DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MOTOR PARA...

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DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MOTOR PARA UN COHETE QUE PUEDA GENERAR UN EMPUJE DE 700 N Y QUE E N VUELO

PROPULSADO E INERCIAL ALCANCE 500 M DE ALTURA

DIEGO FELIPE ROZO FARIAS FRANK DARIO VERA CARRILLO

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ D.C.

2009

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DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MOTOR PARA UN COHETE QUE PUEDA GENERAR UN EMPUJE DE 700 N Y QUE E N VUELO

PROPULSADO E INERCIAL ALCANCE 500 M DE ALTURA

DIEGO FELIPE ROZO FARIAS FRANK DARIO VERA CARRILLO

Proyecto de Grado como requisito para optar a título profesional de Ingenieros Aeronáuticos

Asesor: Arnold Escobar

UNIVERSIDAD DE SAN BUENAVENTURA FACULTAD DE INGENIERÍA

PROGRAMA DE INGENIERÍA AERONÁUTICA BOGOTÁ D.C.

2009

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Nota de aceptación

______________________________ ______________________________ ______________________________ ______________________________ ______________________________

_____________________________ Presidente de jurado

_____________________________

Jurado

_____________________________

Jurado

Bogotá D.C., agosto de 2009

5

Este trabajo de grado está dedicado a nuestras familias que nos apoyaron, y a la infinita paciencia y colaboración que nos brindaron para hacer posible la consecución de este objetivo.

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AGRADECIMIENTOS

Diego expresa su agradecimiento a:

- A mi Mamá: Por su apoyo moral y económico para sacar la tésis adelante. - A mi Papá: Quien se volvió un integrante más de la tésis. gracias por todo el

trabajo. - A Alejandro: Por el trabajo realizado en la tesis. Por la colaboración en el

diseño y algunas de las fotografías. - A Adriana: Por el apoyo con los videos finales. - A Paola: Por su paciencia en el tiempo gastado para la realización de este

proyecto. Frank expresa su agradecimiento a:

- A mi Mamá: Por todo su apoyo y su asistencia durante el desarrollo del trabajo.

- A mi Papá: Por su apoyo moral y económico. - A mi Hermana: Quien siempre estuvo allí. - A Gustavo Iván: Por su gran aporte de ideas.

Agradecimientos especiales del grupo de trabajo:

- A Richard Nakka: Aunque no lo conocemos. Compartió todos los conocimientos necesarios para el desarrollo del motor.

- A Arnold: Gracias por su apoyo, por luchar por nosotros y por demostrarnos que aunque uno sueñe con cosas difíciles, todas se pueden lograr.

- A Ferney y Nelson: Gracias por todos los trabajos de todo tipo y la paciencia tenida.

- Al ingeniero Luis: Gracias por la confianza en el laboratorio, gracias a esto la mezcla quemo como debía ser.

- Al ingeniero Luis George: Por los permisos en las pruebas en la cancha y por la misión Guatavita.

- Al Papá de Luis Miguel: Sin sus conocimientos electrónicos no habría sido posible el mecanismo ignitor en Guatavita.

- A Luis Miguel, John y Álvaro: Porque después de tanto trabajo se logró el objetivo.

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CONTENIDO

pág.

INTRODUCCIÓN .................................................................................................. 19

1 PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA .................................................... 20

1.1 ESTADO DEL ARTE .............................................................................. 20

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA ........................... 21

1.3 JUSTIFICACIÓN .................................................................................... 21

1.4 OBJETIVOS ........................................................................................... 22

1.4.1 Objetivo General .................................................................................... 22

1.4.2 Objetivos Específicos ............................................................................. 22

1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO ................................. 23

