del reservorio de presión respecto al tiempo. 668

Como se había mencionado anteriormente debido a la diferente regresión 669

utilizada para el cálculo de la tasa de flujo se encontraron diferencias entre 0,03 670

y 0,01 L/s. 671

Al saber el comportamiento del motor en 18 segundos respecto a su tasa de 672

flujo total se prosigue a obtener la tasa de flujo independientemente de la 673

gasolina y el oxidante con el objetivo de encontrar su respectivo flujo másico y 674

obtener la relación oxidante/combustible. Para esto se debe tener en cuenta 675

que la gasolina utiliza una sola boquilla de inyección mientras que el oxidante 676

maneja 6 boquillas. Igualmente se debe tener en cuenta que el oxidante 677

(peróxido de hidrogeno al 50%) al reaccionar con el permanganato de potasio 678

aporta un 23% de oxígeno en relación con la masa total que reacciona. Estos 679

resultados se pueden ver a continuación en la tabla 7. 680



681

Tabla 7. Obtención de flujo másico y relación O/C. 682

Al comparar los resultados obtenidos de la proporción de mezcla (O/C) la cual 683

es el peso de flujo del oxidante sobre el peso de flujo del combustible, se 684

encontró una diferencia con lo reportado por Florian [6] ya que la relación 685

obtenida por él tiene un valor de 1,6 en promedio, mientras que la calculada 686

tiene un valor de 2,3 la cual se acerca a la relación teórica de los motores que 687

trabajan con oxígeno y gasolina la cual es de 2,5. 688

9.4. Empuje 689

690

Al tener en comportamiento del flujo másico tanto de la gasolina como del 691

oxidante se calcula el empuje del motor en un rango de 18 segundos, esto 692

mediante la siguiente formula. 693

(5) 694

Tiempo (s)flujo oxid

(L/s)

flujo comb

(L/s)

Flujo

oxidante

(kg/s)

Flujo comb

(kg/s)

Oxigeno

Neto (kg/s)

Gasolina

Neta (kg/s)

RELACIÓN

O/C

0 0,30 0,026 0,37 0,018 0,043 0,018 2,3

1 0,29 0,024 0,34 0,017 0,040 0,017 2,3

2 0,27 0,023 0,33 0,016 0,038 0,016 2,3

3 0,26 0,022 0,31 0,016 0,036 0,016 2,3

4 0,25 0,021 0,30 0,015 0,035 0,015 2,3

5 0,24 0,020 0,28 0,014 0,033 0,014 2,3

6 0,23 0,019 0,27 0,014 0,032 0,014 2,3

7 0,22 0,018 0,26 0,013 0,031 0,013 2,3

8 0,21 0,018 0,25 0,013 0,030 0,013 2,3

9 0,20 0,017 0,24 0,012 0,029 0,012 2,3

10 0,20 0,016 0,23 0,012 0,028 0,012 2,3

11 0,19 0,016 0,23 0,011 0,027 0,011 2,3

12 0,18 0,015 0,22 0,011 0,026 0,011 2,3

13 0,18 0,015 0,21 0,011 0,025 0,011 2,3

14 0,17 0,014 0,21 0,010 0,024 0,010 2,3

15 0,17 0,014 0,20 0,010 0,023 0,010 2,3

16 0,16 0,014 0,19 0,010 0,023 0,010 2,3

17 0,16 0,013 0,19 0,009 0,022 0,009 2,3

18 0,15 0,013 0,18 0,009 0,022 0,009 2,3



Donde la constante gravitacional es igual 9,81 m/s^2 y el impulso especifico es 695

de 48,3 segundos el cual difiere con el obtenido por Florián [6] que es de 70 696

segundos. Los resultados de empuje del motor son los siguientes. 697

698

Tabla 8. Empuje generado por el flujo másico total. 699

700

Gráfica 4. Comportamiento de empuje respecto al tiempo. 701

Tiempo (s) Flujo oxidante (kg/s) Flujo comb (kg/s) Flujo masico total (kg/s) Empuje (N)

0 0,428 0,022 0,449 213,07

1 0,407 0,021 0,427 202,68

2 0,392 0,020 0,412 195,47

3 0,380 0,019 0,399 189,34

4 0,370 0,019 0,388 184,04

5 0,360 0,018 0,378 179,39

6 0,352 0,018 0,370 175,28

7 0,345 0,017 0,362 171,59

8 0,338 0,017 0,355 168,27

9 0,332 0,017 0,349 165,26

10 0,326 0,016 0,343 162,50

11 0,321 0,016 0,337 159,98

12 0,317 0,016 0,332 157,65

13 0,312 0,016 0,328 155,49

14 0,308 0,016 0,324 153,49

15 0,304 0,015 0,320 151,63

16 0,301 0,015 0,316 149,89

17 0,298 0,015 0,313 148,26

18 0,295 0,015 0,309 146,72

120

130

140

150

160

170

180

190

200

210

220

0 5 10 15 20

Emp

uje

(N

)

Tiempo (s)

Empuje del Motor Sua-I



Al comparar los datos con los obtenidos por Florian se encuentra una diferencia 702

en el empuje promedio de 13 Newton esto debido a la diferencia del impulso 703

específico. 704

9.5. Esfuerzo y materiales 705

706

Al saber las temperaturas y presiones dentro de la cámara de combustión se 707

calcularon los esfuerzos tanto por presión como por temperatura. Al calcular los 708

esfuerzos se comparara con los esfuerzo de fluencia y máximo del material del 709

cual fue manufacturado con el objetivo de saber si tiene la suficiente resistencia 710

para soporta las presiones y temperaturas de trabajo. En el caso de la cámara 711

de combustión se obtuvieron los siguientes resultados. 712

Para obtener el esfuerzo generado por el gradiente de temperatura es utilizada 713

la siguiente expresión [13]. 714

(6) 715

Esfuerzo por gradiente de temperatura

Delta T 20

E (Pa) 2E+11

Lambda (C-1) 0,0000119

v 0,29

716

Al comparar el resultado obtenido con el de Florian [6] se encuentra una 717

diferencia de 1 MPa. 718

Para obtener el esfuerzo generado por la presión es utilizada la siguiente 719

expresión [13]. 720

(7) 721



722

Al comparar este resultado con el obtenido por Florian [6] se encuentra una 723

diferencia de 0,3 MPa. 724

Al tener los dos esfuerzos se obtiene un esfuerzo total de 151,4 MPa. Se sabe 725

que la cámara de combustión fue construida con acero 1020 el cual tiene un 726

esfuerzo máximo de 380 MPa y un esfuerzo a la fluencia de 210 MPa. Con 727

estos datos se obtiene un factor de seguridad de 2,5. 728

729

730

731

732

733

734

735

736

737

738

739

740

741

742

743

744

745

Presión (Pa) 583097

Diámetro (m) 0,089

Espesor pared (m) 0,0015

Esfuerzo por presión



10. Mantenimiento motor cohete SUA-I 746

747

Para poder realizar adecuadamente las pruebas estáticas donde se mida 748

empuje, temperatura y presión del motor cohete SUA-I se debe primero realizar 749

un mantenimiento detallado de todas las piezas que componen el motor con el 750

fin de poder ensamblarlo y ponerlo a punto para el éxito de dichas pruebas. 751

Para esto se realizaron distintas tareas que nos enfocaran al éxito del 752

mantenimiento del motor y el ensamble deseado. 753

10.1. Desensamble e inventario del motor SUA-I 754

755

Se realizó el desensamble e inventario del motor SUA-I con el fin de observar 756

el estado actual del mismo. Con desensamble e inventario se hizo una 757

inspección visual a cada una de las piezas que componen el motor para tener 758

información del mantenimiento que se debe realizar a cada una de las piezas. 759

El resultado del desensamble e inventario fue el siguiente. El inventario fue 760

dividido en cinco subgrupos que componen en su totalidad el motor cohete. 761

Estos subgrupos fueron reservorio de presión, sistema hidráulico de CO2, 762

tanque de oxidante y combustible, sistema de inyección combustible, sistema 763

de inyección oxidante y cámara de combustión y tobera. 764

765

766

767

768

769

770

771



Inventario de piezas de motor SUA-1

Reservorio de presión

Código Pieza Cantidad(und) Observaciones Fotografía

SUA-1001 Reservorio de

presión 1

En su exterior se

observan algunos

desgastes

superficiales.

En su interior se

debe hacer una

limpieza ya que se

observan

suciedades.

En uno de los

extremos hace

falta adherir una

placa circular de

aluminio con el fin

de poder unir el

reservorio a

presión con el

tanque de

oxidante y la línea

de combustible.

Las roscas deben

ser limpiadas.

SUA-1002 Válvula de alivio

¼’’ 1

Se encuentra en

buen estado, se

debe limpiar su

rosca y

comprobar

su funcionalidad.

SUA-1003 Rancor ¼’’ 1

El conector de

manguera se

encuentra roto, se

debe limpiar la

rosca y

comprobar su

funcionalidad.



SUA-1004 Manómetro ¼’’ 1

Se observan

algunos golpes

superficiales, se

debe hacer

limpieza a la rosca

y comprobar su

funcionalidad.

SUA-1005 Tapón de

Sellamiento ½’’ 1

Presenta oxido

sobre la mayoría

de

su superficie, se

debe limpiar su

rosca.

Tabla 9. Inventario subgrupo reservorio de presión. 772

Sistema Hidráulico de CO2


SUA-1006

Adaptador

macho-hembra

1/8’’-1/4’’

3

Presentan golpes

superficiales, se

debe realizar

limpieza en rosca

interior y exterior.

SUA-1007 Niple Conector

macho 1/8’’ 1

Presenta desgaste

superficial, se

debe limpiar su

rosca y hacer

limpieza en su

interior.



SUA-1008 Niple Conector

macho ¼’’ 2

Presenta desgaste

superficial, se

debe limpiar su

rosca y hacer

limpieza en su

interior. Hace

falta un conector.

SUA-1009 Tee hembra ¼’’ 1

Presenta desgaste

y golpes

superficiales, se

debe limpiar

roscas internas.

SUA-1010 Codo 90°

macho 1/8’’ 1

Presenta desgaste

superficial y

golpes en una de

sus roscas, se

debe limpiar

roscas y su

interior.

SUA-1011 Válvula

solenoide ¼’’ 1

Presenta un golpe

que no

compromete su

funcionalidad, se

debe limpiar su

interior ya que se

observó que no

tuvo abertura

cuando se probó

con el asistente

graduado Jorge

Mario Garzón.

SUA-1012 Manguera 2

La manguera de

mayor longitud

presenta un

dobles

permanente.

La manguera de

menor longitud se

encuentra en

buen estado.



SUA-1013

Adaptador

hembra-macho

de ¼’’-3/8’’ NPT

1

Presenta desgaste

y golpes

superficiales,

igualmente en la

rosca exterior.

Se debe realizar

limpieza de roscas

como interior,

exterior y en la

parte interior de

la pieza.

SUA-1014

Válvula de

Cheque 1/8’’

NPT

1

Se encuentra en

un buen estado,

toca realizar

limpieza exterior e

interior.

SUA-1015

Adaptador

macho de 1/8’’-

1/4’’ NPT

1

Presenta golpes

exteriores, se

debe

realizar limpieza

interior y exterior

de roscas.

SUA-1016 Tapón 1/8’’ 1

Se encuentra en

buen estado, se

debe realizar

limpieza interior y

exterior.

SUA-1017 Tee macho 1/8’’ 1

Presenta un poco

de desgaste

superficial, se

debe realizar

limpieza de roscas

y en la parte

interior de la

pieza.

Tabla 10. Inventario subgrupo sistema hidráulico de CO2. 773

774



Tanque oxidante y combustible(gasolina)


SUA-1018 Tanque

oxidante 1

Presenta desgaste

superficial, pero

no afecta su

funcionalidad. La

placa circular de

madera la cual

hace conexión con

el reservorio

presenta un

golpe. Se debe

realizar una

limpieza externa

como interna del

tanque, como en

sus diferentes

roscas de

conexión.

SUA-1019 Tanque

combustible 1

Presenta desgaste

y golpes

superficiales,

aunque los golpes

no afectan su

funcionalidad. Se

debe realizar

limpieza exterior

como interior de

la pieza,

igualmente en sus

diferentes roscas.

SUA-1020 Línea de carga

combustible 1

Presenta desgaste

superficial, pero

no afecta su

funcionalidad. Se

debe realizar

limpieza interior y

exterior.



SUA-1021 Tapón 1

Presenta oxido en

gran parte de su

superficie exterior

como interior,

sobre todo en la

rosca exterior. Se

debe realizar

limpieza exterior e

interior.

Tabla 11. Inventario subgrupo tanque de oxidante y combustible. 775

Sistema inyección combustible(gasolina)


SUA-1022

Codo 90°

macho ¼’’-3/8’’

NPT

1

Se encuentra en

buen estado, se

debe realizar

limpieza interior

de la pieza y

exterior en las

roscas.

SUA-1023

Adaptador

hembra-macho

1/8’’-1/4’’ NPT

1

Se encuentra en

buen estado, se

debe realizar

limpieza interior y

exterior en las

roscas.

