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Proyecto TRONADOR

Gentileza de Artrech www.zonamilitar.com.ar

TITULO

TITLE Documento Conceptual del Tronador

REF. AET - 200 - SP - 000 01 – C

EDICION

ISSUE 2 3 A B C

FECHA

DATE Mar. 2001 Ago. 2001 Feb. 2002 Mar. 2002 Nov. 2002

NOMBRE Y CARGO NAME & POSITION

FIRMA SIGNATURE

FECHA DATE

ESCRITO POR

WRITTEN BY

Edgardo ROGGERO

Daniel CARUSO

VERIFICADO POR

CHECKED BY Daniel CARUSO

G. de CALIDAD

PRODUCT ASSURANCE

AUTORIZADO POR

AUTHORISED BY

Comisión Nacional de Actividades Espaciales ( CONAE ) Fax :54 1 331 3446

Dirección Ejeutiva y Técnica

Acceso al Espacio Tel. 54 1 331 0074

Av. Paseo Colón 751 – ( 1063 ) - Capital Federal

ARGENTINA

Proyecto TRONADOR Gentileza de Artrech www.zonamilitar.com.ar

AET-200-SP-000 01 C

Pag: i

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Comisión Nacional de Actividades Espaciales ( CONAE) Acceso al Espacio Av. Paseo Colón 751 – 1063 Capital Federal ARGENTINA

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REGISTRO DEL CAMBIO DEL DOCUMENTO

DOCUMENT CHANGE RECORD

EDIC ISSUE

FECHA DATE

Nota de Cambio Change Notice

DESCRIPCION DEL CAMBIO CHANGE DESCRIPTION

1.0

2.0

3.0

A

B

C

Feb. 2001

Mar. 2001

Ago. 2001

Feb 2002

Mar 2002

Nov 2002

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Modifica cronograma

Inicial

Actualización

Actualización

Actualización

Actualización

Se modifica el cronograma


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LISTA DE DISTRIBUCION DISTRIBUTION LIST

# ORGANISMO

ORGANIZATION NOMBRE NAME

1

2

3

4

CoNAE

CoNAE

IUA

CNEA

Daniel CARUSO

Edgardo ROGGERO

Victor TORREGIANI

Jose ASTIGUETA


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INDICE

1 INTRODUCCIÓN...................................................................................................................................... 2

1.1 OBJETIVOS......................................................................................................................................... 3 1.2 ORGANIZACION – RESPONSABILIDADES................................................................................... 3

2 DESCRIPCIÓN DEL VEHICULO .......................................................................................................... 4

2.1 GENERAL ........................................................................................................................................... 5 2.2 CARGA UTIL.......................................................................................................................................... 5 2.3 SECCIÓN DE TANQUE DE PRESURIZACIÓN ............................................................................................. 7 2.4 SECCIÓN HIDRAULICA SUPERIOR .......................................................................................................... 8 2.5 SECCIONES TANQUES DE COMBUSTIBLE-OXIDANTE .......................................................................... 9 2.6 SECCIÓN HIDRÁULICA INFERIOR ......................................................................................................... 10 2.7 SECCIÓN DE ALETAS ........................................................................................................................... 11 2.8 SECCION MOTOR............................................................................................................................ 11 2.9 SISTEMA HIDRAULICO...................................................................................................................... 14 2.10 PROCESO DE DISPARO.......................................................................................................................... 17

3 CAMPO DE LANZAMIENTO............................................................................................................... 17

3.1 EQUIPO DE APOYO TERRESTRE.................................................................................................. 17 3.1.1 Integración ..................................................................................................................................... 17

3.1.2 Lanzamiento ................................................................................................................................... 17

4 COMPONENTES DEL VEHICULO..................................................................................................... 18

4.1 BALANCE DE MASAS ........................................................................................................................ 18 4.2 COMPONENTES DE LA SECCION DE CARGA UTIL........................................................................... 18 4.3 COMPONENTES DE LA SECCION DE TANQUE DE PRESURIZACION ......................................................... 19 4.4 COMPONENTES DE LA SECCIÓN HIDRÁULICA SUPERIOR ..................................................................... 19 4.5 COMPONENTES DE LA SECCION TANQUES DE COMBUSTIBLE – OXIDANTE.......................... 19 4.6 COMPONENTES DE LA SECCIÓN HIDRÁULICA INFERIOR ...................................................................... 19 4.7 COMPONENTES DE LA SECCIÓN DE ALETAS ........................................................................................ 20 4.8 COMPONENTES DEL MOTOR.............................................................................................................. 20

5 EQUIPO DE APOYO EN TIERRA (GSE)............................................................................................ 20

6 REQUISITOS GENERALES DEL COHETE TRONADOR .............................................................. 21

6.1 REQUISITOS DE MASA Y BALANCEO..................................................................................................... 21 6.2 ACCESIBILIDAD Y MONTAJE ................................................................................................................ 21 6.3 REQUISITOS DE CONFIGURACIÓN......................................................................................................... 21 6.4 REQUISITOS DE ALINEACIÓN ............................................................................................................... 21 6.5 SELECCIÓN DE MATERIALES ................................................................................................................ 21 6.6 ACABADO SUPERFICIAL....................................................................................................................... 22 6.7 REQUISITOS DE VENTEO ...................................................................................................................... 22 6.8 CONFIABILIDAD .................................................................................................................................. 22 6.9 TIEMPO DE VIDA Y ALMACENAMIENTO................................................................................................ 22 6.10 ANÁLISIS ............................................................................................................................................. 22

7 PLAN DE VERIFICACIÓN-ENSAYOS ............................................................................................... 23

7.1 DEFINICIONES................................................................................................................................. 23 7.2 PROCESO DE LA VERIFICACION................................................................................................. 24

8 CRONOGRAMAS DE TAREAS............................................................................................................ 28


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1 INTRODUCCIÓN

Este proyecto consiste en el ensayo tecnológico de validación en vuelo de un motor líquido y de la estructura aerodinámica correpondiente, que en su conjunto configurarán el cohete “Tronador”. Además de la mencionada validación en vuelo, el desarrollo de las tareas que son parte del proyecto permitirá la caracterización y/o medición del desempeño del motor líquido; y la caracterización y/o parametrización de la estructura aerodinámica del cohete.