1.5.1 Alcances................................................................................................. 23

1.5.2 Limitaciones.: ......................................................................................... 23

2 MARCO DE REFERENCIA .................................................................... 24

2.1 MARCO TEÓRICO-CONCEPTUAL. ...................................................... 24

2.1.1 Historia de los motores cohete.. ............................................................. 24

2.1.2 Motor cohete. ......................................................................................... 25

2.1.4 Tobera del cohete. ................................................................................ 25

2.1.5 Comportamiento del Propelente en la combustión. ................................ 26

2.1.6 Impulso específico.. ............................................................................... 27

2.1.7 Empuje neto. .......................................................................................... 27

2.1.8 Regulación. . .......................................................................................... 28

2.1.9 Ciclo carnot. ........................................................................................... 30

2.1.9.1 Refrigeración. . ....................................................................................... 30

2.1.9.2 Problemas mecánicos. ........................................................................... 30

2.1.9.3 Problemas acústicos. ............................................................................. 31

2.1.10 Combustión. . ......................................................................................... 31

2.1.11 Ruido de exostación. .............................................................................. 31

8

2.1.12 Pruebas.. ................................................................................................ 31

2.1.13 Seguridad. . ............................................................................................ 31

2.1.14 Química.. ................................................................................................ 31

2.1.15 Ignición.. ................................................................................................. 32

2.1.16 Cohete monopropelente.. ....................................................................... 33

2.1.17 Cohete bipropelente.. ............................................................................. 33

2.1.18 Cohete de propulsión de modo dual. . ................................................... 33

2.1.19 Cohete tripropelente.. ............................................................................. 33

2.1.20 Cohete de aire aumentado.. ................................................................... 33

2.1.21 Turbo cohete.. ........................................................................................ 33

3 METODOLOGÍA DE LA INVESTIGACIÓN ............................................ 34

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN ..................................................... 34

3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN .................................................................. 34

3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN ........................... 34

3.4 HIPÓTESIS ............................................................................................ 34

3.5 VARIABLES ........................................................................................... 35

3.5.1 Variables independientes. ...................................................................... 35

3.5.2 Variables dependientes. ......................................................................... 35

4 DESARROLLO INGENIERIL “MOTOR COHETE DF-2K9” .................... 36

4.1 PROCESO DE COMBUSTIÓN .............................................................. 36

4.1.1 El grano Propelente ............................................................................... 36

4.1.2 Combustión del propelente .................................................................... 37

4.1.3 Desarrollo Químico. ............................................................................. 37

4.2 DISEÑO DE MOTOR ............................................................................. 38

4.2.1 Presión de cámara, Pc. .......................................................................... 38

4.2.2 Volumen del Cilindro. ............................................................................. 39

4.2.3 Cálculos de la barra de propelente. ....................................................... 39

4.2.3.1 Razón de generación de Gas. ................................................................ 40

4.2.3.2 Razón de Quemado Linear Inicial. ......................................................... 40

4.2.3.3 Razón de Erosión de Quemado (r) ...................................................... 41

9

4.2.3.4 Flujo Másico del Gas (mg). ................................................................... 41

4.2.3.5 Tiempo de quemado (Tb). ...................................................................... 41

4.2.4 Área de la garganta ................................................................................ 41