SUA-1024

Niple Conector

hembra 1/8’’

NPT

2

Presentan un

poco de desgaste

superficial. Una de

las piezas

presenta un poco

de deformación

por lo que no se

pueden enroscar

piezas

adecuadamente.

Se debe realizar

limpieza interna

de las roscas.



SUA-1025

Niple Conector

corto macho

1/8’’ NPT

2

Una de las piezas

presenta golpes

externos, la otra

pieza se

encuentra

en buen estado.

Se de realizar

limpieza en las

rocas externas y

en

la parte interna de

las piezas.

SUA-1026 Tee hembra

1/8’’ NPT 1

Presenta un poco

de desgaste

superficial. Se

debe realizar

limpieza a las

roscas internas.

SUA-1027

Codo 90°

macho 1/8’’

NPT

1

Presenta golpes

en partes de sus

roscas. Se debe

realizar limpieza

externa de sus

roscas y en la

parte

interna de la

pieza.

SUA-1028 Tapón 1/8’’ NPT 1

Se encuentra en

buen estado. Se

debe realizar

limpieza interna a

la rosca.

SUA-1029

Niple Conector

macho 1/8’’

NPT

1

Presenta desgaste

superficial, se

debe limpiar su

rosca y hacer

limpieza en su

interior.



SUA-1030 Base inyector

gasolina 1

Presenta desgaste

superficial y

golpes.

Igualmente

presenta oxido en

superficie interna

y externa, sobre

todo en las roscas.

SUA-1031 Inyector

1/8HH-1 1

Presenta golpes

externos pero no

afecta su

funcionalidad.

Igualmente

presenta oxido en

el interior. Se

debe realizar

limpieza externa

como interna de

la pieza.

Tabla 12. Inventario subgrupo sistema inyección combustible. 776

Sistema inyección oxidante (peróxido de hidrógeno)


SUA-1032

Conector

macho-hembra

1/8’’-1/4’’ NPT

6

Algunas piezas

presentan golpes

y desgaste

superficial.

Presentan oxido al

interior de las

piezas por lo que

se debe realizar

una limpieza

como interna y

externa.

SUA-1033 Niples largos

1/8’’ NPT 6

Presentan oxido

en toda la

superficie externa

y

considerablement

e en la



interna. Se debe

hacer una

limpieza

tanto externa

como interna de

la

pieza.

SUA-1034 Tuercas 1/8’’

NPT 12

Se observa que

hay 6 tuercas que

se encuentran

totalmente fijas a

los niples.

Presentan

desgaste

superficial.

SUA-1035

Base inyector

peróxido de

hidrógeno

6

Presentan

desgaste

superficial.

Igualmente se

observa oxido

tanto

en la superficie

externa como

interna. Se debe

realizar limpieza

interna de las

roscas y de la

superficie externa.

SUA-1036 Inyector 1/8HH-

2 6

Presentan golpes

los cuales no se

sabe si afectan su

funcionalidad.

Presentan oxido

en la superficie

interna. Se debe

realizar limpieza

interna y externa.

Tabla 13. Inventario subgrupo sistema inyección oxidante. 777

778



Cámara de combustión y tobera


SUA-1037 Cartucho de

ignición 1

Se encuentra en

buen estado.

SUA-1038 Contenedor

cartucho 1

Se encuentra en

buen estado.

SUA-1039 Cámara de

combustión 1

Presenta oxido en

la superficie

externa como

interna. Presenta

pequeños golpes

que no afectan su

funcionalidad.



SUA-1040 Tobera 1

Presenta oxido en

la superficie

externa e interna.

Se debe limpiar

superficies.

SUA-1041 Mamparo 1

Presenta un poco

de óxido. Se debe

limpiar superficie,

roscas y oring.

SUA-1042

Tornillo bristol

cabeza plana

M5

6 Se encuentran en

buen estado.

SUA-1043

Tuerca para

tornillo bristol

M5

6 Se encuentran en

buen estado.

Tabla 14. Inventario subgrupo sistema cámara de combustión y tobera. 779

10.2. Mantenimiento a los sistemas de inyección 780

781

Para el buen funcionamiento del motor cohete SUA-I se realizó una inspección 782

visual para determinar que piezas necesitaban mantenimiento o cuales debían 783

ser adquiridas nuevamente en el mercado ya que muchas de ellas presentaban 784



un gran grado de corrosión tanto interna como externamente. Al realizar la 785

inspección se determinó que las piezas que fueron diseñadas, manufacturadas 786

y que son únicas del motor se les realizaría mantenimiento el cual permitiría 787

eliminar la corrosión presentada en sus superficies ya que con el 788

mantenimiento se asegura su funcionalidad y reduce costos ya que no hay 789

necesidad de manufacturarlas nuevamente. Para las piezas que son estándar 790

se determinó adquirirlas nuevamente en el mercado ya que muchas de ellas 791

presentaban golpes y corrosión en sus superficies pero el costo de adquisición 792

es bajo. 793

Las piezas a las que se les realizo mantenimiento fueron las siguientes: 794

Base inyector gasolina 795

Inyector 1/8HH-1 796

Conector macho-hembra 1/8’’-1/4’’ 797

Niples largos 1/8’’ 798

Base inyector peróxido de hidrógeno 799

Inyector 1/8HH-2 800

Nota: Los inyectores a pesar de que son piezas estándar no se adquirieron 801

nuevamente en el mercado por su alto costo, por esta razón se le realizo 802

mantenimiento. 803

Para el mantenimiento de estas piezas se utilizaron tres herramientas de 804

trabajo como se puede ver en la figura 6 que fueron un líquido con una 805

concentración alta de gas y un pH levemente acido, un cepillo de hebras 806

metálicas y una esponjilla de hebras metálicas. 807



808

Figura 6. Herramientas de trabajo utilizadas para la eliminación de corrosión. 809

El procedimiento que se siguió para eliminar en gran parte la corrosión de las 810

piezas fue el siguiente: primero se sumergieron las piezas en 500 ml del líquido 811

ya mencionado por un tiempo de dos horas, luego se cepillan con el cepillo de 812

hebras metálicas con el fin de eliminar el óxido de las piezas y por último se 813

pasa la esponjilla de hebras metálicas sobre las piezas para darles un buen 814

acabado superficial. Los resultados del mantenimiento se pueden apreciar a 815

continuación. 816

817

Figura 7. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector gasolina. 818

819



820

Figura 8. Mantenimiento realizado a la pieza inyector de gasolina. 821

822

Figura 9. Mantenimiento realizado a la pieza conector macho-hembra. 823

824

Figura 10. Mantenimiento realizado a la pieza niples largos 1/8’’. 825



826

Figura 11. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector peróxido de hidrogeno. 827

828

Figura 12. Mantenimiento realizado a la pieza base inyector peróxido de hidrogeno. 829

Como se puede observar en los resultados del mantenimiento se aprecia que el 830

trabajo ejecutado fue satisfactorio ya que en la mayoría de las piezas se logró 831

eliminar la corrosión que había afectado las piezas. Con este mantenimiento se 832

asegura el funcionamiento de estas piezas para las pruebas estáticas que se 833

van a realizar al motor cohete SUA-I. 834

El resto de piezas que componen el sistema de inyección de combustible y el 835

sistema de inyección del gas de presurización fueron adquiridas a nivel 836

comercial. Las piezas que se adquirieron fueron las siguientes: 837

Adaptador macho-hembra 1/8’’-1/4’’ 838

Niple Conector macho 1/8’’ 839

Niple Conector macho ¼’’ 840

Tee hembra ¼’’ 841



Codo 90° macho 1/8’’ 842

Adaptador macho de 1/8’’-1/4’’ 843

Tee macho 1/8’’ 844

Codo 90° macho ¼’’-3/8’’ 845

Adaptador hembra-macho 1/8’’-1/4’’ 846

Niple Conector hembra 1/8’’ 847

Niple Conector corto macho 1/8’’ 848

Tee hembra 1/8’’ 849

10.3. Modificación y fabricación de piezas del motor SUA-I 850

851

10.3.1. Modificación de mamparo 852

853

Al tener conocimiento con que equipos se van a realizar las mediciones se 854

prosiguió a observar si el motor SUA-I construido ya contaba con las 855

conexiones necesarias para el acople de la instrumentación. Al inspeccionar el 856

motor se observó que no contaba con las conexiones (orificios roscados de 857

1/8’’) necesarias por lo que se modificó el CAD y el respectivo plano de la pieza 858

Mamparo con el objetivo de realizar el respectivo trabajo de manufactura. El 859

CAD se puede observar a continuación y el plano en el Anexo A. 860

861

Figura 13. Pieza mamparo sin modificación. 862



863

Figura 14. Pieza mamparo modificada con orificios para la termocupla y el transductor de 864 presión. 865

Como se había mencionado anteriormente cuando se manufacturo el mamparo 866

falto la manufactura de dos orificios para conectar la instrumentación 867

(transductor de presión y termocupla). Se realizaron los respectivos orificios 868

con rosca, para este proceso se utilizó una broca de 11/32’’ y se realizó rosca 869

de 1/8’’. A continuación se pueden ver los resultados de la manufactura. 870

871

Figura 15. Mamparo sin orificios de instrumentación. 872

873

Figura 16. Mamparo con orificios de instrumentación. 874



10.3.2. Modificación y fabricación de tapas soporte 875

876

Para la unión, estabilidad e integridad estructural del motor SUA-I se 877

manufacturaron dos tapas soporte en aluminio 7075 T6 con el fin de 878

reemplazar la ya existente manufacturada en madera como se puede ver en la 879

figura 17. Estos soportes están ubicados en el tanque de peróxido de 880

hidrogeno y el reservorio de presión y como ya se había mencionado 881

anteriormente tienen la función de unir estos dos tanques dándole estabilidad y 882

mejorando la integridad estructurar del motor cohete SUA-I. 883

884

Figura 17. Tanque de peróxido de hidrogeno con tapa soporte de madera. 885

886

Para la manufactura de estas tapas soporte el primer paso que se realizo fue 887

modificar el CAD y realizar los plano correspondientes ya que no existían 888

planos de las tapas de soporte y el CAD realizado por Florián [6] no 889

correspondía con lo manufacturado. El CAD de las dos tapas soporte se 890

pueden ver en el Anexo B. 891



892

Figura 18. Tapa soporte 1. 893

894

Figura 19. Tapa soporte 2. 895

Las dimensiones que se modificaron fueron: 896

En la tapa soporte 1 el diámetro externo tenía un diámetro de 128 mm y 897

quedo con un diámetro de 127 mm y el orificio central tenía un diámetro 898

de 22 mm y quedo con un diámetro de 14,5 mm. 899

En la tapa soporte 2 el diámetro externo tenía un diámetro de 128mm y 900

quedo con un diámetro de 127 mm, el orificio central tenía un diámetro 901

de 22 mm y quedo con un diámetro de 14,5 mm y el orificio para el tapón 902

tenía un diámetro de 28mm y quedo con un diámetro de 25,2 mm. 903

Para las dos tapas también se les modifico el espesor que pasó de 3,20 904

mm a 10,5 mm. 905



Al tener los planos se prosiguió a realizar la manufactura de las dos tapas 906

soporte. Los equipos utilizados para su manufactura fueron el torno para 907

generar el espesor deseado y tener un mejor acabado superficial y el taladro de 908

base para realizar los diferentes orificios. El resultado de la manufactura de las 909

tapas soporte fue el siguiente. 910

911

Figura 20. Tapa soporte 1 manufacturada. 912

913

Figura 21. Tapa soporte 2 manufacturada. 914

Al tener las tapas manufacturadas se prosiguió a soldar estas en el tanque de 915

peróxido de hidrogeno y el reservorio de presión. Este trabajo se realizó en 916

Industrias Ragno LTDA la cual es una empresa especializada en 917

mantenimiento y montajes metalmecánicos, industriales y criogénicos. Para 918



soldar estas tapas se le realizo un cordón de soldadura en aluminio a cada una 919

como se puede apreciar en las siguientes figuras. 920

921

Figura 22. Trabajo de soldadura de tapa en reservorio de presión. 922

923

Figura 23. Vista completa del reservorio de presión con la tapa soldada en parte 924 superior. 925



926

Figura 24. Trabajo de soldadura de tapa en tanque de peróxido de hidrogeno. 927

928

Figura 25. Vista completa del tanque de peróxido de hidrogeno con la tapa soldada. 929