La validación en vuelo del “conjunto” cohete será realizada a través de la inserción de una pequeña Carga Util que permita telemedir los parámetros significativos del conjunto, que luego del análisis posterior de los mismos, permitan cuantificar el desempeño obtenido. (Además se utilizarán otras técnicas para la implementación del seguimiento de la trayectoria del vehículo). La caracterización del motor y de la estructura aerodinámica se obtendrá a través de los distintos ensayos que se describen en este documento. El Tronador tendrá un largo de aproximadamente 3,3 metros, un diámetro de 15 cm, y un peso seco de aproximadamente 30 Kg. (sin margen), portando 26 Kg. de combustible. Del peso total del vehículo la Carga Util deberá implementarse con la exigente restricción de no superar los 4 Kg. Se estima que durante el vuelo de validación, el Tronador alcanzará una altura máxima de aproximadamente 20 Km con un alcance estimado en los 40 Km. La aceleración en el despeque será aproximadamente de 9 g y el tiempo de combustión estimado de 10 segundos.


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El proyecto incluye también el Equipo de Apoyo de Tierra necesario para el manejo, los ensayos, la integración de los distintos subsistemas y del sistema, y de todos los equipos necesarios para la efectivización del lanzamiento. Durante el vuelo propulsado, el vehículo estará estabilizado por rotación (provocada por el calaje de las aletas), con una velocidad inicialmente estimada entre 1.7 y 5 revoluciones por segundo, y no contará con un sistema que minimize el spin una vez finalizada la etapa propulsada del vuelo. El campo de lanzamiento seleccionado ha sido el CELPA Chamical, empleándose una de las rampas de lanzamiento con que cuenta el Instituto Universitario Aeronáutico, la cual ha sido aoportunamente acondicionada para este proyecto.

1.1 OBJETIVOS

El objetivo de proyecto es reunir los esfuerzos universitarios y técnicos existentes del país, para formar un grupo multidisciplinario de conocimiento en las áreas temáticas involucradas. El propósito unificador es la de encarar un ensayo de cohete con propulsión líquida mediante su validación en una prueba de vuelo, tanto del desempeño del motor propiamente dicho, como la de la estructura aerodinámica y de estabilización del vehículo. Es también un objetivo conformar un primer intento en el gerenciamiento eficiente de los grupos universitarios, apoyados por profesionales de las instituciones respectivas, responsables de los distintos subsistemas del cohete, configurando este ensayo de validación una de las actividades contempladas en la planificación del curso de acción Acceso al Espacio del Plan Espacial Nacional.

1.2 ORGANIZACION – RESPONSABILIDADES

Si bien se han identificado áreas en las que debe concretarse la participación de otras instituciones, la organización y distribución de tareas y responsabilidades es la siguiente: IUA: Instituto Universitario Aeronáutico – Córdoba Es responsable de los estudios de configuración del vehículo, de la dinámica del vuelo, del diseño y cálculo estructural, del diseño del conjunto estabilizador y ojiva cónica, interfaz con la rampa de lanzamiento, de la provisión de la rampa de lanzamiento, de la logística para el acondicionamiento de la rampa de y de la protección térmica de la cámara de combustión y tobera del motor. FAA: Fuerza Aerea Argentina Se responsabilizará de la confección de los requerimientos para las operaciones en el campo de lanzamiento, de la logística de la campaña de lanzamiento y del acondicinamiento de la zona de lanzamiento según requisitos de la CoNAE. CNEA-IB: Comisión Nacional de Energía Atómica – Instituto Balseiro Es responsable del diseño, construcción y calificación del motor, y del Equipo de Apoyo para la alimentación y presurización del motor durante los distintos ensayos en tierra, y durante las operaciones previas al vuelo. CONAE: Comisión Nacional de Actividades Espaciales Es responsable del gerenciamiento del proyecto, del diseño y construcción del equipamiento de la Carga Util, de las inter-etapas del cohete, del circuito hidráulico y de la Integración y Ensayo del Vehículo y sus Partes, y de la Dirección durante la Campaña de Lanzamiento y el Lanzamiento propiamente dicho. Tendrá a cargo el Equipo de Apoyo mecánico y eléctrico del vehículo. CITEFA: Centro de Investigaciones Técnicas de las Fuerzas Armadas Es responsable de los ensayos en banco de los diversos modelos de motores a ser calificados, incluyendo la seguridad durante los mismos.


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2 DESCRIPCIÓN DEL VEHICULO

Proyecto TRONADORLayout general

Laboratorio CATIA – Facultad deIngeniería IUA


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2.1 GENERAL

Sub-conjunto

Sub-conjunto

Tanques deCombustibl

Sub-conjuntoModulo dePresurizació

Sub-conjunto

Proyecto TRONADORDivisión de Sub-Conjuntos


Módulointertanques

MóduloSoporteMotor

Secciones

El vehículo Tronador se compone de 7 secciones (desde la nariz hacia la base)

1. Carga Util, incluyendo su cofia cónica.

2. Sección de Tanque de Presurización

3. Sección Hidráulica Superior – Módulo Intertanques

4. Sección de Tanques de Combustible-Oxidante

5. Sección Hidráulica Inferior – Soporte Motor

6. Sección de Aletas – Subconjunto de cola

7. Sección de Motor – Subconjunto de cola

2.2 CARGA UTIL

La sección denominada Carga Util, incluye la Ojiva Cónica o nariz del cohete. A fin de no resentir la perfomance del vehículo se define que el peso admitido para esta sección por todo concepto sea inferior a los 4 Kg.

