COHETE SUPERSÓNICO ULA-3 “SIMÓN BOLÍVAR “

 
Objetivo General
El objetivo del PNDCCS constituye el perfeccionamiento del rendimiento aerodinámico y de la propulsión de un vector denominado Cohete de Combustible Sólido “Simón Bolívar”, con capacidad de alcanzar una altura entre 120-150 km y que tiene como finalidad posicionar en órbitas bajas y circulares, nano-satélites modulares, para la observación de la Tierra, monitoreo ambiental, rastreo del espacio terrestre, marítimo, aéreo y el espacio ultraterrestre suprayacente con fines de seguridad y defensa.

Objetivos Específicos

1. Modelado y diseño por computadora de cohetes ionosféricos y de órbita baja terrestre.
2. Construcción del fuselaje y partes de cohetes a partir de materiales nacionales.
3. Construcción de motores endotérmicos y toberas para combustible sólido a partir de aceros nacionales.
4. Desarrollo e instalación de sensores electrónicos elaborados en el país.
5. Desarrollo de sistemas de recuperación.
6. Utilización de carga útil (Nanosatélites) en cohetes de combustible sólido con propósitos científicos.
7. Fabricación de combustibles sólido libre de halogenóxidos y de alto impulso específico.
8. Ensayos con motores y combustible en estática.
9. Pruebas dinámicas de vectores a alturas ≥ 120 km a fin de lograr certificar la capacidad de vuelo y de funcionamiento de la carga útil.

METODOLOGÍA
10.1 Modelado y diseño: A partir de modelos matemáticos computacionales, principalmente basados en las ecuaciones de Barrowman, se llevan a cabo las simulaciones correspondientes al perfil aerodinámico de los fuselajes. Para ello se toma en cuenta la definición de los centros de presión y de gravedad, así como también características de estabilidad general basadas en la definición del sistema de alas y nariz (Figura 1).

Figura 1. Perfil aerodinámico del cohete ionosférico “Simón Bolívar”, mostrando los centros de gravedad y presión.

Por otra parte, para el diseño de las toberas y motores se toman en cuenta ecuaciones de la mecánica de fluidos y flujo compresible e isoentrópico, así como también ecuaciones de mecánica de materiales estableciendo un factor de seguridad (Lacruz et al., 2010).
10.2 Construcción del fuselaje y partes: La construcción del fuselaje se realizará a partir de tubos de acero AISI 1020 de alta presión, LOS CUALES DEBERÁN SER MECANIZADOS EN TORNO DE CONTROL NUMÉRICO (CNC) DE DOBLE USILLO CON BANCADA SUPERIOR A LOS 3 METROS. El sistema de alas será del tipo flecha-delta y cruciforme, construidas en láminas de acero e insertas en el fuselaje en su sección basal inferior, a partir de soldadura de argón, a fin de garantizar su resistencia ante altas presiones y temperaturas. Las narices serán de tipo ojiva, sólidas y elaboradas con aleaciones metálicas.
10.3 Construcción de motores y toberas: Los motores presentarán empujes superiores a 40 mil Newton y una masa de combustible aproximada de 20 kilogramos. Los motores consistirán en tubos mecánicos los cuales presentan las siguientes característica: L~1600 mm, D ~200 mm, L/D~ 8. POR REGLA GENERAL SE UTILIZARÁN TUBOS DE ACERO AISI 1020, MECANIZADO EN TORNO CNC. Cabe mencionar que el motor constituirá el fuselaje del cohete. Finalmente, la tobera será mecanizada igualmente en torno CNC, utilizando como materia prima barras de acero AISI 1045. Se prevé someter los tubos-motores y toberas a un tratamiento térmico específico cuando el caso así lo requiera, a fin de aumentar su resistencia y reducir el peso del sistema de propulsión (Mangonon, 2001).
10.4 Telemetría: Los altímetros, velocímetros y acelerómetros serán elaborados a partir de componentes electrónicos en los laboratorios tanto de la Universidad de Los Andes como del ABAE.
10.5 Sistema de Recuperación: El fuselaje presenta una sección interna la cual contiene la carga de instrumentos científicos y/o de telemetría que son eyectados y recuperados mediante un sistema de paracaídas que integra el cohete. Las características del paracaídas, en cuanto a altura y diámetro, y su capacidad de sustentación, van definidas utilizando modelos matemáticos computacionales (Foto 3). La elaboración de los paracaídas se realizará en los laboratorios del CIAE-ULA.

Foto 5. Sensores correspondientes a la carga útil de los cohetes sonda ULA. En la foto de la izquierda, se puede apreciar un módulo redundante de tarjeta de adquisición de datos con sensores de presión usado en el cohete supersónico ULA-2. En la foto de la derecha, se muestra la nariz de un cohete sonda ULA-1, junto a la carga útil (sensores meteorológicos) y termocuplas (flechas rojas) embutidas en la nariz ubicada en la punta y la otra en una de sus caras.

Carga Útil: Consistirá de sensores múltiple tipo “data logger”, capaces de registrar durante el descenso, perfiles de distintos parámetros físicos, químicos y biológicos de la atmosfera, así como también parámetros físicos relacionados con el desempeño de vuelo del cohete (Foto 5). En relación específica a los nanosatélites, la carga útil será definida atendiendo a criterios de masa y volumen correspondientes a los nanosatélites los cuales serían elaborados en el país y aportados a partir de un convenio con el MCT, AMB y ABAE.