930



10.3.3. Fabricación huecos de acople camisa y puente 931

932

Se realizaron trabajos de manufactura efectuados por parte de la empresa PJM 933

services, estos trabajos consistieron en realizar huecos con rosca de 5/16’’ en 934

los lados de las tapas de soporte con el fin de poder acoplar y ensamblar la 935

camisa del motor SUA-I que se utilizara el día de la prueba y que sirven 936

igualmente para el acople del fuselaje del cohete. También se realizó un puente 937

con barras de acero inoxidable entre el reservorio de presión y el tanque de 938

oxidante y combustible con el fin de poder unir los dos tanques que son dos de 939

las piezas fundamentales, de igual forma este puente que se realizó le da 940

estabilidad y le otorga una buena alineación al motor SUA-I. Los trabajos que 941

se realizaron se pueden ver a continuación. 942

943

Figura 26. Motor Sua-I con puente de unión entre tanques. 944



945

Figura 27. Tapas de soporte con sus respectivos huecos roscados. 946

947

10.3.4. Fabricación de Camisa 948

949

Para poder utilizar el banco de pruebas y poder tomar los datos de empuje, 950

temperatura y presión es necesario que el motor cohete SUA-I este 951

encamisado. Esta camisa debe acoplarse al motor y así poder instalarse en los 952

anillos de sujeción del banco de pruebas con el fin de obtener los datos de las 953

variables de una forma confiable y de igual forma proteger el sistema de 954

cualquier eventualidad. Por esta razón se diseñó y se realizaron sus 955

respectivos planos teniendo en cuenta que la camisa debe tener una ubicación 956

estratégica de agujeros con el objetivo de poder instalar la instrumentación, 957

suministrar con combustible y oxidante y acoplar la camisa al motor. El diseño 958

realizado de la camisa se puede observar en la siguiente figura. 959

960

Figura 28. CAD de la camisa del motor para pruebas estáticas. 961

Nota: Para ver los planos relacionados con la camisa dirigirse al anexo F. 962

Al tener los planos se inició con la manufactura de la camisa la cual fue 963

construida por medio de un tubo de PVC de 6’’. Para realizar los agujeros 964

anteriormente mencionados se utilizó una segueta eléctrica, estos agujeros se 965

pueden ver a continuación. 966



967

Figura 29. Orificios para el acople de la camisa al motor SUA-I, suministro de gasolina y 968 manejo de instrumentación. 969

970

Al tener los agujeros listos se acoplo la camisa al motor cohete con el objetivo 971

de verificar la posición de dichos huecos. Para poder acoplar la camisa al motor 972

se utilizaron 8 tornillos de cabeza plana bristol que se atornillan a las tapas 973

soporte del motor logrando la sujeción deseada entre la camisa y el motor. 974

Cuando la camisa es acoplada al motor cohete es necesario que este quede 975

centrado respecto a la camisa como se poder ver en la figura 30, esto con el 976

objetivo de que cuando el motor sea encendido el empuje sea totalmente 977

perpendicular y así poder obtener datos más confiables de empuje. 978

979

Figura 30. Motor cohete SUA-I centrado a su respectiva camisa. 980

981

982

Figura 31. Acople de camisa al motor cohete SUA-I. 983



Al ser verificado que todos los huecos realizados coincidían y se acoplaban al 984

motor cohete se prosiguió a producir el arte de la camisa. Para la producción 985

del arte se buscó asesoría y colaboración al grupo de diseño de la Universidad 986

de los Andes proporcionando el siguiente resultado. 987

988

Figura 32. Arte seleccionado para camisa y fuselaje del motor cohete SUA-I 989

990

Al seleccionar el diseño para la camisa y el fuselaje del motor cohete SUA-I 991

que realizo el grupo de diseño se plasmó en la camisa física. Para esto primero 992

se ejecutó los trabajos de pintura y segundo se realizó la serigrafía donde se 993

expone los logos institucionales, empresas colaboradoras y nombre del motor 994

cohete. Este trabajo se observa en la siguiente figura. 995



996

Figura 33. Trabajos finales y puesta a punto de la camisa motor cohete SUA-I. 997

998

10.4. Calibración válvula de alivio 999

1000

Debido a que el reservorio de presión del motor Sua-I maneja una presión de 1001

trabajo de 295 psi se debe contar con una válvula de alivio la cual se abre 1002

cuando el reservorio haya alcanzado una presión de 300 psi. Por este motivo 1003

fue conveniente calibrar la válvula debido a que anteriormente esta válvula 1004

había sido manipulada y no se tenía certeza de que la válvula estuviera calibrar 1005

correctamente. Por esta razón la válvula fue llevada al sitio Stefer LTDA el cual 1006

es un sitio especializado en soluciones para el manejo de fluidos. La válvula de 1007

alivio ya se encuentra correctamente calibrada para su ensamble en el 1008

reservorio de presión. 1009



11. Ensamble motor cohete SUA-I 1010

1011

El procedimiento que se realizó para el ensamble del motor SUA-I fue el 1012

siguiente. Primero se instalaron las conexiones hidráulicas existentes entre el 1013

reservorio de presión, el tanque del oxidante y la línea de combustible. Entre 1014

estas conexiones se encuentran la electroválvula y la válvula de cheque los 1015

cuales son elementos fundamentales para el buen funcionamiento del motor y 1016

del paso de CO2. Este ensamble se puede observar en las figuras 34 y 35. 1017

1018

Figura 34. Conexiones hidráulicas para el paso y control de CO2. 1019



1020

Figura 35. Conexiones hidráulicas para el paso y control de CO2 hacia la línea de 1021 combustible. 1022

Luego de las respectivas conexiones hidráulicas para el paso del CO2 entre el 1023

reservorio de presión, el tanque de oxidante y la línea de combustible se 1024

prosiguió a ensamblar los niples para el paso del oxidante (peróxido de 1025

hidrogeno), el manifold para el paso de la gasolina y las conexiones pertinentes 1026

para el transductor de presión al mamparo. Este ensamble se encuentra en la 1027

parte inferior del tanque de oxidante y de la línea de combustible. Este 1028

ensamble se puede ver en las figuras 36 y 37. 1029

1030

Figura 36. Ensamble de niples y manifold de los tanques al mamparo. 1031



1032

Figura 37. Conexiones para el transductor de presión al mamparo. 1033

Después de realizar el ensamble de los niples, manifold y conexiones para el 1034

transductor de presión se siguió con el ensamble de los inyectores y de sus 1035

respectivas bases. En este paso se ensamblaron seis inyectores para el 1036

oxidante y un inyector central para la gasolina. Este ensamble se puede ver a 1037

continuación. 1038

1039

Figura 38. Ensamble de inyectores de oxidante y gasolina. 1040

Por último el ensamble se finalizó por medio del ensamble de la válvula de 1041

alivio calibrada a 300 psi, manómetro y rancor. Este ensamble se realizó en la 1042



parte superior del reservorio de presión como se puede observar en la 1043

siguiente figura. 1044

1045

Figura 39. Conexiones de accesorios en la parte superior del reservorio de presión. 1046

Después de realizar los diferentes ensambles el ensamble final del motor SUA-I 1047

culmino de la siguiente manera: 1048

1049

Figura 40. Ensamble final del motor SUA-I sin cámara de combustión. 1050

Nota: Para saber paso a paso el procedimiento de ensamble del motor SUA-I dirigirse al Anexo 1051

C y ver el inventario final de piezas que componen el motor ver Anexo G. 1052

1053

1054

1055

1056

1057



12. Preparación para pruebas estáticas motor cohete 1058

SUA-I 1059

1060

Para poder desarrollar de forma adecuada las pruebas estáticas del motor 1061

SUA-I fue necesario elaborar y probar varios sistemas que unidos forman el 1062

sistema completo para poder ejecutar las pruebas. Estos sistemas que se 1063

realizaron y ensayaron fueron el sistema de adquisición de datos con su 1064

respectiva instrumentación, sistema de ignición, sistema de presurización y 1065

sistema de seguridad. 1066

12.1. Sistema de instrumentación, conexiones eléctricas y 1067

programa de adquisición de datos [27] 1068

1069

Para poder obtener datos de las variables de empuje, temperatura y presión del 1070

motor SUA-I se debía tener un sistema de adquisición de datos, para esto se 1071

tomó como base el trabajo del banco de pruebas UCAND-1 realizado por 1072

Andres Prada [26]. A continuación se explicara la instrumentación que se 1073

utilizara, las conexiones que se deben realizar y el programa utilizado para la 1074

obtención de datos. 1075

12.1.1. Instrumentación 1076

1077

Para poder medir las distintas variables de empuje, temperatura y presión se 1078

utilizaron los siguientes instrumentos de medición como se puede observar en 1079

la tabla 15. 1080

Instrumentación

Sensor Serie Variable de medición Rango de medición

Celda de Carga Omegadyne

LC105-1K Empuje 0-453.6 kg

Celda de Carga Omegadyne LC105-500

Empuje 0-226.8 kg

Celda de Carga Omegadyne LC105-250

Empuje 0-113.4 kg



Transductor de presión Omegadyne

PX409-1.0KG5V Presión 0-6.9 Mpa

Termopar

Cole-Parmer Tipo K High-

Temp 12"L

Temperatura 0-1200 °C

Tabla 15. Especificaciones de instrumentación a utilizar para la obtención de datos. 1081

Al observar las especificaciones de cada uno de los diferentes sensores que se 1082

van a utilizar para la obtención de datos se puede ver que manejan los rangos 1083

adecuados según los cálculos obtenidos y de las características comerciales 1084

del motor SS67B-1 de las variables de temperatura y presión dentro de la 1085

cámara de combustión y el empuje que genera el motor. 1086

Al banco de pruebas se le realizaron unas modificaciones con el objetivo de 1087

tener la capacidad de instalar dos nuevos termopares tipo K y poder adquirir 1088

dos datos más de temperatura, con lo cual es posible obtener un total de tres 1089

lecturas de temperatura. Esto se logró con la adición de algunos nuevos 1090

conectores en la bornera como se explicará a continuación. 1091

12.1.2. Bornera 1092

1093

La bornera original are la que se muestra en la figura 35 y la cual únicamente 1094

podía ser utilizada para un termopar, un transductor de presión y una celda de 1095

carga. 1096

1097

1098 Figura 41. Bornera antigua [27]. 1099



Con las nuevas modificaciones se logró obtener una bornera mucho más 1100

robusta, debido al nuevo soporte en acero y con las nuevas conexiones para 1101

poder obtener dos mediciones más de temperatura. Como se puede observar 1102

en la figura 42, se agregó un nuevo sistema de conexiones para las dos nuevas 1103

conexiones de los termopares. 1104

1105

1106 Figura 42. Bornera modificada [27]. 1107

Ya teniendo la bornera modificada se muestra el orden de conexión de la 1108

instrumentación a utilizar. La conexión de la instrumentación empieza por los 1109

tres termopares, seguida por el transductor de presión y por último la celda de 1110

carga. Para poder apreciar estas conexiones se puede observar la siguiente 1111

figura y tabla. 1112

1113



1114 Figura 43. Conexiones de la instrumentación a la bornera [27]. 1115

Color

Instrumento Color Bornera-

Armario

Termopar 1 Amarillo Gris

Rojo Anaranjado

Termopar 2 Amarillo Blanco

Rojo Café

Termopar 3 Rojo Morado

Verde Verde

Celda de carga

Verde Verde

Rojo Anaranjado

Negro Azul

Blanco Café

Transductor de presión

Rojo Rojo

Blanco Amarillo

* Negro

Negro

Cable adicional (Gris)

Tabla 16. Conexión de los instrumentos a la bornera [27]. 1116

* El cable adicional que actualmente es de color gris, se coloca como el puente 1117

del transductor de presión el cual se encuentra conectado a la terminal 1118

negativa de la fuente y a la terminal negativa de la tarjeta. 1119

1120

Se debe tener en cuenta que algunas conexiones de la bornera no se utilizan, 1121

es decir, que el cable morado, gris y blanco de la bornera son cancelados. 1122

1123



12.1.3. Armario 1124

1125

El armario es el lugar en donde se coloca la alimentación de los instrumentos, 1126

las tarjetas de adquisición de datos y el computador con el VI que permite 1127

adquirir y almacenar los datos de cada una de las pruebas realizadas a los 1128

motores. Este armario se puede observar a continuación. 1129

1130

1131

Figura 44. Armario de banco de pruebas [27]. 1132

El armario se divide en tres partes. El cajón inferior es el punto de conexión 1133

entre la bornera y el armario por medio de tres diferentes cables como se 1134

puede apreciar en la figura 44. En este cajón se ubican las tarjetas de 1135

adquisición de datos National Instruments, donde por medio de los tres cables 1136

ya mencionados se logra establecer una conexión entre la instrumentación que 1137

está conectada a la bornera y las tarjetas de adquisición de datos. Esto se 1138

puede observar en la siguiente figura. 1139

1140



1141

Figura 45. Conexiones de las tarjetas de adquisición de datos dentro del armario [27]. 1142

Las conexiones del armario a las tarjetas National Instruments se muestran a 1143

continuación. 1144

1145

Color Instrumento Color Bornera-Armario Tarjeta - Fuente Función

Termopar 1 Amarillo Gris NI 9211 CH-0 Positivo termocupla

Rojo Anaranjado NI 9211 CH-1 Negativo termocupla

Termopar 2 Amarillo Blanco NI 9211 CH-2 Positivo termocupla

Rojo Café NI 9211 CH-3 Negativo termocupla

Termopar 3 Rojo Morado NI 9211 CH-4 Positivo termocupla

Verde Verde NI 9211 CH-5 Negativo termocupla

Celda de carga

Verde Verde NI 9205 CH-1 Negativo tarjeta

Rojo Anaranjado Fuente Alimentación (+) 10V

*Negro Azul

Fuente Alimentación (-) 10V

NI 9205-COM Puente del negativo del

instrumento al común de la tarjeta

Blanco Café NI 9205 CH-1 Positivo tarjeta

Transductor de presión

Rojo Rojo Fuente Alimentación (+) 24V

Blanco Amarillo NI 9205 CH-0 Positivo tarjeta

** Negro

Negro Fuente Alimentación (-) 24V

Gris NI 9205 CH-0 Puente del negativo de la fuente al negativo de la

tarjeta Tabla 17. Indicación de conexión de instrumentación para la obtención de datos [27]. 1146