La Carga Util estará compuesta por tres Etapas:

• Etapa de Adquisición de Datos y Generación de Telemetría

• Etapa de Transmisión en banda S


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• Etapa de Antenas (telemetría y GPS)

Será también parte de la Carga Util el sistema de baterías y reguladores de tensión que permitan la alimentación eléctrica. de los equipos del cohete que necesiten.

El suministro de energía para las válvulas de disparo y de seguridad será efectuado por un sistema externo que será parte del Equipo de Apoyo Terrestre del Vehículo.

Etapa de Adquisición de Datos y Generación de Telemetría:

Conformará un frame de telemetría de 1000 bytes a 1000 bits por segundo. Estos frames no serán almacenados, sino que serán ruteados directamente a la entrada de la Etapa de Transmisión, cuya salida será formateada en “differential bi-phase mark” con la finalidad de contar con suficientes transiciones en la salida de datos para una correcta recuperación del clock, luego de demodular la señal en tierra.

La CU incluirá también un Receptor GPS, y de un par de acelerómetros como parte del equipamiento electrónico propio de esta Carga Util.

Esta etapa adquirirá las variables que permitan la caracterización y validación del cohete, en su ensayo de vuelo. Las variables que serán adquiridas por esta etapa son: presión de nitrógeno, presión del tanque de anilina, presión del tanque de nítrico, presión de cámara del motor, hora gps, latitud gps, longitud gps, altura gps, dilución de preción gps, número de satélites utilizados en la solución de navegación del gps, presión atmosférica, temperatura ambiente de la carga útil, temperatura de la cámara de inyección del motor, temperatura de garganta del motor, aceleraciones


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estáticas en los tres ejes. Estas variables serán insertadas en el frame de telemetría con una velocidad de muestreo compatible con los requerimientos de verificación de la aplicación. La composición de cada uno de los frames de telemetría será la siguiente:

Palabras 0-1-2 : Palabra de identificación y sincronismo

Palabras 3-4-5-6: Contador de frame y administración del mismo (tiempo).

Palabra 7: Identificación del tipo de frame.

Palabras 8 a 997 : Palabras reservadas para la inserción de las variables de la aplicación y/o inserción de los datos de tiempo.

Palabras 998-999 : Código de redundancia cíclica del frame.

2.2.1.1.1.1 Etapa de Transmisión y de Antenas

Recibirá el flujo de datos en serie ya formateados, proporcionando la modulación y amplificación (2 watts de salida de RF) en banda S. La salida en banda S alimentará a un sistema de división de potencia para excitar al sistema de antenas posicionadas sobre la estructura de la carga Util. El sistema de división de señal, el cableado correspondiente y el sistema de antenas de ranuras conformarán la Etapa de Antenas.

Cofia Cónica

Se trata de una cáscara cónica de material compuesto (transparente radioelectricamente), cuya función principal será contener las antenas del vehiculo, amén de su función aerodinámica.

2.3 SECCIÓN DE TANQUE DE PRESURIZACIÓN

El tanque de presurización alojará Nitrógeno gaseoso, deberá diseñarse para soportar aproximadamente 200 bar (sin considerar los necesarios márgenes para que dicho diseño se encuentre calificado a través de alguna de las filosofías planteadas en el MIL-STD-1522, Standard General Requirements for Safe Design and Operation of Pressurized Missile and Space Systems).


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2.4 SECCIÓN HIDRAULICA SUPERIOR

Esta sección alojará las válvulas y la ferretería que son parte del sistema hidroneumático del cohete. Estos componentes serán cubiertos por una estructura denominada Módulo Intertanque Superior sobre la cual será montado el patín de rampa delantero.

Proyecto TRONADORMódulo Intertanques



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2.5 SECCIONES TANQUES DE COMBUSTIBLE-OXIDANTE

Los tanques (presión de trabajo nominal 22 bar) serán construidos utilizando materiales compuestos lo que permitirá reducir su peso de manera considerable. A fin de disminuir las interfaeses mecánicas a lo largo del vehículo ambos tanques estarán dispuestos en una configuración coaxial.

En el extremo superior del tanque se incluyen los conectores para el llenado, la alimentación del gas de presurización y el venteo. En el extremo inferior se encuentran los conectores de descarga.

La estructura portante de esta sección está constituída por las paredes de los tanques y por las polleras que permiten su interfaz con los Módulos Intertanques.


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Proyecto TRONADORMódulo de tanques de Combustibles


Long. Total: 1075 mm

Proyecto TRONADORMódulo de tanques de Combustibles

Armado Tapón

Laboratorio CATIA – Facultad de

Retén Interno

Retén Externo

Tapón TanqueInterno

Tanque

2.6 SECCIÓN HIDRÁULICA INFERIOR

Esta sección alojará las válvulas y la ferretería que conforman el resto del sistema hidráulico del


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vehículo. Estos componentes serán cubiertos por una estructura denominada Módulo Intertanque Superior sobre la cual será montado el patín de rampa trasero. Dentro de esta sección se presentan las serpentinas que permiten el retardo necesario entre el combustible y el oxidante; así como la cámara que permite almacenar el alcohol fulfurílico que debe ser inyectado en el motor para facilitar su encendido.

Proyecto TRONADORMódulo Soporte Motor


2.7 SECCIÓN DE ALETAS

Esta Sección estrá compuesta por las cuatro aletas estabilizadoras, las que serán montadas sonre el tubo motor, el cual tendrá una cuaderna apropiada para permitir su montaje.

Estas aletas tendrá el decalaje adecuado para permitir la estabilización giroscópica del vehículo, siendo la velocidad de rotación de estabilización estimada entre 1,7 y 5 rps.