Combustible: El combustible a emplear es de tipo sólido y estará constituido por Nitrato de Amonio (40-70 %), Magnesio granulado (16-36 %), Glicol de Polioxipropileno (12-18 %), presentando las siguientes propiedades:  
Relación de combustión a 1000 psi de 0.14, Impulso específico de 275 segundos.
Este tipo de combustible presenta una tasa de combustión adecuada en condiciones de baja presión externa a fin de alcanzar grandes alturas en ambientes de baja gravedad. La configuración interna de los granos de combustible irá acorde con la curva de empuje deseada para este tipo de cohetes.

Ensayos con motores y combustible en estática

Mediciones de temperatura en la cámara de combustión y en la tobera
Para medir la temperatura en las paredes de la cámara de combustión y en la tobera del motor del cohete ULA-1B se utilizarán termocuplas tipo K, dispuestas a lo largo del motor, en la garganta de la tobera y a la salida de la misma, conectadas a un sistema de adquisición de datos. Dicho sistema de adquisición estará conformado por una tarjeta de amplificación de señal cuyo principal componente es un amplificador para termocuplas tipo K, modelo AD595 (Parco et al., 2010) (Foto 6).

 

Foto 6. Tarjeta de amplificación de señal para Termocupla tipo K desarrollada en la Universidad de Los Andes.

La señal amplificada es enviada a una tarjeta de adquisición de datos, que se encargará de almacenar los registros hechos durante el proceso de combustión y posteriormente serán descargados en un computador. En la Figura 2, se muestra un esquema del proceso anteriormente descrito.

 

Figura 2. Diagrama de flujo de la adquisición datos de temperatura.

Medición de la presión de la cámara de combustión
La presión interna tanto en la cámara de combustión como en la bomba cerrada será medida por medio de un transductor de presión con una velocidad de respuesta de 1 milisegundo y 10 kPsi de fondo de escala, el cual se encontrará en contacto directo con el fluido. El transductor enviará la señal al modulo de adquisición de datos, y a su vez éste descargará los datos registrados en un computador. La Figura 3 muestra un esquema del proceso de adquisición de datos provenientes de las mediciones de velocidad de quemado y presión.

 

Figura 3. Diagrama de flujo para la adquisición de los datos de presión.

Medición del empuje del motor
El empuje será medido haciendo uso de un sistema hidráulico que está conformado por un cilindro-pistón, que se encuentra alojado en el banco de pruebas, y un transductor de 10 kPsi de fondo de escala, que registra el cambio de presión producido por la fuerza de empuje del motor. La fuerza de empuje proveniente del motor actúa sobre el pistón, el cual a su vez comprime el aceite dentro del cilindro enviando una señal hidráulica al transductor mencionado.
Uno de los bancos de prueba a utilizarse consiste en una estructura vertical de acero de 190 cm de altura, 90 cm de ancho, 25 cm de profundidad, con unas bases de 70 cm de profundidad, como se observa en la Foto 7 (izq.), destinada específicamente para cohetes subsónicos. Bancos horizontales son empleados para motores de vuelo supersónico (Foto 7 der.).
Para el caso de las pruebas en estática de los motores que experimentan empujes mayores a 20 kN (motor del cohete Simón Bolívar) se utilizarán un banco de prueba horizontal. Se prevee un total de 8 pruebas en estática.

Foto 7. Bancos de Pruebas en estática para motores tipo-cohetes desarrollados en la Universidad de Los Andes. El motor es colocado verticalmente (izq.) u horizontalmente (der.), apoyando su tapa o culata sobre la cabeza del pistón. El uso de uno u otro banco depende de la longitud y del empuje del tubo-motor.

Construcción de lanzadera para cohetes sonda
La lanzadera se construirá con características de resistencia, sujeción, estabilidad y soporte acordes con el peso y el empuje inicial de los vectores a ser sometidos en pruebas dinámicas. Las versiones de lanzaderas desarrolladas por el equipo de la Universidad de Los Andes satisfacen dichos parámetros pero para las pruebas de lanzamientos de cohetes subsónicos o supersónicos estratosféricos (Foto 8).

Foto 8. Lanzadera de cohetes sondas subsónicos y supersónicos hasta 15 mil newton de empuje, la cual consta de dos torres, una fija y otra pivotante donde se desplaza el cohete sobre un riel-guía.

Para cohetes ionosféricos con empujes superiores a 20 mil Newton se requerirá construir una lanzadera con las siguientes características: plataforma de lanzamiento en hierro estructural (4 pulgadas), transportada por un remolque de doble eje, con inclinadores–estabilizadores telescópicos, torre pivotante de 8 metros de largo, construida de aluminio, articulada con tubos estructurales de 4 pulgadas y accionada por un motor-winche de 6 hp.

Pruebas dinámicas de vectores a distintas alturas
Una vez constatado el correcto desempeño en estática de los motores-cohetes se procederá a ejecutar las pruebas correspondientes de rendimiento aerodinámico y propulsión, cumpliendo con los protocolos de seguridad y logística, que para tal fin tiene reglamentada la Aviación Militar Bolivariana. Estas pruebas se realizarán estrictamente en Bases Militares, bajo la supervisión de oficiales de la Fuerza Armada. Se prevee realizar 4 pruebas de rendimiento aerodinámico y propulsión.

Figura 4. Distintas alturas alcanzadas por los cohetes sonda ULA.

Las pruebas de rendimiento aerodinámico y propulsión se realizarán a alturas superiores a los 120 km con el fin de certificar la capacidad de vuelo del vector y garantizar la inyección en órbita baja (LEO) de nanosatélites (Figura 4).