*Nota: Se debe realizar un puente que llega al común de la tarjeta para 1147

eliminar parte del ruido registrado en el sistema de adquisición de datos. 1148

1149

**Nota: Se debe tener en cuenta que la alimentación de los instrumentos 1150

depende del instrumento y del rango que maneje, por lo cual se debe verificar 1151

en el datasheet de cada instrumento para conocer el voltaje de alimentación. 1152

1153

Se debe realizar un puente en las terminales negativas de la fuente como se 1154

muestra a continuación con el fin de disminuir el ruido en las mediciones, por lo 1155

cual se debe tener sumo cuidado con las conexiones y realizar verificaciones 1156

previas antes de energizar todo el sistema de adquisición de datos con el fin de 1157

no generar un corto circuito y producir algún daño a los instrumentos o las 1158

tarjetas. 1159

1160

1161 Figura 46. Puente entre ambas terminales negativas de las fuentes [27]. 1162

Como se puede observar, las conexiones de las tarjetas se unificaron con el fin 1163

de colocar la menor cantidad de cables por fuera de esta. Los únicos cables 1164

que deben ir por fuera del cajón son los cables con los cuales se alimentan los 1165

instrumentos como se mostrará más adelante. 1166

1167

En el cajón del medio se energiza todo el armario. En este cajón se encuentra 1168

una multitoma que permite energizar a las tarjetas y al computador, al igual que 1169



la fuente que permite alimentar los instrumentos. El montaje con la fuente se 1170

observa más claramente en la figura 48. 1171

1172

1173

Figura 47. Multitoma que permite energizar el sistema de adquisición de datos dentro del 1174 armario [27]. 1175

1176

1177

Figura 48. Montaje con fuente para energizar la instrumentación [27]. 1178

En el compartimento superior del armario es ubicado el computador, el cual 1179

cuenta con un programa desarrollado en LabVIEW específicamente para la 1180

adquisición de los datos provenientes de los 5 instrumentos anteriormente 1181

mencionados (Celda de carga, transductor de presión y 3 termopares) como se 1182

muestra en la figura 49. 1183

1184



1185

Figura 49. Computador para adquisición de datos perteneciente al armario del banco de 1186 pruebas [27]. 1187

1188

12.1.4. Programa para la adquisición de datos 1189

1190

En la figura 50 se presenta el diagrama de bloques implementado en LabVIEW 1191

para realizar la adquisición de datos y el tratamiento de las señales. 1192

1193

1194 Figura 50. Diagrama en LabVIEW preliminar sin sistema de transmisión de datos [27]. 1195

1196



En la figura anterior se presenta el módulo que se comunica con la tarjeta de 1197

adquisición de datos (DAQ), y el tratamiento de cada una de las señales 1198

obtenidas por el transductor de presión, celda de carga y termopares. Con este 1199

programa la información únicamente es almacenada en archivos de Excel. 1200

1201

Como se puede observar, las únicas señales a las que se les aplica un factor 1202

de conversión son las obtenidas por el transductor de presión que es de 20,041 1203

para obtener datos en unidades de psi y la celda de carga que es de 3890,7 1204

para obtener datos en unidades de kg. Estos factores fueron obtenidos 1205

realizando la curva de calibración por medio de la información suministrada por 1206

el datasheet de cada uno de los instrumentos. A las señales provenientes de 1207

los termopares no es necesario realizarles un tratamiento en este programa, 1208

pues el módulo empleado para la adquisición de estos datos (NI9211), se 1209

especializa en la detección de estas señales. 1210

1211

De acuerdo con algunos requerimientos por parte de electrónica y sistemas 1212

este programa se modifica obteniendo el esquema presentado a continuación. 1213

1214 Figura 51. Programa en LabVIEW con sistema de transmisión de datos [27]. 1215



Además de los módulos empleados para la adquisición de datos, el tratamiento 1216

de señales y el almacenamiento de la información en archivos de Excel, en el 1217

diagrama de la figura 51 se puede observar la formación de la trama de datos 1218

que se enviará a través del protocolo UDP (User Datagram Protocol). 1219

1220

Para formar la trama de datos, es necesario convertir cada una de las señales 1221

numéricas a una cadena de caracteres y luego concatenarlas. La trama 1222

formada estará dada por la siguiente estructura 1223

1224

begin@[presión]&[fuerza]&[temp1]&[temp2]&[temp3]&[fecha y 1225

hora]&[contador]@end 1226

1227

Cada uno de los datos adquiridos se separan por medio del carácter ‘&’, y se 1228

agrega tanto la fecha y la hora como un contador para control del orden de los 1229

datos. 1230

1231

Al tener formada la cadena anterior, se establece el formato con el que se 1232

enviarán los datos a través del protocolo UDP. En este caso se emplea la 1233

configuración big endian para que los datos sean leídos en el mismo orden en 1234

que son enviados. 1235

1236

Se inicia el protocolo con la trama de datos, el IP del equipo al que se desea 1237

enviar, el puerto por el que se va a conectar y el tiempo de espera antes de 1238

cerrar la comunicación en caso de presentarse un error. 1239

1240

La interfaz que se realizó para verificar los datos adquiridos por los 1241

instrumentos de medición se presenta en la figura 52. A través de esta interfaz, 1242

se pueden controlar los factores de calibración de los datos de presión y fuerza, 1243

y escribir el IP correspondiente al equipo con el que se realizará la conexión. 1244



1245 Figura 52. Interfaz para la verificación de la adquisición de datos [27]. 1246

12.2. Sistema de ignición [28] 1247

1248

El motor cohete SUA-I inicia su combustión por medio de la ignición de un 1249

ignitor, por esta razón era necesario ejecutar pruebas a estos ignitores para 1250

asegurar su buen funcionamiento y comportamiento. A estos elementos se les 1251

realizaron distintas pruebas con el fin de observar su tiempo de quemado, 1252

tiempo de respuesta, voltaje y corriente necesarios para iniciarlos, 1253

temperaturas y tasa de quemado. 1254

Para poder estudiar estas variables ya mencionadas de los ignitores primero 1255

fue necesario fabricarlos, por lo cual se contó con la colaboración del Ingeniero 1256

Alejandro Urrego [22]. A continuación se explicará la fabricación y ensamble de 1257

estos. 1258



12.2.1. Fabricación de ignitores 1259

1260

El funcionamiento de los ignitores consta de la fabricación de cinco 1261

subsistemas que al ser ensamblados se tiene la producción final del ignitor. 1262

Estos subsistemas son pólvora, sistema eléctrico, combustible tipo Candy y 1263

cuerpo del ignitor. 1264

Primero se debe obtener 10 g de pólvora que se produce mediante la mezcla 1265

en un recipiente con poca agua de 7.8 g de nitrato de potasio, 1.7 g de azufre, 1266

0.5 g de carbón vegetal hasta que la mezcla obtenga una consistencia viscosa. 1267

Al tener preparada la mezcla se ubica sobre una bandeja cubierta de papel 1268

aluminio durante 24 horas con el objetivo de que se seque. La mezcla al estar 1269

seca se macera en un cristol y montero cerámicos hasta obtener un polvo fino 1270

gris que debe ser almacenado en recipientes herméticos para evitar que 1271

obtenga la humedad y luz del medio ambiente. 1272

Después de fabricar la pólvora se produce el sistema eléctrico mediante 1273

alambre ferroníquel el cual se encarga de aumentar la temperatura para 1274

quemar los 10 g de pólvora y cables de protoboard que son los encargados de 1275

energizar el cable de ferroníquel. Para esto se toma 7 cm de alambre de 1276

ferroníquel y se enrolla alrededor de un palillo para obtener un filamento de 3 1277

vueltas como se observa en la figura 53. 1278

1279

Figura 53. Modo de obtención del filamento [28]. 1280

Al tener el filamento se conectan sus extremos a dos cables de protoboard que 1281

como ya se había mencionado son los encargados del paso de corriente para 1282



aumentar la temperatura del alambre de ferronickel como se muestra en la 1283

siguiente figura. 1284

1285

Figura 54. Modo de conectar el filamento y los cables de protoboard [28]. 1286

Estos extremos se protegen por medio de cinta de enmascarar como se puede 1287

ver en la figura 55 para asegurar que no hayan desconexiones y que se 1288

consuma cuando el ignitor este encendido. No se usa cinta aislante porque es 1289

toxica y el ignitor al estar encendido produce gases tóxicos. 1290

1291

Figura 55. Aseguramiento del sistema [28]. 1292

Con la pólvora y el sistema eléctrico elaborados se unen con el objetivo de 1293

generar el sistema de iniciación del ignitor. Para realizar esta unión se toma un 1294

poco de pólvora que es mezclada con pegaucho para obtener una mezcla 1295

cohesionada mejorando el proceso de combustión de la pólvora y luego se une 1296

con el filamento de ferroníquel, obteniendo la carga pirotécnica de iniciación 1297

como se puede observar en la siguiente figura. 1298

1299

Figura 56. Carga pirotécnica de iniciación [28]. 1300

Una vez con las cargas pirotécnicas de iniciación ya construidas se inicia con el 1301

proceso de fabricación de combustible tipo Candy, para esto se toma como 1302



referencia el documento desarrollado por Manuela Duque [29] donde presenta 1303

como es la fabricación de este combustible. 1304

1305

Tabla 18. Proceso de fabricación de combustible tipo Candy [29]. 1306

Con el combustible tipo Candy ya producido se ubica en el interior del rollo de 1307

cartón (mismo donde almacenan monedas) como se observa en la figura 57. 1308

1309

Figura 57. Combustible en el interior del rollo de cartón [28]. 1310



Como se puede ver en la figura anterior el combustible tipo Candy que se 1311

encuentra dentro del rollo de cartón se le debe realizar una cavidad con un 1312

taladro de mano con el objetivo de introducir luego la carga pirotécnica de 1313

iniciación. Este hueco debe realizar de una forma lenta y con refrigeración 1314

constante con el fin de no aumentar la temperatura del combustible. 1315

El otro extremo del rollo de cartón se sella con yeso roca grado 5 con el 1316

objetivo de proporcionar una base sólida y estable al ignitor, permitiendo 1317

quemar al elemento de forma homogénea y en una sola dirección. 1318

1319

Figura 58. Base del ignitor con yeso roca grado 5 [28]. 1320

1321

12.2.2. Ensamble de ignitores 1322

1323

Teniendo todos los subsistemas fabricados del ignitor se prosigue con su 1324

respectivo ensamble. Para esto se inicia con la unión entre la carga pirotécnica 1325

de inicio y el cuerpo del ignitor (rollo de cartón con combustible tipo Candy) de 1326

acuerdo a la siguiente figura. 1327



1328

Figura 59. Esquema del ensamble del ignitor y fotografía del ensamble [28]. 1329

Luego se sobrepone papel aluminio sobre la carga pirotécnica de iniciación con 1330

el objetivo de concentrar la temperatura y presión cuando el ignitor inicie su 1331

quemado. Este papel aluminio es asegurado con cinta que igualmente es 1332

utilizada para asegurar los cables de protoboard al cuerpo del ignitor. 1333

1334

Figura 60. Ignitor con cinta asegurando el papel aluminio y los cables de protoboard [28]. 1335