2.8 SECCION MOTOR

Para la elección del propulsante se estudiaron tres posibles combinaciones, todas ellas con el mismo: ácido nítrico. Los combustibles estudiados fueron: Kerosén de Aviación (JP-1); Amoníaco (l); y Anilina. Seleccionándose finalmente la Anilina por las siguientes tener las siguienets características:

• Tiene un mayor Isp.

• A pesar de su toxicidad, es de más fácil manejo que el amoníaco.

• Es hipergólico, lo que ofrece una ventaja esencial a la hora de agregar el sistema de arranque.


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Las consideraciones del diseño del motor pueden resumirse en las siguientes características:

• Empuje: 550 kg

• Impulso específico: 220 s

• Relación Oxidante/Combustible: 3,325

• Cauldal Másico Total: 2,5 kg/s

• Presión de Cámara: 10 bar

Proyecto TRONADORSubconjunto Motor-Estabilización


El motor estará constituído principalmente por las sigunientes partes:

� Manifold de alimentación � Cámara Inyectora � Estructura de Cámara de Combustión � Aislaciones

Dada la alta temperatura existente en la cámara de combustión, se utilizará un material ablativo de muy baja conductividad térmica como recubrimiento interno de dicha cámara, asmismo la garganta de la tobera deberá ser realizada en grafito de alta densidad.

Se dispondrá de un opérculo o un medio equivalente para asegurar un empuje adecuado en el momento del lanzamiento.


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CabezalCamisa ablativa

Camisa Externa

Aletas y suplementos

Conjunto

Tuerca de Cierre


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Corte de Montaje



Montaje aleta


2.9 SISTEMA HIDRAULICO

Una consideración especial requiere el sistema hidráaulico y su funcionamiento. Este sistema será


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el encargado de suministrar el combustible y oxidante al motor en las condiciones de presión y caudal que estos requieren.

La configuración elegida busca ubicar el centro de masa del sistema hidráulico sobre el eje longitudinal del vehículo. Los principales componentes del sistema hidráulico son los siguinetes:

Cañería y Accesorios: En todo el sistema se empleará cañería Swagelok, con juntas roscadas, para lograr simplificar el montaje.

Válvulas de Llenado: Pemiten el llenado de los tres tanques de combustible y oxidante y presurizante por su parte inferior.

Regulador de Presión: Destinado a reducir la presión del nitrógeno desde 200 bar hasta los 22 bar requeridos por el combustible y el oxidante.

Válvula de disparo y de seguridad: Estas válvula es accionada en forma remota, permitiendo el paso de los 22 bar a los tanques correspondientes, iniciando el proceso de encendido del motor. En caso de que existiera algún inconveniente se proecederá a activar en forma remota la válvual de seguridad que se encuentra integrada en el mismo cuerpo que la válvula de disparo, su función cuando ha sido habilitada es la de ventera el nitrógeno aliviando la presión en los tanques coaxiales.

Sistemas Antiretorno Son discos de ruptura cuyo objetivo es el de evitar la mezcla entre los vapores de anilina y acido nítrico en el perído comprendido entre el llenado de los tanques y el encendido del motor.

Sistema de Alivio Es un disco de ruptura cuya función es evitar el daño de los tanques coaxiales ante una eventual falla del regulador.

Sistema de Inicio Son discos de ruptura cuyo objetivo es el de evitar pérdidas de combustibles por los inyectores en el perído comprendido entre el llenado de los tanques y el encendido del motor. Su ruptura se produce por efecto del golpe de ariete luego de haberse accionado la válvula de disparo.

Sistema de Retardo A fin de que el combustible se inyecte en la cámara 200 ms luego que el oxidante se procede a incrementar el volumen de la cámara de inyección correspondiente al combustible.

Sistema de Almacenado de Alcohol Furfurilico A fin de que la combustión se inicie utilizando este acohol en lugar de anilina, se dispone de una serpentina o similar para almacenar 200 cm

3 del

mencionado combustible.


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DIAGRAMA DEL CIRCUITO HIDRO-NEUMATICO

Tanque de PresurizanteTemperatura de Tanque

Válvula de Llenado (N2 a 200 bar)

Tapón Llenado (N2)

Sensor de Presion Alta

Válvula reguladoraSensor de Presion Baja (N2 de 200 a 35 bar, 3600 l/m)

Valvula de Seguridad por fallaDisco de Ruptura (N2 a 41 bar) (40 bar, 400 l/m)

Señal de Disparo

Válvula de Disparo (30 bar, 3600 l/m)Piping y accesorios

Válvula "antirretorno" (anilina)rotura a 2 (TBC) bar

Tapón de Venteo (anilina) Tapón de Venteo (ácido nítrico)

Tanque de Anilina

Tanque de Acido Nítrico

Válvula de Llenado (anilina/fulfurilico) Válvula de Llenado (ácido nítrico)Tapón de Llenado (anilina/fulfurilico)

Tapón Llenado nítrico

Depósito para alojar el Acido Furfurílico

Válvula de Seguridad doble (idem disparo) Señal de Activación

Disco de Ruptura (anilina a 2 bar) Disco de Ruptura (ácido nítrico a 2 bar)

Depósito ó Serpentín para retrasar el combustible Retardo aproximado de 200 milisegundos

Presion de Alimentacion de Nitrico Temperatura Cabezal

de Alimentación

Presion de Alimentacion de Anilina

Temperatura Cámara

Presion Camara de Combustion de Combustión


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2.10 PROCESO DE DISPARO

Una vez terminadas todas las operaciones previas y alejado todo el personal, con excepción de quien se responsabilice de esta tarea, se procederá a colocar el conector de armado correspondiente, luego se procederá a remover la espoleta mecánica que posee la válvula de disparo y se retirará hacia el Centro de Operaciones habilitando las llaves eléctricas dispuestas en el camino hacia este.

El Equipo de Apoyo Terrestre del cohete permitirá el comando a distancia para el armado electrico y el encendido del motor. El canal a utilizar para este comando se encuentra todavía a definir en función de la distancia que existirá entre la rampa de lanzamiento y el Centro de Operaciones del Lanzamiento, y de las facilidades con que se cuente en el campo de tiro.

Desde el Equipo de Apoyo de Tierra se generará un pulso de tensión destinado a fundir el melting wire, lo que permititá el desplazamiento del pistón de la válvula, habilitando entonces la presión en los tanques y el ingreso del combustible y del oxidante en la cámara de combustión, permitiendo el encendido del motor.

3 CAMPO DE LANZAMIENTO

PUNTO A DEFINIR, aunque se descuenta que el mismo se efectuará desde el CELPA Chamical.

3.1 EQUIPO DE APOYO TERRESTRE

3.1.1 Integración

PUNTO A DEFINIR

3.1.2 Lanzamiento

PUNTO A DEFINIR


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4 COMPONENTES DEL VEHICULO

4.1 BALANCE DE MASAS

DESCRIPCIÓN MASA [KG]

Sección

Sección Carga Util 3,8

Sección Tanque de Presurización 3,5

Sección Hidráulica Superior 5,0

Sección Tanques de Combustible-Oxidante 4,5

Sección Hidráulica Inferior 3,8

Sección Aletas 1,2

Sección Motor 7,5

Miscelaneos

Masas de Balanceo 1,0

Tornillería 0,5

SUBTOTAL MASA SECA 30,8

Fluídos

Propelente (Nitrógeno) 1,0

Oxidante (Acido Nítrico) 19,3

Combustible (Anilina) 5,9

Alcohol Furfurílico 0,2

SUBTOTAL MASA LIQUIDA 26,4

TOTAL CON MARGEN 61 kg

4.2 COMPONENTES DE LA SECCION DE CARGA UTIL

� Cofia Cónica

� Estructuras de Soporte de Equipos

� Electrónica de Adquisición de Datos y Generación de Telemetría

� Electrónica de Lectura de Sensores

� Electrónica de Acondicionamiento de Energía Eléctrica


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� Pack de Baterías

� Transmisor de banda S y su correspondiente sistema de antena

� Receptor GPS y su correspondiente sistema de antena

� Sensor de Presión atmosférica y Acelerómetros

� Conectores Umbilicales

4.3 COMPONENTES DE LA SECCION DE TANQUE DE PRESURIZACION

� Tanque de Presurizante (Nitrógeno Gaseoso)

4.4 COMPONENTES DE LA SECCIÓN HIDRÁULICA SUPERIOR

� Módulo Intertanque Superior, con los correspondientes soportes de piping.

� Accesorios hidráulicos

� Sensores de Presión de Alta y de Baja

� Válvula de llenado de Nitrógeno

� Regulador de Presión

� Valvula de Disparo-Seguridad

� Discos de Ruptura del Sistema Antirretorno

� Discos de Ruptura del Sistema de Alivio

� Tetón de rampa delantero

4.5 COMPONENTES DE LA SECCION TANQUES DE COMBUSTIBLE – OXIDANTE

� Tanques Coaxiales de Oxidante – Combustible

� Piping de Venteo durante el llenado

4.6 COMPONENTES DE LA SECCIÓN HIDRÁULICA INFERIOR

� Módulo Intertanque Inferior, con los correspondientes soportes de piping.

� Accesorios hidráulicos

� Válvulas de llenado de Combustible y Oxidante

� Discos de Ruptura del Sistema de Inicio

� Sistema de Almacenado de Alcohol Furfurilico

� Sistema de Retardo

� Tetón de Rampa Trasero


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4.7 COMPONENTES DE LA SECCIÓN DE ALETAS

� Aletas con sus correspondientes interfaces al Motor

4.8 COMPONENTES DEL MOTOR

� Cámara de Inyección

� Estructura de la Cámara de Combustión

� Tobera

� Protección Térmica de Cámara y Tobera

� Sensores de Presión de Cámaras y de Temperatura

5 EQUIPO DE APOYO EN TIERRA (GSE)

� Rampa de Lanzamiento

� GSE de Rampa.

� Equipamiento mecánico para la integración del cohete en Falda del Carmen.

� Sistema de alimentación de N2 del tanque de presurización

� Sistema de alimentación de los tanques de combustible y oxidante, para ser utilizado en la base de lanzamiento.

� Sistema de alimentación para ensayo de motores en banco.

� Pedestales con sus motores de elevación y altura (Estaciones de Telemetría – 2)

� Hardware y Software de control de pedestales (Estaciones de Telemetría – 2)

� Antena / Demoduladores / Sincronizadores de Bit de la cadena de Recepción de la Telemetría de banda S (Estaciones de Telemetría – 2)

� Estación de Checkout y Centro de Control para ingreso/decodificación/almacenamiento/análisis de la telemetría recibida (Estaciones de Telemetría – 2)

� Etapa de comando a distancia para el encendido del motor.

� Fuentes de alimentación para el suministro de la energía durante las operaciones en tierra, tanto para permitir el funcionamiento de los equipos sin descargar las baterías de a bordo, como para posibilitar, si es posible, la recarga de las baterías alojadas en la carga útil. Además se intentará el uso de estas fuentes de alimentación para el disparo a distancia de la válvula pirotécnica de encendido del motor.

� Cableado y herramientas que permiten el acceso a los conectores “externos” del cohete, para alimentación eléctrica..

� Equipamiento mecánico para el transporte y manejo del cohete y su GSE.

� Sistema de Armado / Disparo del motor.