Finalmente el ignitor al ser ensamblado debe resultar de acuerdo al siguiente 1336

esquema. 1337



1338

Figura 61. Esquema final del ensamble del ignitor [28]. 1339

12.2.3. Pruebas de ignitores 1340

1341

Al tener fabricados los ignitores se prosiguió a realizar pruebas con el fin de 1342

poder determinar el tiempo de quemado, tiempo de respuesta, corriente y 1343

voltaje necesarios para iniciar el ignitor y la tasa de quemado y así estudiar el 1344

comportamiento de los ignitores para dicho estudio en las pruebas estáticas del 1345

motor cohete SUA-I. 1346

En estas pruebas se realizaron cuatro iteraciones donde se utilizaron dos 1347

ignitores pequeños con dimensiones de 5.59 cm de longitud y 1.57 cm de 1348

diámetro y dos ignitores grandes con dimensiones de 7.9 cm de longitud y 1.55 1349

cm de diámetro. 1350

El montaje que se utilizó para las pruebas constaba de una fuente variable la 1351

cual suministraba la energía para encender los ignitores, dos multímetros con 1352

sus respectivos termopares los cuales median la temperatura, los cuatro 1353

ignitores y una estructura para soportar los ignitores. Este montaje descrito se 1354

puede observar en la siguiente figura. 1355



1356

Figura 62. Montaje para caracterización de ignitores [28]. 1357

Se utilizaron teléfonos móviles encargados de grabar por separado el 1358

comportamiento de los ignitores, de la fuente variable y de los multímetros con 1359

el objetivo de analizar y obtener datos de una manera más eficiente. 1360

12.2.3.1. Prueba ignitor #1 1361

1362

En esta prueba se probó un ignitor pequeño y los termopares fueron ubicados 1363

sobre el rollo de cartón como se muestra en la figura 63. 1364

1365

Figura 63. Esquema de ubicación de termopares en el ignitor #1 [28]. 1366



Al iniciar la prueba se observó que el ignitor solo se consume su interior y no se 1367

consume totalmente por los que las temperaturas registradas no fueron las 1368

adecuadas y las deseadas. Esto se puede apreciar en la siguiente figura. 1369

1370

Figura 64. Prueba de ignitor #1 [28]. 1371

De los videos obtenidos durante la prueba del ignitor #1 se obtuvieron los 1372

siguientes resultados. 1373

1374

Tabla 19. Resultados de prueba ignitor #1 [28]. 1375


1377

En esta prueba se probó un ignitor pequeño y los termopares fueron ubicados 1378

en plena salida de llama del ignitor como se muestra en la figura 65. 1379



1380

Figura 65. Esquema de ubicación de termopares en el ignitor #2 [28]. 1381

1382


Los resultados obtenidos durante la prueba de las temperaturas registradas por 1384

los termopares se muestran en la siguiente gráfica. 1385

1386

Gráfica 5. Comportamiento de temperatura durante la prueba del ignitor #2 [28]. 1387

0

200

400

600

800

1000

1200

0 5 10 15 20 25

Tem

pe

ratu

ra (

°C)

Tiempo (s)

Ignitor 2

Termocupla 1

Termocupla 2



Como se observa en la gráfica 5 el termopar #1 alcanza una temperatura 1388

máxima de 998 grados C y se estabiliza en una temperatura de 900 grados C. 1389

Mientras el termopar #2 registro una temperatura máxima de 900 grados C y no 1390

tuvo punto de estabilización. La diferencia entre el registro de temperaturas por 1391

parte de los dos termopares posiblemente fue por una corriente de aire que 1392

generaba el extractor de la cámara donde se realizaron las pruebas. 1393



1396



1399

En esta prueba se probó un ignitor grande y una de los termopares fue ubicado 1400

en plena salida de llama del ignitor y el otro a una distancia de 6.3 cm de la 1401

salida de la llama como se muestra en la figura 67. 1402

1403






1407


Como se observa en la gráfica 6 el termopar “ignitor” alcanza una temperatura 1409

máxima de 900 grados C y se empieza a estabilizar a una temperatura de 750 1410

grados C pero tiene una caída de temperatura a 600 grados C entre 22 y 24 1411

segundos posiblemente por la no homogeneidad del combustible. Mientras el 1412

termopar “ambiente” registro una temperatura máxima de 550 grados C y se 1413

estabiliza a 480 grados C. Las dos series se comportan de forma muy parecida 1414

por lo que la tasa en la que se caliente el ignitor y el ambiente es muy similar. 1415



1418


0

200

400

600

800

1000

0 10 20 30 40

Tem

pe

ratu

ra (

°C)

Tiempo (s)

Ignitor 3

Ignitor

Ambiente




1421

En esta prueba se probó un ignitor grande y una de los termopares fue ubicado 1422

en plena salida de llama del ignitor y el otro a una distancia de 6.75 cm de la 1423

salida de la llama al igual que en la prueba del ignitor #3 como se muestra en la 1424

figura 68. 1425

1426


1428



1431


0

200

400

600

800

1000

1200

0 10 20 30

Tem

pe

ratu

ra (

°C)

Tiempo (s)

Ignitor 4

Ignitor

Ambiente



Como se observa en la gráfica 7 el termopar “ignitor” alcanza una temperatura 1433

máxima de 1100 grados C y se empieza a estabilizar a una temperatura de 1434

1050 grados C. Mientras el termopar “ambiente” registro una temperatura 300 1435

grados C el cual es su punto de estabilización, el cual es mucho menor 1436

comparado con la temperatura que registro ese mismo termopar en la prueba 1437

del ignitor #3, esta diferencia posiblemente se debió a la distancia de ubicación 1438

del termopar. 1439



1442


1444

12.3. Sistema de presurización 1445

12.3.1. Pruebas de estanqueidad 1446

1447

El funcionamiento del motor SUA-I es mediante la utilización de un reservorio 1448

de presión que trabaja con CO2 a una presión de 295 psi. Para verificar que el 1449

reservorio de presión y que las conexiones hidráulicas después de ensamblado 1450

el motor no presentaba ningún defecto y fuga se realizaron pruebas a dichos 1451

sistemas con el objetivo de verificar la presurización del sistema. Estas pruebas 1452

se realizaron en el laboratorio de conversión de energía de la Universidad de 1453

los Andes con asesoría y vigilancia del técnico Jose Buitrago quien es la 1454

persona encargada de manejo de gases en la universidad. 1455



La primera prueba que se realizo fue la verificación del buen acople de las 1456

conexiones hidráulicas instaladas en todo el motor. Para esto se conectó un 1457

tanque de nitrógeno con su respectivo regulador al reservorio de presión del 1458

motor SUA-I como se puede apreciar en la figura 69. El regulador del tanque de 1459

nitrógeno permite regular la presión de entrada de nitrógeno que recorrería 1460

todo el motor cohete. Para que el nitrógeno recorriera todo el sistema se abrió 1461

la válvula solenoide con el fin de no presurizar solo el reservorio de presión. 1462

Para esta primera prueba se inyecto nitrógeno a presiones de 100 psi, 150 psi 1463

y 200 psi que es lo necesario para verificar si alguna conexión presenta fuga. 1464

Igualmente se rego agua con jabón a todas las conexiones con el objetivo de 1465

verificar que ninguna de estos acoples generara burbujas. Si alguna conexión 1466

presentaba burbujas era necesario desensamblar, volver a instalar teflón a la 1467

pieza y volver a conectar. Este procedimiento se realizó en varias 1468

oportunidades hasta verificar que ninguna de las conexiones hidráulicas del 1469

motor cohete SUA-I presentara fugas. 1470

1471

Figura 69. Pruebas de estanqueidad. 1472

1473

Al verificar que el motor cohete no presentada fugas se realizó una segunda 1474

prueba especialmente al reservorio de presión con el objetivo de comprobar su 1475

estanqueidad a diferentes presiones cercanas a las de trabajo y confirmar su 1476

integridad estructural. Para esta prueba nuevamente se conectó un tanque de 1477



nitrógeno con su respectivo regulador al reservorio de presión como se pude 1478

observar en la figura 69. El regulador del tanque de nitrógeno permite regular la 1479

presión de entrada de nitrógeno al reservorio de presión y para la entrada solo 1480

del gas al reservorio de presión se cerró la válvula solenoide. En esta prueba 1481

se inyecto nitrógeno a 100 psi en donde se presentó un poro en la parte inferior 1482

del reservorio de presión al cual se le aplico soldadura para reparar dicha fuga 1483

y así dejar el reservorio totalmente hermético como se puede ver en la figura 1484

70. Después de reparar el poro se volvió a inyectar nitrógeno a 100 psi, 200, 1485

psi y 230 psi y se dejó por una hora el reservorio presurizado para cada presión 1486

inyectada comprobando que el reservorio de presión cumplía con hermeticidad. 1487

Nota: No fue posible aumentar la presión a más de 230 psi debido a que a esa 1488

presión el regulador cumplía con su capacidad máxima. 1489

1490

Figura 70. Soldadura aplicada al reservorio de presión por aparición de poro. 1491

12.3.2. Pruebas con hielo seco 1492

1493

Como se mencionó en secciones anteriores el funcionamiento del motor cohete 1494

SUA-I se logra mediante la presurización del tanque de peróxido de hidrogeno 1495

y la línea de gasolina por medio de CO2 gaseoso que se produce en el 1496

reservorio de presión a partir de hielo seco (CO2 solido). Por esta razón se 1497

realizaron pruebas introduciendo hielo seco en el reservorio de presión y 1498



cerrando la válvula solenoide con el objetivo de estudiar su comportamiento al 1499

entrar en contacto con el material del reservorio, temperatura ambiente y altura 1500

de la ciudad de Bogotá el cual es el sitio donde se realizaran las pruebas 1501

estáticas del motor. Al realizar dichas pruebas se buscaba realizar una curva 1502

de calibración con el fin de conocer cuanta cantidad de hielo seco se debe 1503

introducir para obtener las presiones deseadas de trabajo y confirmar si lo 1504

descrito en el manual del motor cohete comercial SS67B-1 aplicaba para las 1505

condiciones de pruebas estáticas del motor cohete SUA-I. La curva de 1506

calibración obtenida fue la siguiente. 1507

1508

Gráfica 8. Curva de calibración para hielo seco. 1509

Al finalizar las pruebas y realizar la curva de calibración de cuanto presión se 1510

alcanza con cierta cantidad de hielo seco se observó que el hielo al cambiar de 1511

solido a gaseoso se comporta de forma lineal, esto quiere decir que la cantidad 1512

que se introduzca de hielo seco va ser la presión que se va a obtener dentro 1513

del reservorio de presión. Al observar los resultados se observa que el CO2 se 1514

comporta como un gas ideal a las condiciones que se tienen para las pruebas 1515

y = 1,0499x - 0,0322 R² = 0,9778

0

20

40

60

80

100

120

140

160

180

200

220

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200

Pre

sió

n (

psi

)

Cantidad hielo seco (g)

Curva de calibración para hielo seco



estáticas y esto se debe a que no alcanza los puntos críticos de este gas, esto 1516

se puede observar en la siguiente tabla. 1517

1518

Tabla 23. Características físicas de CO2 [30]. 1519

Igualmente durante las pruebas se tomó el tiempo en el que el hielo seco 1520

tardaba en cambiar de estado entre sólido y gaseoso dando como resultado en 1521

las cinco pruebas realizadas que se toma un tiempo de 13.5 minutos. 1522

12.4. Sistema de Seguridad 1523

12.4.1. Protocolos de seguridad en ejecución de prueba 1524

1525

Los motores cohete de combustible líquido como lo es el SUA-I requieren un 1526

manejo cuidadoso debido a que los componentes químicos con los que trabaja 1527

tienen un alto nivel de reactividad. Es por esta razón que fue necesario 1528

desarrollar protocolos de seguridad que garantizaran el buen desarrollo de las 1529

actividades con el objetivo de disminuir los peligros y riesgos que se pueden 1530

presentar al realizar las pruebas estáticas y el lanzamiento del motor cohete 1531

SUA-I. Para la realización de estos protocolos se tomaron como base los ya 1532

desarrollados por Urrego [22] modificándolos y adaptándolos al motor cohete 1533

SUA-I con el fin de que los protocolos de todas las misiones del proyecto PUA 1534



tengan el mismo formato. Los protocolos que se desarrollaron fueron para las 1535

siguientes actividades: 1536

Embalaje y descargue del oxidante, el combustible y hielo seco 1537

Banco de pruebas y enclavamiento 1538

Sistema DAQ y prueba 1539

Alistamiento del Motor SUA-I para la Ignición 1540

Alistamiento del circuitos de ignición 1541

Pre-ignición 1542

Ignición 1543

Procedimiento post-prueba 1544

Procedimiento en caso de no ignición 1545

Procedimiento en caso de explosión 1546

Para observar detalladamente cada uno de los protocolos para las actividades 1547

anteriormente mencionadas dirigirse al Anexo D. 1548

12.4.2. Protocolos de verificación de ensamble y 1549

movimiento de herramientas. 1550

1551

Con el fin de mejorar el proceso y calidad del proyecto se realizaron protocolos 1552

de verificación de ensamble del motor y de movimiento de herramientas para el 1553

día de la prueba y de un posible lanzamiento. Estos protocolos fueron 1554

realizados conjuntamente con el estudiante de maestría Luis Carlos Longas. 1555

Los protocolos se pueden ver en el Anexo E. 1556

12.4.3. Sistema de seguridad de ignición 1557

1558

Por motivos de seguridad se debe realizar un sistema de seguridad con un 1559

temporizador mecánico y un switch de llave los cuales permitirán interrumpir y 1560

permitir el flujo de corriente que le dará inicio al sistema de ignición, estos se 1561

pueden ver en la figura 71. 1562



1563

Figura 71. Temporizador y switch de llave. 1564

Para dar inicio a la elaboración al sistema de seguridad se modificó el 1565

temporizador debido a que estos temporizadores vienen de fábrica 1566

normalmente abierto, esto quiere decir que cuando está corriendo el tiempo 1567

pasan corriente y cuando se acaba el tiempo dejan de pasar corriente. Por esta 1568

razón fue necesario modificar el temporizador a normalmente cerrado que 1569

quiere decir que cuando está corriendo el tiempo no pasa corriente, mientras 1570

que cuando llega a cero permite pasar corriente lo cual es lo que se necesita 1571

para poder dar ignición al motor. Para poder poner el temporizador en el estado 1572

normalmente cerrado se modificaron sus terminales internamente y se sellaron 1573

con masilla epoxica con el objetivo de fijar las terminales, dejarlas en la 1574

ubicación deseada con el fin de que el flujo de corriente no se viera afectado y 1575

que el temporizador tuviera el funcionamiento deseado, como se puede 1576

observar en la figura 72. 1577

1578

Figura 72. Modificación realizada al temporizador. 1579



Para verificar el buen funcionamiento del temporizador después de su 1580

modificación se diseñó un experimento en el cual se pudiera observar la 1581

confiabilidad del temporizador. Para poder ejecutar el experimento primero se 1582

realizaron las debidas marcas para conocer las posiciones de tiempo cero y la 1583

posición donde más o menos se cuentan quince minutos. Al tener identifica 1584

estas posiciones se prosiguió a realizar el experimento donde se utilizó un 1585

multímetro para comprobar el paso o no paso de corriente del temporizador, 1586

como se puede observar en la figura 73. 1587

1588

Figura 73. Montaje de experimentación. 1589

Al tener el montaje ya mencionado se realizó el experimento en el cual se 1590

realizaron 20 iteraciones donde se midió el tiempo en el que el temporizador 1591

demoraba de una marca a otra marca identificadas, esta tiempo como ya se 1592

había mencionado debía ser aproximadamente de quince minutos. Igualmente 1593

con el experimento se quería comprobar que cuando el temporizador estuviera 1594

en funcionamiento en ningún momento hubiera paso de corriente y que cuando 1595

llegara al tiempo cero hubiera un flujo de corriente, para esto se utilizó un 1596

multímetro. Los resultados obtenidos fueron los siguientes. 1597

Pruebas Temporizador

# Medición Tiempo transcurrido

1 15,01

2 15,25

3 15,03



4 15,17

5 15,45

6 15,28

7 15,22

8 15,42

9 15,25

10 15,47

11 15,38

12 15,15

13 15,35

14 15,23

15 15,17

16 15,42

17 15,4

18 15,37

19 15,22

20 15,18 Tabla 24.Mediciones realizadas al temporizador después de modificado. 1598

Al tener los datos de medición del temporizador después de haber sido 1599

modificado se prosiguió a obtener el promedio de los datos con el objetivo de 1600

calcular la varianza y desviación estándar. Esta última al ser calculada nos da 1601

la información suficiente para obtener el intervalo de confiabilidad y así poder 1602

calcular la confiabilidad del sistema. El procedimiento que se realizo fue el 1603

siguiente. 1604

Se calculó el promedio de la siguiente manera: 1605

∑

Al tener el promedio se calculó la varianza de la siguiente manera: 1606

( )

( ) ( )

Con esta varianza se obtiene la desviación estándar: 1607

√



Entonces a partir de la desviación estándar se obtiene el intervalo de confianza: 1608

Se prosigue a obtener la confiabilidad del sistema comparando el intervalo de 1609

confianza con los datos obtenidos. Al compararlos se observa que catorce 1610

datos obtenidos están dentro del intervalo de confianza expresando que el 1611

sistema tiene una confiabilidad del 70%. 1612

1613

1614

1615

1616

1617

1618

1619

1620

1621

1622

1623

1624



13. Prueba estática motor cohete SUA-I 1625

1626

13.1. Procedimiento 1627

1628

A continuación se explicara el procedimiento que se debe ejecutar con el 1629

objetivo de realizar unas pruebas optimas y satisfactorias al motor cohete SUA-1630

I. Se debe tener en cuenta que es de suma importancia tener claro el 1631

funcionamiento del motor cohete SUA-I y de cómo realizar las pruebas debido 1632

a que estos motores de combustible líquido manejan sustancias de alta 1633

inflamabilidad que pueden llegar a ser peligrosas si no se tiene un manejo 1634

adecuado de estas. Es por esta razón que se explicara el siguiente 1635

procedimiento desde el transporte de los insumos hasta el caso en el que 1636

motor no prenda o haya alguna explosión. 1637

El motor cohete SUA-I como se sabe trabaja con peróxido de hidrogeno al 1638

50%, gasolina, permanganato de potasio, ignitores de nitrato de potasio y 1639

sorbitol y hielo seco, por esto se debe saber cómo se debe transportar estos 1640

insumos y sus características al sitio de la prueba. El peróxido de hidrogeno al 1641

50% es un fuerte oxidante el cual es altamente polar y un poco más viscoso 1642

que el agua, este elemento debe ser transportado en un tanque rígido de 1643

polipropileno formalmente marcado. La gasolina es un compuesto químico 1644

liquido derivado del crudo por lo que tiene un alto grado de inflamabilidad, lo 1645

que quiere decir que debe estar siempre alejado de cualquier fuente que 1646

genere chispa o altos niveles de calor, este elemento debe ser transportado 1647

igualmente en un tanque rígido de polipropileno formalmente marcado. El 1648

permanganato de potasio es un compuesto químico solido que actúa como un 1649

fuerte oxidante y catalizador por lo que al entrar con otros compuestos 1650

químicos puede provocar ignición, este elemento debe ser transportado en sus 1651

respectivos empaques platicos y en cajas de cartón debidamente marcadas. 1652

Los ignitores de nitrato de potasio y sorbitol son elementos de alto riesgo 1653

debido a que tienen una inflamabilidad alta por lo que deben estar alejados de 1654



cualquier fuente de altos niveles de calor o que genere chispa, estos elementos 1655

deben ser transportados en bolsas ziplocs debidamente marcadas. El hielo 1656

seco es dióxido de carbono en estado sólido puede generar quemaduras y 1657

asfixia por lo que debe ser transportado en una nevera de icopor que conserve 1658

su temperatura. Por último para el transporte del motor SUA-I se debe utilizar 1659

un embalaje con el fin de mantener su integridad estructural. Hay que tener 1660

claro que todos estos elementos en el momento de ser transportados al sitio de 1661

la prueba y durante la prueba siempre deben estar separados para las 1662

características anteriormente descritas. 1663

Al llegar al sitio de la prueba primero se deben identificar tres zonas como lo 1664

muestra el siguiente esquema. Estas zonas deben ser explicadas a todas las 1665

personas presentes en el sitio de la prueba con el objetivo de evitar cualquier 1666

incidente. 1667

1668

Figura 74. Esquema de zonas de seguridad para prueba de motor SUA-I. 1669

La zona roja es de 10 metros de diámetro, en esta zona solo debe estar 1670

presente el jefe de misión y los colaboradores identificados que se necesiten 1671

para de desarrollar las actividades de carga de combustible y compuestos 1672

químicos al motor, verificación del estado del banco de pruebas, esto quiere 1673

decir que se debe verificar su anclaje, posición y elementos que hacen parte de 1674

este. 1675

La zona amarilla es de 40 metros de diámetro, en esta zona son ubicadas las 1676

cámaras de video y de fotografía para el registro de la pruebas. Igualmente en 1677



esta zona se encuentran los bomberos y personal de primeros auxilios en el 1678

momento que se está cargando el motor con sus componentes. 1679

La zona verde es de 500 metros de diámetro esta es la zona segura, en esta 1680

zona son ubicados todos observadores en el momentos de carga del motor y 1681

de la prueba. 1682

Al ser identificadas las zonas por todo el personal se inicia el proceso de 1683

alistamiento del sistema de adquisición de datos y del motor cohete SUA-I que 1684

se realiza en la zona roja que es la zona de pruebas. En este lugar se debe 1685

conectar todo el sistema de adquisición de datos, esto quiere decir que en esta 1686

zona es donde toda la instrumentación es conectada al banco de pruebas, al 1687

motor cohete y al computador para la adquisición de datos comprobando su 1688

funcionamiento. Al estar toda la instrumentación conectada se sigue con la 1689

comprobación del funcionamiento de la electroválvula (normalmente cerrada) 1690

energizándola y desenergizándola con el fin de oír el servo de la válvula abrir y 1691

cerrar. Al comprobar el funcionamiento de la electroválvula se inicia con el 1692

proceso de carga de 295 g de hielo seco al reservorio de presión donde 1693

después de introducir esa cantidad se espera un tiempo de 14 minutos con el 1694

objetivo de verificar si la presión del reservorio de presión es de 295 psi. 1695

Después de esto se prepara la cámara de combustión donde se introduce el 1696

cartucho de ignición con su respectivo escudo y se introduce el permanganato 1697

de potasio alrededor de dicho escudo dentro de la cámara de combustión. 1698

Antes de acoplar la cámara de combustión al mamparo del motor se deben 1699

sellar los inyectores con vaselina con el fin de obstruir el flujo de gasolina y 1700

peróxido de hidrogeno a la cámara de combustión. Luego de tapar los 1701

inyectores con vaselina se sella la cámara de combustión y se inicia con el 1702

proceso de carga de 0.35 L de gasolina a su línea verificando que no se 1703

presenten riegos fuera de la línea. Al terminar la carga de gasolina se prosigue 1704

con el suministro de 2.8 L de peróxido de hidrogeno al 50% a su tanque, 1705

igualmente verificando que no se presenten riegos por fuera de este. Al 1706

terminar de cargar el motor cohete SUA-I con todos los compuestos se 1707

empieza la pre-ignición donde se acciona el temporizador y se lee en voz alta 1708



que se inicia el conteo regresivo de 15 minutos. Después de esto se acciona la 1709

llave con el objetivo de cerrar el circuito y se inicia el sistema de adquisición de 1710

datos con el fin de verificar que todo esté en funcionamiento. 1711

Al terminar de alistar el motor cohete SUA-I, el sistema de adquisición y la pre-1712

ignición todo el personal se desplaza a la zona verde que es la zona segura. Al 1713

verificar que todo el personal se encuentra en la zona de seguridad se empieza 1714

con el proceso de ignición. Para esto se lee en voz alta que finalizo el conteo 1715

de 15 minutos y que inicia la cuenta regresiva de 10 segundos, en el segundo 5 1716

se inicia el ignitor y al segundo 0 se energiza la válvula solenoide para abrirla y 1717

que todos los fluidos se desplacen a la cámara de combustión. 1718

Al terminar la prueba se detiene la grabación de las filmadoras, se detiene el 1719

sistema de adquisición de datos y se deja abierta la válvula solenoide para 1720

permitir la evacuación residual de componentes de combustión. Luego de un 1721

tiempo se cierra la válvula y el personal autorizado se desplaza a la zona de 1722

prueba para desconectar toda la instrumentación y desmontar el motor cohete 1723

del banco de pruebas. Al desmontar todo el sistema de adquisición de datos y 1724

el motor todos los elementos son debidamente guardados en sus 1725

correspondientes embalajes. 1726

Se sabe que estas son pruebas en las que no siempre sucede lo esperado por 1727

lo que en caso de no ignitar el motor cohete se debe esperar un tiempo de 10 1728

minutos para la estabilización de la situación. Luego de este tiempo se reinicia 1729

el sistema de adquisición de datos, se desenergiza el ignitor y se revisa el 1730

motor para buscar cual fue la falla, corregirla y volver a iniciar la prueba. 1731

En el caso de que ocurra una explosión se debe esperar 15 minutos para la 1732

estabilización de la situación. Luego se revisa el estado del personal y las 1733

instalaciones, se apagan y se desconectan el sistema de ignición y de 1734

adquisición de datos. Después se evalúan los daños al banco de pruebas y al 1735

motor cohete recuperando la mayor cantidad de piezas posibles con el fin de 1736

poder realizar un análisis. 1737

1738



14. Costos finales 1739

1740

En esta sección se encuentra el costo final que tomo para realizar el 1741

mantenimiento, puesta a punto, ensamble y pruebas estáticas al motor SUA-I. 1742

El listado del total de cotos obtenido después de realizar el proyecto fue el 1743

siguiente donde se incluyeron desde transporte hasta los suministros químicos. 1744

1745

Concepto Proceso Valor + IVA

Mantenimiento

Materiales manufactura $ 40.600,00

Soldadura $ 200.000,00

Manufactura $ 420.000,00

Calibración válvula de alivio $ 58.000,00

Compra de electroválvula $ 160.000,00

Conexiones hidráulicas $ 150.000,00

Fabricación Camisa

Tubo PVC $ 150.000,00

Pintada $ 40.000,00

Serigrafía $ 25.000,00

Insumos

Permanganato de potasio (4 kg) $ 300.000,00

Peróxido de hidrogeno 50% (2 galones) $ 22.000,00

Hielo seco (10 kg) $ 55.000,00

Gasolina (1 galón) $ 8.500,00

Sistema de seguridad Temporizador + switch de llave $ 36.000,00

Transporte Movimiento de motores $ 300.000,00

Total $ 1.965.100,00

1746

Tabla 25. Costos finales de proyecto. 1747

1748

1749

1750

1751

1752

1753



15. Conclusiones 1754

1755

Se comprobó que a partir de la industria Colombia se puede diseñar, 1756

manufacturar y realizar mantenimiento de motores cohetes como lo fue en el 1757

caso del motor cohete de combustible líquido el SUA-I. Donde a partir de las 1758

ofertas ofrecidas a nivel nacional se logró una puesta a punto del motor cohete 1759

SUA-I para la realización de pruebas estáticas y su estudio. 1760

De igual forma se comprobó que a nivel nacional se pueden conseguir todos 1761

los componentes químicos para el funcionamiento de este tipo de motores, 1762

sabiendo que en Colombia se tiene un control muy riguroso sobre estos 1763

insumos. Esto nos revela que la industria nacional está en la capacidad de 1764

elaborar proyectos de este tipo con un mayor alcance. 1765

Se realizaron cálculos de diseño y protocolos de mantenimiento, ensamble y 1766

seguridad con el objetivo de estandarizar el diseño, manufactura y pruebas de 1767

motor cohete de combustible líquido con el fin de poder ser replicados y 1768

generar un mayor conocimiento a nivel nacional en cuanto al funcionamiento de 1769

este tipo de cohetes. 1770

Teniendo en cuenta lo anteriormente mencionado la estandarización de este 1771

tipo de proyectos es fundamental para que su desarrollo sea de forma 1772

adecuada y segura ayudando a prevenir un mal manejo de los motores cohete 1773

de propulsión liquida evitando así cualquier situación de riesgo. 1774

1775

1776

1777

1778

1779

1780



16. Bibliografía 1781

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Anexo A 1885

1886

Figura 75. Plano con modificaciones realizadas al mamparo. 1887



Anexo B 1888

1889

Figura 76. Plano de tapa soporte 1. 1890



1891 1892

Figura 77. Plano tapa soporte 2.1893



Anexo C

Para el buen desarrollo de las pruebas estáticas que se realizaran al motor cohete SUA-I se debe realizar un instructivo

de ensamble del motor con el fin evitar fugas, acoples no deseables, el mal uso de las conexiones hidráulicas y el no

correcto funcionamiento del motor. Este instructivo de ensamble se puede ver a continuación.