� Adaptadores para Ensayos


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6 REQUISITOS GENERALES DEL COHETE TRONADOR

6.1 REQUISITOS DE MASA Y BALANCEO

La masa total del cohete no debiera exceder los 65 Kg.

El Tronador con su equipamiento de vuelo en configuración de lanzamiento deberá tener su centro de gravedad localizado dentro de un círculo de TBD mm, respecto de la línea central (eje longitudinal del cohete), con una masa de balanceo inferior a los TBD kg. Siendo TBD el resto de los requisitos de balanceo. (TBD= a ser definido)

6.2 ACCESIBILIDAD Y MONTAJE

El vehículo será diseñado primando la facilidad de integración de equipos y su accesibilidad con el cohete integrado para la realización de las pruebas eléctricas funcionales y para la carga/descarga de combustible.

El reemplazo, mantenimiento, ensayo e integración de equipos deberán ser posibles con un mínimo de operaciones de desarmado.

El cohete será diseñado de modo tal de ser ensamblado/desensamblado sin la necesidad de usar mascaras u otros elementos especiales de modo tal de que la alineación entre módulos o secciones sea mantenido.

Deberá preverse la ubicación de orejas de izaje para los movimientos verticales y horizontales.

6.3 REQUISITOS DE CONFIGURACIÓN

De ser necesario se proporcionará un sistema que asegure el alineamiento entre las unidades que así lo requieran.

Se garantizarán los valores especificados de conductividad eléctrica entre cualquier punto de la estructura del cohete.

Se deberán proporcionar todas las interfaces requeridas para el manejo en tierra en las fases de ensamblaje, integración y pruebas.

El cohete será diseñado para ser transportado en forma horizontal.

6.4 REQUISITOS DE ALINEACIÓN

Estos requisitos se encuentran A determinar.

6.5 SELECCIÓN DE MATERIALES

Los materiales seleccionados para uso en diseños estructurales y mecánicos serán seleccionados de tabla I del documento MSFC – SPEC – 522, de no ser así se requerirá autorización a nivel sistemas.


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Todas las partes serán resistentes a la corrosión o tendrán una protección apropiada contra ella, evitándose en la medida de lo posible el uso de materiales disímiles.

6.6 ACABADO SUPERFICIAL

El acabado usado será tal que todos los componentes sean resistentes a la corrosión. La meta de diseño será tal que no habrá destrucción corrosiva de los componentes cuando sean expuestos a humedad o un moderado ambiente corrosivo que inadvertidamente pueda ocurrir durante le proceso de fabricación, manipuleo o transporte. Los métodos de protección, materiales de limpieza, tratamiento superficial y acabados y la aplicación de películas protectoras será de acuerdo a lo establecido en la norma MIL-F-7179. No se emplearán películas protectoras a base a cadmio o zinc. El plateado de cromo será de acuerdo a QQ-C-320 y el plateado de níquel estará de acuerdo con la QQ-N290. La protección de corrosión por magnesio seguirá la MIL-M-3171. Las protecciones de aleaciones de aluminio estarán de acuerdo con las MIL-C-5541 o MIL-A-8625.

6.7 REQUISITOS DE VENTEO

Se estableceran medidas para evitar tensiones consecuencia de las variaciones de presion durante el vuelo.

6.8 CONFIABILIDAD

La estructura del modelo de vuelo presentará una probabilidad total de falla menor que 10E-3 para el tiempo total de vida de la misión. Que será la productoria de las probabilidades de falla de todos las partes individuales.

El valor de confiabilidad de las partes individuales será definido como la probabilidad complementaria de que los valores de carga aplicada excedan las cargas críticas, asumiendo una distribución normal gausiana.

6.9 TIEMPO DE VIDA Y ALMACENAMIENTO

La estructura estará diseñada por los requisitos de esta especificación por un periodo de no menos de 24 meses. Admitendose que los tanques pueden estar presurizados y llenos de combustible y/o de oxidante por al menos 3 períodos de 1 día cada uno.

6.10 ANÁLISIS

Los requisitos de resistencia y alineación serán completamente verificados mediante un análisis conservativo, utilizando técnicas de elementos finitos.

Los modelos matemáticos deberán representar en forma precisa la rigidez y la masa de los componentes estructurales primarios y la masa de los componentes no estructurales. Los casos de análisis a estudiar serán los siguientes:

� Análisis estático

� Análisis dinámico

� Análisis térmico del motor


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El análisis estático será usado para:

� Demostrar la distribución de carga sobre la estructura primaria, optimizar el tamaño y distribución de estos componentes.

� Tensiones y deformaciones resultantes de la estructura primaria para verificar / demostrar los criterios de diseño.

El análisis dinámico será usado para:

� Verificar las frecuencias naturales de la estructura primaria en configuración de lanzamiento hasta los 200 Hz.

El análisis térmico será usado para:

� Verificar las distorsiones debido a las cargas térmicas.

7 PLAN DE VERIFICACIÓN-ENSAYOS

7.1 DEFINICIONES

Calificación Ambiental: Ensayos y Análisis que demuestran que un item (equipo, subsistema, módulo funcionará cumpliendo con sus especificaciones de desempeño bajo condiciones ambientales simuladas más severas que aquellas esperadas durante el manejo en tierra ó durante el lanzamiento. Ensayo Funcional: Operación de una unidad de acuerdo a un procedimiento operacional definido que determine que esa unidad cumple con las especificaciones de desempeño de la misma. Verificación del Desempeño de un Subsistema ó Equipo: Determinación por medio de ensayos, por medio de análisis o por medio de ambos, que puede operar de acuerdo a su funcionalidad en la misión : esto incluye la prueba de que el item ha sido calificado ambientalmente y que ha sido aceptado funcionalmente de acuedo a las especificaciones de su diseño, y que por lo tanto está “listo” para la experiencia. Ensayos de Vibración Sinusoidales: Ensayos que permitan verificar la capacidad de carga del diseño de un item frente a vibraciones de baja frecuencia, y para demostrar que se cumplen los requisitos de frecuencias del item bajo ensayo. Pueden identificarse dos tipos diferentes : a) barrido sinusoidal de muy baja amplitud (típicamente 0,15 g) utilizado para identificar la firma del item bajo ensayo y para verificar eventuales degradaciones en su comportamiento dinámico; b) verificación de la capacidad del item bajo ensayo para soportar las cargas sinusoidales inducidos por el lanzador.