# Procedimiento Descripción Diagrama

1

En la parte superior del reservorio

de presión se deben enroscar los

siguientes accesorios: la válvula

de alivio ¼’’ (1), el rancor ¼’’ o

tapón de ¼’’ (2), el manómetro

¼’’ (3). Se debe utilizar cinta de

teflón con el fin de sellar

adecuadamente las roscas.

2 Entre el reservorio de presión y el

tanque de peróxido de hidrogeno

se deben hacer las siguientes



conexiones hidráulicas en el

respectivo orden: adaptador

macho 3/8’’ a 1/4’’ (5), válvula

solenoide ¼’’ NPT (6), niple

conector macho ¼’’x 1.5’’ (7), tee

hembra ¼’’ (8) y niple conector

macho ¼’’x 2.5’’ (9) que va

conectado al tanque de peróxido

de hidrogeno.

En la salida de la tee hembra ¼’’

(8) se tienen la conexión entre el

reservorio de presión y la línea de

combustible en el respectivo

orden: adaptador macho-hembra

¼’’ a 1/8’’ (10), manguera para

CO2 (11), adaptador hembra-

macho 1/8’’ (12), tubing con

conectores 1/8’’ NPT (13), válvula

de cheque 1/8’’ NPT (14), tubing

con conectores 1/8’’ NPT (15),

adaptador macho 1/8’’ a ¼’’ (16),

niple conector hembra 1/4’’ (17),

codo 90 ¼’’ a 3/8’’ (18). Se debe

utilizar cinta de teflón con el fin

de sellar adecuadamente las



roscas.

3

En la parte superior del tanque de

peróxido de hidrogeno va un

tapón ¼’’ (19).

En la parte inferior del tanque de

peróxido de hidrogeno se deben

realizar las siguientes conexiones:

seis adaptadores macho-hembra

1/8’’-1/4’’ (20) donde van

conectados los seis niples largos

1/8’’ (21).

Se debe utilizar cinta de teflón

con el fin de sellar




4

Al mamparo se le conecta en el

centro la base del inyector de

gasolina (22).En la parte superior

de la base del inyector de

gasolina se realizan las siguientes

conexiones: niple conector macho

1/8’’ (23) seguido por una tee

hembra 1/8’’ (24). En una de las

salidas de la tee hembra 1/8’’ (24)

se conecta un niple conector

corto macho 1/8’’ (25), seguido

por un niple conector hembra

1/8’’ (26), un adaptador hembra-

macho 1/8’’ a 1/4’’ (27) y una

codo 90° macho ¼’’-3/8’’ (28) el

cual va conectado a la salida del

tanque de gasolina. En la otra

salida de la tee hembra 1/8’’ (24)

se conecta un niple conector

macho 1/8’’ (29), seguido por un

niple conector hembra 1/8’’ (30),

un Codo 90° macho 1/8’’ (31) y un

tapón 1/8’’ (32).Se debe utilizar

cinta de teflón con el fin de sellar




5

En la parte inferior de la base del

inyector de gasolina que está

conectado al mamparo se

conecta el Inyector 1/8HH-1 (33).

Se debe utilizar cinta de teflón

con el fin de sellar


6

El mamparo al tener las

conexiones del sistema de

gasolina se acopla al sistema de

inyección de peróxido de

hidrogeno atravesando los niples

largos 1/8’’ a través de sus

respectivos orificios. El mamparo

al estar acoplado a los niples

largos 1/8’’ se asegura a estos por

medio de seis tuercas de 1/8’’

(34) una para cada niple. Se debe



roscas.



7

Los niples largos 1/8’’ al estar

acoplados y asegurados al

mamparo se les realiza la

conexión de seis bases de

inyector de peróxido de

hidrógeno (35). A estas bases

igualmente se les conecta seis

inyectores 1/8HH-2 (36). Se debe



roscas.

8

Al tener todo el sistema de

inyección (gasolina y peróxido de

hidrogeno) se debe ensamblar la

cámara de combustión. Para eso

la cámara de combustión en su

interior debe tener el cartucho de

ignición que va protegido por el

contenedor del cartucho (37).



9

Al tener completo el

procedimiento #8 se conecta la

tobera a la cámara de combustión

(38).

10

Se conecta la cámara de

combustión al resto del motor

por medio de seis tornillos bristol

cabeza plana M5 (39) que son

asegurados con su respectiva

tuerca (40).



11

Por medio de barras de acero

inoxidable de 16 cm de largo

asegurar el reservorio de presión

y el tanque de peróxido de

hidrogeno permitiendo una

buena alineación de estos

elementos (41), estas barras son

aseguradas con tornillos bristol

(42).



Anexo D

1 Embalaje y descargue del oxidante, catalizador, combustible y hielo seco (Oxidante, permanganato de potasio y combustible no deben estar juntos)

1,1 Oxidante (H2O2) cargado en tanque rígido de polipropileno debe transportarse por separado del combustible y hielo seco

1,2 Combustible (Gasolina) cargado en tanque rígido de polipropileno debe transportarse por separado del oxidante y hielo seco

1,3 Catalizador (Permanganato de potasio) debidamente empacado en sus bolsas originales y cargado en una caja de cartón marcada

1,4 Hielo seco (CO2) cargado en nevera de icopor debe transportarse por separado del combustible y oxidante

1,5 Asegurarse del ajuste de la contratapa a presión del bidón de polipropileno en ambos tanques

1,6 Asegurar ajuste de la tapa de la nevera de icopor

1,7 Asegurar la estabilidad de los recipientes, evitando al máximo el derramamiento de alguno de ellos

1,8 Al momento del descargue deberán almacenarse por separado y protegidos del sol los recipientes

2 Banco de pruebas y enclavamiento

2,1 Reconocimiento del lugar de pruebas (Zona de prueba, zona de seguridad y zona de riesgo)

2,2 Armar soportes para el banco de pruebas

2,3 Posicionamiento y armado de los anillos de centrado con chaqueta y motor incluidos

2,4 Estabilización de los puntos de anclaje

2,5 Revisión y ajuste de las uniones roscadas, temple de riostas y ajuste de ángulo de enclavamiento

3 Sistema DAQ y prueba

3,1 Verificación del soporte para la bornera del DAQ

3,2 Conexión de sondas de temperatura, presión y vibraciones al sistema DAQ

3,3 Conexión de celda de carga al sistema DAQ



3,4 Encendido y verificación del funcionamiento del sistema DAQ

3,5 Aseguramiento de la obtención de señales de los parámetros a medir (Presión, temperatura y fuerzas)

3,6 Colocar el sistema DAQ en posición Stand-By

3,7 Fotografiar el ensamble de prueba y las conexiones electrónicas

3,8 Ubicación y encuadre de cámaras de video en las zonas demarcadas como seguras

3,9 Encender las cámaras para registrar todo el proceso

4 Alistamiento del Motor SUA-I para la Ignición

4,1 Aseguramiento del área de procedimiento. Solo el técnico realiza el tanqueo

4,2 Se prueba funcionamiento de la válvula solenoide (normalmente cerrada)

4,2,1 Se introduce en reservorio de presión 295 g de hielo seco

4,3 Se espera un tiempo de 14 minutos con el fin de verificar si la presión que tiene el reservorio de presión es de 295 psi

4,3,1 Se prepara la cámara de combustión

4,3,2 Se introduce el cartucho de ignición con su respectivo escudo dentro de la cámara de combustión

4,4 Se introduce el permanganato de potasio alrededor de dicho escudo dentro de la cámara de combustión

4,5 Se sella con vaselina los ignitores

4,6 Se acopla la cámara de combustión-tobera al mamparo por medio de tornillos bristol

4,7 Se conecta a la línea de combustible el sistema de carga de gasolina aislándolo con una tela.

4,8 Se carga 0,35 L de gasolina a la línea de combustible de una manera lenta y verificando que no hayan fugas o derrames

4,9 Se cierra la línea de combustible con su respectivo sello

4,1 Se conecta al tanque del oxidante su sistema de carga aislándolo con una tela

4,11 Se le introduce 2.8 L de peróxido de hidrogeno al 50% al tanque de oxidante verificando que no hayan fugas o derrames

4,12 Se cierra el tanque de oxidante con su respectivo sello



5 Alistamiento del circuitos de ignición

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 master y los interruptores del control remoto en apagado. Sacar la llave al finalizar

5,5 Ajuste del ignitor en la sonda de ignición

5,7 Insertar la llave máster y posicionar en encendido el sistema de ignición. Sacar la llave al finalizar

5,8 Posicionar en modo de grabación las videocámaras

6 Pre-ignición

6,1 Accionar el temporizador hasta la marca del tiempo requerido (15 minutos) y retirar la perilla

6,2 leerse en voz alta - Inicia conteo de 15 minutos

6,3 Accionar la llave de la posición roja a la posición verde y retirar la llave

6,4 leerse en voz alta - Posicionar el sistema DAQ en modo adquisición

* El punto de pre ignición da una luz de 15 minutos a partir del cual el técnico debe salir de la zona de peligro y ubicarse en el bunquer.

** Una vez se cumple este tiempo el sistema de electrónica tiene el control completo de la ignición del cohete.

7 Ignición

7,2 Verificar y contar el personal en la zona de seguridad

7,4 Leerse en voz alta - Finalización conteo de tiempo de 15 minutos

7,5 Leerse en voz alta - Iniciar conteo regresivo de 10 segundos

7,6 Leerse en voz alta - Al segundo 5 iniciar el ignitor

7,7 Leerse en voz alta - Al segundo 0 se energiza la válvula solenoide (normalmente cerrada) con el fin de abrirla



8 Procedimiento post-prueba

8,1 Detener grabación de videograbadoras

8,2 Dejar abiertas las válvula solenoide para permitir evacuación residual de componentes de combustión

8,3 Detener sistema DAQ y guardar la información

8,4 Cerrar la llave master del circuito de ignición, apagar interruptor y disponer para almacenamiento

8,5 Retirar llave del interruptor de giro y almacenar en un lugar seguro

8,6 Apagar el sistema remoto de la válvula solenoide dejando en posición cerrado

8,7 Desconectar las sondas de presión, temperatura y vibraciones

8,8 Desconectar la celda de carga

8,9 Soltar anclajes de los anillos de centrado del motor

8,10 Ubicar el motor en zona segura, en posición horizontal y dejar enfriar zonas calientes

8,11 Desarmar anclajes y arriostramientos de la base

8,12 Desarmar la base y disponer para almacenamiento

8,13 Desarmar sistema DAQ y disponer para almacenamiento

8,14 Desarmar videograbadoras y disponer para almacenamiento

8,15 Verificar presencia de oxidante o combustible sobrante

8,16 Disponer del motor para embalaje y almacenamiento luego del enfriamiento de zonas calientes

9 Procedimiento en caso de no ignición

9,1 Esperar 10 minutos a estabilización de la situación

9,2 Reiniciar y dejar en modo Stand-by el sistema DAQ

9,3 Apagar la llave maestra del sistema de ignición

9,4 Retirar cable que energiza el ignitor

9,5 Evaluar situación. Si se continua se procede desde el numeral 3



10 Procedimiento en caso de explosión

10,1 Esperar 15 minutos a estabilización de la situación

10,2 Revisar el estado del personal y de las instalaciones

10,3 Apagar el sistema de ignición desde la llave máster y el interruptor principal

10,4 Desconectar la batería del sistema de ignición

10,5 Apagar el sistema DAQ y evaluar sus daños

10,6 Evaluar los daños al banco de pruebas y recuperar las piezas sueltas de ser necesario

10,7 Inventariar las piezas recuperadas y almacenarlas para una análisis posterior

10,8 Proceder desde el numeral 8



Anexo E

Protocolo de verificación de ensamble del Motor SUA-I

Paso Elementos a utilizar Procedimiento

1. Accesorios superiores del reservorio de

presión.