Ensayos de Vibración Aleatorios : Ensayos para verificar la capacidad de una unidad/ensamble/equipo para soportar los niveles esperados del ambiente aleatorio durante el lanzamiento/despegue.


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7.2 PROCESO DE LA VERIFICACION

La siguiente figura presenta esquemáticamente este proceso. Luego de la comparación entre los requisitos y los resultados obtenidos, la verificación puede ser confirmada, ó el diseño o el proceso de fabricación o los requisitos deben modificarse. Si se adopta un rediseño o cambio en la fabricación, el item deberá seguir un proceso de verificación parcial o total, dependiendo de la instancia dentro del ciclo de verificación en el cual se encontraba, cuando se decidió dicho cambio. La verificación se aplicará, como mínimo, sobre los requisitos impuestos a equipos, y al cohete, y a distintos niveles de integración y/o ensamble del hardware.

La verificación del software de vuelo (adquisición de variables y generación de la telemetría) se efectuará a nivel de módulo completo en código de vuelo luego de su integración con el hardware de vuelo. Después de la integración, las interfaces del software se verificarán como parte del subsistema aplicable. La verificación del Equipo de Apoyo de Tierra (GSE) se realizará antes de su primer utilización como GSE mediante la medición por medio de instrumental de los niveles máximos generados en las salidas de sus componentes. Con referencia al Segmento de Tierra, equipamiento instalado en las Facilidades de la base de lanzamiento, la verificación funcional de interface entre el Tronador y estos equipos deberá realizarse mediante ensayos específicos por lo menos en dos situaciones con resultados exitosos antes del lanzamiento. Los ensayos/análisis específicos de cada item no se encuentran definidos en este documento, por lo que deberán figurar dentro de los Planes de Ensayos/Análisis Individuales. Los Planes de Ensayos Individuales de cada item deberán incluir:

• Definición del ensayo

• Nivel de ensamble / integración de la unidad a ensayar

• Configuración

• Objetivos del Ensayo

• Facilidades – Laboratorios necesarios

• Instrumentación

• Medio ambiente del ensayo

• Fases del Ensayo

• Operaciones funcionales necesarias

• Responsabilidad del personal involucrado

Los Informes de la Verificación presentarán una certificación de la misma con los resultados obtenidos, después de completar un ensayo / análisis o flujo de ensayos/análisis.

En el caso de falla de un item durante un ensayo se deberá en general a uno de los siguientes tres aspectos :

a - Falla atribuible a la fabricación, instalación, manejo del equipo [fallas “random”]


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b - Falla causada por deficiencias del diseño

c - Falla del procedimiento y/o especificación del ensayo

En los casos en que se determine que la causa de la falla se deba a una del tipo (a), después del retrabajo y reparación, el item deberá seguir el flujo de ensayos a partir del instante dentro del ciclo de ensayos nominales en que falló.

En el caso de una falla por deficiencias de diseño (b), los ensayos que se requerirán serán determinados caso por caso considerando la naturaleza de la falla y la acción correctiva a aplicar.

En los casos de una falla del procedimiento y/o especificación del ensayo (c), el item seguirá el flujo de ensayos nominal (a partir del mismo ensayo en que se produjo la falla) luego de que se corrija el procedimiento o especificación errónea.

El Flujo del Programa de Verificación del hardware/software no puede definirse en detalle en esta etapa del proyecto, aunque del cronograma de tareas del siguiente punto puede inferirse el flujo de ensayos/análisis del proyecto. Se descuenta que se realizarán como mínimo las siguientes actividades de verificación:

A nivel Equipo/Parte: Después de que un equipo pasa exitosamente el proceso de verificación de este paso, entonces se considerará que el mismo encuentra listo para pasar al siguiente.

• Mediciones de Propiedades de Masa. Se medirán las masas y posición del centro de gravedad de cada equipo para demostrar que satisface los requisitos y para proporcionar datos precisos para la determinación y seguimiento de las propiedades de masa del cohete.

• Ensayos Funcionales / de Desempeño Eléctrico. (Si corresponde) Cada equipo será ensayado para demostrar el cumplimiento de sus requisitos de prestaciones eléctricas. Estos ensayos funcionales eléctricos deberán ser divididos en por lo menos dos categorías : uno exhaustivo de verificación del desempeño y otro abreviado que permita demostrar a través de su realización periódica de que no existieron cambios o degradaciones como resultado de la exposición del equipo a cargas ambientales, de manejo, transporte o instalación fallida.

• Identificación de la Firma del Equipo. (A confirmar) Cada equipo será sujeto a un barrido sinusoidal o aleatorio de bajo nivel para verificar su mínima frecuencia modal en cada uno de sus tres ejes perpendiculares.

• Ensayos de Vibración Sinusoidal (si es necesario). Si es requerido será realizado un barrido sinusoidal de alto nivel a fin de calificar/aceptar al equipo a este ambiente.

• Ensayos de Sine Burst (a menos que sea calificado por análisis). La verificación de la capacidad del equipo para soportar el ambiente quasiestático será cumplida mediante este ensayo, aunque podrá evitarse mediante la confección de un análisis de tensiones que demuestre que existen márgenes de seguridad positivos sobre la tensión de fluencia cuando se utilizan cargas iguales a 2 veces las cargas límite de vuelo, y demostrando también la existencia de márgenes de seguridad positivos sobre las cargas últimas cuando se utiliza un factor de 2,6 sobre las cargas límite. Sin embargo todos aquellos elementos fabricados de materiales compuestos, berilio, cerámica o que incluya uniones pegadas no podrán ser calificados por análisis.