Válvula de alivio de 1/4'', Tapón de 1/4'', Manómetro de 1/4''

1.1. Verificar que los elementos a utilizar se encuentren en la parte superior del reservorio de presión.

1.2. Verificar que los elementos a utilizar están debidamente roscados.

1.3. Verificar que se haya utilizado cinta de teflón para el debido acople de los accesorios.

2. Conexiones hidráulicas

entre el reservorio de

presión y tanque de oxidante y

línea de combustible.

Adaptador macho 3/8’’ a 1/4’’, Niple

macho de 1/4''X1.5'', Niple macho de

1/4''X2.5'', Electro válvula, Te hembra

1/4'', Adaptador 1/4'' macho a 1/8''

hembra, Manguera para CO2 1/8'',

Válvula de cheque 1/8'', Tubing 1/4'', Adaptador de 1/4''

macho a 1/2'' hembra.

2.1. Verificar que la conexión del reservorio de presión al tanque del oxidante tenga el siguiente orden: Adaptador macho 3/8’’ a 1/4’’, Electro válvula, Niple macho de 1/4''X1.5'', Te hembra 1/4'' y Niple macho de 1/4''X2.5''.

2.2. Verificar que la conexión del reservorio de presión a la línea de combustible tenga el siguiente orden: de la Te hembra 1/4'' que conecta el reservorio de presión y el tanque del oxidante debe salir un Adaptador 1/4'' macho a 1/8'' hembra, Manguera para CO2 1/8'', Válvula de cheque 1/8'', Tubing 1/4'' y Adaptador de 1/4'' macho a 1/2'' hembra.



3. Accesorios Tapón de 1/4'' 3.1. Verificar que el elemento a utilizar se encuentre en la parte superior del tanque del oxidante.



superiores del tanque del oxidante.



4. Conexiones hidráulicas en

la parte inferior del tanque del oxidante.

Adaptadores macho-hembra 1/8’’-1/4’’ (X6), Niples largos

1/8’’ (X6)

4.1. Verificar que los elementos que se utilizan en la parte inferior del tanque del oxidante estén en el siguiente orden: Adaptadores macho-hembra 1/8’’-1/4’’ (X6), niples largos 1/8’’ (X6).



5. Conexiones hidráulicas de

la línea de combustible a la cámara de combustión.

Base inyector de gasolina, Inyector de

gasolina 1/8HH-1 , Mamparo , Conector

macho 1/8’’(X2)x1.5'',Te

hembra 1/8", Niple macho 1/8’’x1.5",

Niple hembra 1/8’’x1.5"(X2),

Adaptador hembra-macho 1/8’’-1/4’’,

Codo 90° macho 1/4’’-1/2’’

Codo 90° macho 1/8’’, Tapón 1/8’’.

5.1. Verificar que la base del inyector esté debidamente roscada al mamparo.

5.2. Verificar que el Inyector de gasolina 1/8HH-1 esté conectado a su base.

5.3. Verificar que por la entrada de la base del inyector se tenga el siguiente orden de conexiones: Conector macho 1/8’’x1.5'', Te hembra 1/8" por un lado de la Te va Niple macho 1/8’’x1.5", Niple hembra 1/8’’x1.5", Codo 90° macho 1/8" y Tapón 1/8’’. Por el otro lado de la Te va conector macho 1/8’’x1.5'', Niple hembra 1/8’’x1.5" Adaptador hembra-macho 1/8’’-1/4’’ y Codo 90° macho 1/4’’-1/2"



6. Acople de Mamparo con sus 6.1. Verificar que el mamparo se encuentre ensamblada a través de los niples largos 1/8’’.



mamparo debidas conexiones, Niples largos 1/8’’

(X6)

6.2. Verificar que las conexiones hidráulicas estén conectados a la línea de combustible.


7. Conexión inyectores de

oxidante

Base inyectores (X6), Inyectores de

oxidante 1/8HH-2 (X6), Niples largos

1/8’’ (X6)

7.1. Verificar que las bases de los inyectores se encuentren enroscados a los niples largos 1/8’’por encima del mamparo.

7.2. Verificar que los inyectores de oxidante 1/8HH-2 estén debidamente enroscados a sus respectivas bases.


8. Cierre de cámara de

combustión

Cartucho de ignición, Contenedor cartucho,

Tobera, Cámara de combustión

8.1. Verificar que la tobera este debidamente roscada a la cámara de combustión.

8.2. Verificar el cartucho de ignición como su contenedor estén centrados dentro de la cámara de combustión

8.3. Verificar que la cámara de combustión esté debidamente acoplado al mamparo y este sellado herméticamente.


9. Ensamble para prueba

Conectores de cobre

5.1 Ubicar la tubería de cobre para el transductor de presión en uno de los agujeros roscados de 1/8".

5.2 Retirar tapón de cobre para ubicar termocupla con rosca macho de 1/8" en el otro agujero roscado de la tapa.

5.3 Ubicar la tubería adyacente a la unidad de combustión y continuar con el paso 7 de este protocolo.



10. Ensamble para

lanzamiento Tapones de cobre

6.1 Retirar los conectores para la prueba y ubicar los dos tapones de cobre en los dos agujeros roscados de 1/8".

6.2 Utilizar traba roscas para asegurar el cierre hermético de la cámara de combustión y así evitar fugas.

6.3 Ubicar la tubería adyacente a la unidad de combustión y continuar con el paso 7 de este protocolo.

Para poder conocer el paso a paso y un registro fotográfico del proceso anteriormente descrito referirse al Documento PUA- Ensamble motor SUA-I

Pruebas

Número Sistema Elemento

Comentarios

1 Cohete 1.1 Camisa

Manipular con cuidado para evitar daño a la serigrafía

1.2 Fuselaje

1.3 Motor

Con combustible__ Sin combustible__

2 Banco de pruebas 2.1 Elementos del banco de pruebas

Referirse a Elementos banco de pruebas

2.2 Bornera

2.3 Armario

2.4 Computador

Referencia: Dell Precision 0T7570

2.5 Tarjetas de adquisición de datos (X3)

Referencia: A/D NI 9219__ A/D NI 9205__ A/D NI 9237__

2.6 Celda de carga

Referencia: LC 105-1K. 0 – 200 lbf

2.7 Transductor de presión

Referencia: PX409-1.0KG-5V. 0 – 1000 psig, 0 – 5 VLC

2.8 Termocuplas (X3)

Termocuplas tipo K

2.9 Doc de conexión de tarjetas NI

Dock y Cableado para tarjetas NI cDAQ 9172

2.10 Extensión eléctrica (250 m)

2.11 Puertos de tarjetas de adquisición



3 Caja de herramientas

Referirse a Elementos caja herramientas

4 Ignitores

Cantidad:__

5 Sustancias químicas Pólvora

Cantidad:____________

Nitrato de potasio (KNO3)

Cantidad:____________

Sorbitol

Cantidad:____________

Mezcla combustible CANDY

Cantidad:____________

Permanganato de potasio (KMnO4)

Cantidad:____________

Peróxido de hidrogeno-50 %

Cantidad:____________

Hielo seco

Cantidad:____________

Gasolina

Cantidad:____________

Oxígeno líquido

Cantidad:____________

Lanzamiento

Número Sistema Elemento

Comentarios

1 Cohete 1.1 Camisa

Manipular con cuidado para evitar daño a la serigrafía

1.2 Fuselaje

1.3 Motor

Con combustible__ Sin combustible__

2 Lanzadera 2.1 Base lanzadera

2.2 Tubo guía de la base

2.3 Riel

Tubo de acero galvanizado

2.4 Anclajes



3 Caja de herramientas

Referirse a Elementos caja herramientas

4 Ignitores

Cantidad:__

5 Sustancias químicas Pólvora

Cantidad:____________

Nitrato de potasio (KNO3)

Cantidad:____________

Sorbitol

Cantidad:____________

Mezcla combustible CANDY

Cantidad:____________

Permanganato de potasio (KMnO4)

Cantidad:____________

Peróxido de hidrogeno-50 %

Cantidad:____________

Hielo seco

Cantidad:____________

Gasolina

Cantidad:____________

Oxígeno líquido Cantidad:____________

Elementos banco de prueba Elementos Nombre Cantidad Utilizado en 1 Ejes guía 2

2 Placa guía 1

3 Caja celda 1

4 Tornillos 3/16 in X 1 in 8 Caja celda

5 Pernos 9/16 inX1.5 in 2 Celda de carga

6 Anillos 2

7 Pernos 3/8 in X 2 in 4 Anillos

8 Espárragos 6 Anillos



9 Alojamiento 6 Anillos

10 Balín 10 mm 6 Anillos

11 Resorte 10 mm X 15 mm 6 Anillos

12 Tuerca esparrago M16 X1.6X16 6 Anillos

13 Soporte motor 1

14 Tornillo-tuerca 3/8 in X 2 in 2 Soporte motor

Elementos caja herramientas

Mecánica

Electrónica Elementos Nombre Cantidad

Elementos Nombre Cantidad

1 Nivel 1

15 Multímetro 1

2 Llaves 6

16 Corta fríos 1

3 Grasa mecánica -

17 Cautín 1

4 Expansiva 1

18 Estaño -

5 Hombre solo 1

6 Calibrador pie de rey 1

7 Flexometro 1

8 Juego de llaves Bristol 1

9 Martillo 1

10 Segueta 1

11 Alicate 1

12 Destornillador 2

13 Limas -

14 Lijas -



Anexo F 1

2

Figura 78. Plano camisa motor SUA-I.3



Anexo G 4

5

Tabla 26. Inventario de entrega del motor SUA-I. 6

Pieza Codigo # de ref. con el proc. de ensamble

Reservorio de presión SUA-I-0001

Tanque de oxidante SUA-I-0002

Línea de combustible SUA-I-0003

Mamparo SUA-I-0004

Cámara de combustión SUA-I-0005

Cartucho de ignición SUA-I-0006

Camisa motor SUA-I-0007

Válvula de alivio ¼’’ SUA-I-0008 1

Rancor ¼’’ o tapón de ¼’’ SUA-I-0009 2

Manómetro ¼’’ SUA-I-0010 3

Adaptador macho 3/8’’ a 1/4’’ SUA-I-0011 5

Válvula solenoide ¼’’ SUA-I-0012 6

Niple conector macho ¼’’x 1/2’’ SUA-I-0013 7

Tee hembra ¼’’ SUA-I-0014 8

Niple conector macho ¼’’x 2.5’’ SUA-I-0015 9

Adaptador macho-hembra ¼’’ a 1/8’’ SUA-I-0016 10

Manguera para CO2 SUA-I-0017 11

Adaptador hembra-macho 1/8’’ SUA-I-0018 12

Tubing con conectores 1/8’’ NPT SUA-I-0019 13

Válvula de cheque 1/8’’ NPT SUA-I-0020 14

Tubing con conectores 1/8’’ NPT SUA-I-0021 15

Adaptador macho 1/8’’ a ¼’’ SUA-I-0022 16

Niple conector hembra 1/4’’ SUA-I-0023 17

Codo 90 ¼’’ a 3/8’’ SUA-I-0024 18

Tapón ¼’’ SUA-I-0025 19

Adaptador macho-hembra 1/8’’-1/4’’ (X6) SUA-I-0026 20

Niples largos 1/8’’ (X6) SUA-I-0027 21

Base del inyector de gasolina SUA-I-0028 22

Niple conector macho 1/8’’ SUA-I-0029 23

Tee hembra 1/8’’ SUA-I-0030 24

Niple conector corto macho 1/8’’ SUA-I-0031 25


Adaptador hembra-macho 1/8’’ a 1/4’’ SUA-I-0033 27

Codo 90° macho ¼’’- 3/8’’ SUA-I-0034 28

Niple conector macho 1/8’’ SUA-I-0035 29


Codo 90° macho 1/8’’ SUA-I-0037 31

Tapón 1/8’’ SUA-I-0038 32

Inyector 1/8HH-1 SUA-I-0039 33

Tuercas de 1/8’’ (X6) SUA-I-0040 34

Base inyector de Oxidante (X6) SUA-I-0041 35

Inyectores 1/8HH-2 (X6) SUA-I-0042 36

Contenedor cartucho SUA-I-0043 37

Tobera SUA-I-0044 38

Tornillos bristol cabeza plana M5 (X6) SUA-I-0045 39

Tuerco tornillos bristol (X6) SUA-I-0046 40

Barras de acero inoxidable de 16 cm de largo SUA-I-0047 41

Tornillos bristol (X8) SUA-I-0048 42

Inventario de Entrega

Principales

ensamble y prueba de una motor cohete de combustible

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