• Ensayos de Vibración Aleatoria. (A confirmar) Durante estos ensayos los equipos serán operados de un modo representativo de lo que sucede durante la fase propulsada. Se considerará una distribución aleatoria gaussiana.

Proyecto TRONADOR


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PROCESO DE LA VERIFICACION

Requisitos de Ensayos

Definir Requisitos de Diseño y Desempeño

Ensayos

Establecer y Asignar los

Requisitos de Verificación

Inspección

Demostración

Establecer los Objetivos

de los Ensayos

Plan de Ensayos y

Procedimientos de

Simulaciones

Efectuar Ensayos y

Simulaciones

Evaluación de resultados versus

requisitos

Ensayos o Análisis

Completos

Modificar el Diseño y/o

los Requisitos de

Desempeño

Análisis

Objetivos del

Análisis

Preparación

Docs de

Análisis

Realización

del

Análisis

Confirm

a?

SI

NO


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Verificación a nivel Sección / Subsistema:

1) Recepción e Inspección de los Equipos a Integrar en la sección respectiva.

El mismo proceso de recepción debe aplicarse al GSE que acompaña al Equipo.

Las tareas de inspección finalizarán con la apertura del contenedor de transporte y las siguientes tareas :

• la verificación de los daños aparentes sufridos durante el transporte (incluyendo conectores – cableado externo – terminación de superficies, etc)

• la verificación de las condiciones de contaminación aplicables

• la revisión, si es aplicable, de los datos de los ensayos-análisis del proceso de verificación que el equipo ha pasado exitosamente que lo habilitan a su integración, más los datos de las mediciones de alineación (si es aplicable al equipo), y los datos de la/s calibracion/es realizadas (si es aplicable).

2) Ensayos de Aceptación de los Equipos de los Subsistemas a integrar en la sección respectiva. (puede ser una prueba simple de verificación de dimensiones)

Toda verificación eléctrica de las interfaces de un equipo a ser integrado, se realizará en dos pasos:

A – Verificación pasiva de todos los contactos de todos los conectores del equipo a integrarse. B – Verificación activa de todas las lineas de interfaz de la unidad utilizando “break-out-boxes”. El instante inicial de esta verificación debe suponer un estado inicial de “ abierto “ de la señal a verificar y una vez que se han comprobado los niveles esperados de ambos lados de la “ break-out-box “, se pasará a cerrar ese contacto específico, y asi continuar con el resto de la señales. Una vez comprobadas todas las lineas de interfaz del equipo se pasará a reemplazar las break-out-boxes por las uniones directas, luego de los cual se realizarán los ensayos funcionales de interfaz eléctrica de la unidad integrada, y con la conclusión exitosa de este ensayo se considerará la unidad integrada al módulo correspondiente.

Si el calendario de integración lo permite, se repetirán los procedimientos de ensayos funcionales de Aceptación realizados antes de comenzar con la integración del equipo correspondiente de tal forma de certificar que no se han producido cambios en el desempeño del equipo integrado.

3) Integración y Verificación de cada sección.

Antes de la integración de los equipos se procederá a la inspección de la Estructura de la Sección. La integración comenzará con la integración mecánica del cableado del Módulo (si es aplicable). La verificación del cableado del Módulo se realizará a través de su inspección detallada, identificación de los conectores con sus correpondientes “labels”, verificación de la distancia entre los puntos de sujeción a la estructura, etc.


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Integración y Calificación del Cohete

El proceso de verificación del Cohete ya integrado implica la realización de una medición del peso, del balanceo estático del mismo, y la verificación funcional del conjunto integrado. No se realizará ningún ensayo mecánico del conjunto integrado.

Verificación en la Base de Lanzamiento.

Las actividades de verificación en la Base de Lanzamiento incluye, además de los ensayos de verificación funcional de la Electrónica del Cohete y de la Simulación de disparo para el encendido del motor, la verificación de las interfaces del Equipo de Apoyo con las instalaciones de la base (si existieran). Todas estas actividades deberán ser planeadas con sumo cuidado de tal forma de reducir al mínimo necesario las operaciones necesarias para asegurar finalmente que el cohete se encuentra “listo” para la experiencia. En este instante no pueden definirse en detalle las operaciones que serán necesarias durante la campaña de lanzamiento, pero se descuenta que será necesario preparar detalladamente los procedimientos para realizar las diferentes actividades, los cuales deberán cumplir con el formato, condiciones de seguridad y requisitos de control de calidad que establecerá la institución responsable de la base de lanzamiento.

8 CRONOGRAMAS DE TAREAS

Las siguiente figura presenta el Diagrama de Gantt con el Calendario de Desarrollo del Proyecto.

Proyecto TRONADOR


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IdNombre de tarea

1PROYECTO TRONADOR

2SISTEMA - CONCEPTO PRELIMINAR

15MOTOR

40SECCIONES DE TANQUES / ALETAS / CAÑERIAS / INTERETAPAS

58CARGA UTIL

72EQUIPO DE APOYO TERRESTRE

78REVISION PRE-INTEGRACION

81INTEGRACION / ENSAYOS

89ESTACION DE TELEMETRIA

97LOGISTICA

104

LANZAMIENTO

28/06

21/04

06/05

21/04

17/03 13/05 27/06

28/04 04

/07

18/07

tri 1

tri 2

tri 3

tri 4

tri 1

tri 2

tri 3

tri 4

tri 1

tri 2

tri 3

tri 4

tri 1

2001

2002

2003

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