4.2.5 Técnica experimental de la tobera. ........................................................ 42

4.2.6 Diseño de cámara de combustión. ......................................................... 43

4.2.7 Empuje Neto. ......................................................................................... 45

4.2.8 Empuje Promedio. .................................................................................. 45

4.2.9 Calculo de Altura. ................................................................................... 45

4.2.10 Análisis Estructural con ANSYS. ............................................................ 47

4.2.11 Análisis de flujo de gases con FLUENT. ................................................ 49

4.2.12 Planos motor cohete “DF-2K9” ............................................................... 51

4.2.12.1 Plano Tapa – Sello Motor Cohete. ......................................................... 51

4.2.12.2 Plano Tobera de Salida. ......................................................................... 52

4.2.12.3 Plano Tobera de Salida. ......................................................................... 53

4.2.12.4 Plano Cámara de Combustión. .............................................................. 54

4.3 CONSTRUCCIÓN MOTOR COHETE “DF-2K9”. ................................... 55

4.3.1 MATERIALES ........................................................................................ 55

4.3.1.1 Acero 1018.. ........................................................................................... 55

4.3.1.2 Acero Inoxidable 304. ............................................................................ 57

4.3.1.3 Acero 1018 ............................................................................................. 58

4.3.2 Maquinado ............................................................................................. 60

4.3.3 Motor cohete finalizado .......................................................................... 63

4.4 PREPARACIÓN DEL COMBUSTIBLE – PROPELENTE ...................... 64

4.4.1 Certificado de análisis del nitrato de potasio. ......................................... 64

4.4.2 Ficha de Seguridad del nitrato de potasio. ............................................. 65

4.4.3 Barra de propelente numero 1. .............................................................. 69

4.4.3.1 Instrucciones.. ....................................................................................... 71

4.4.4 Barra de propelente numero 2. .............................................................. 73

4.4.4.1 Instrucciones para la mezcla. ................................................................ 74

4.5 ANÁLISIS DEL COMBUSTIBLE – PROPELENTE CON GUIPEP ......... 77

10

4.5.1 Introducción a guipep. ........................................................................... 77

4.5.2 Guipep Análisis numero 1.. ................................................................... 79

4.5.4 Guipep análisis numero 2....................................................................... 81

4.5.5 Observaciones de análisis numero 2. .................................................... 84

4.6 PRUEBAS ESTÁTICAS MOTOR COHETE ........................................... 84

4.6.1 Prueba Número 1. .................................................................................. 84

4.6.2 Prueba Número 2. .................................................................................. 87

4.6.3 Prueba Número 3 ................................................................................... 89

4.7 LANZAMIENTO DEL COHETE .............................................................. 91

4.7.1 Lanzamiento Número 1 .......................................................................... 91

4.7.2 Lanzamiento Número 2 .......................................................................... 92

4.8 COSTOS DE REALIZACIÓN ................................................................. 94

CONCLUSIONES ................................................................................................. 95

BIBLIOGRAFÍA ..................................................................................................... 96

Anexo A…………………………………………………………………………………...98

Anexo B………………………………………………………………………………….100

Anexo C………………………………………………………………………………….101

11

TABLAS

pág.

Tabla 1. Rocket Motor Chamber pressure ............................................................ 37

Tabla 2. Componentes QUÍMICOS ....................................................................... 37

Tabla 3. Propiedades Termodinámicas de gases de exosto para diferentes

presiones. ............................................................................................................. 42

Tabla 4. Análisis químico – Norma Nacional NMX B-301 ..................................... 55

Tabla 5. Tratamientos Térmicos Recomendados Acero 1018 .............................. 56

Tabla 6. Propiedades mecánicas Mínimas ........................................................... 56

Tabla 8. Tratamientos térmicos Recomendados Acero Inoxidable 304 ................ 58

Tabla 9. Propiedades mecánicas NMX B -83 ....................................................... 58

Tabla 10. Especificaciones .................................................................................. 64

Tabla 11. Propiedades Análisis 1 ......................................................................... 79

Tabla 12. Chamber Result .................................................................................... 79

Tabla 13. Exhaust Result ...................................................................................... 80

Tabla 14. Performance ........................................................................................ 81

Tabla 15. Propiedades Análisis 2 .......................................................................... 82

Tabla 16. Chamber Results 2 ............................................................................... 83

Tabla 17. Exhaust Results 2 ................................................................................ 83

Tabla 18. Performance 2 ..................................................................................... 84

12

GRÁFICAS

pág. Gráfica 1. Tipos de Tobera ................................................................................... 27

Gráfica 2. Eficiencia Propulsiva ............................................................................ 28

Gráfica 3. Ciclo Carnot .......................................................................................... 29

Gráfica 4. Diseño Preliminar Barra Propelente ..................................................... 39

Gráfica 5. Burn rate vs Chamber Pressure ........................................................... 40

Gráfica 6. Tobera Experimental ............................................................................ 42

Gráfica 7. Diseño Preliminar Cámara de Combustión .......................................... 43

Gráfica 8. Diseño Preliminar Tobera ..................................................................... 44

Gráfica 9. Técnica Experimental - Tobera ............................................................ 44

Grafica 10. Altura Vs Tiempo ................................................................................ 45

Grafica 11. Velocidad Vs Tiempo .......................................................................... 47

Gráfica 12. Distribución de cargas de presión en la cámara de combustión ........ 48

Gráfica 13. Distribución Vectores Velocidad ......................................................... 49

13

FOTOGRAFÍAS

pág.

Fotografía 1. Barra Acero 1018 ............................................................................. 59

Fotografía 2. Material base - Tobera ..................................................................... 59

Fotografía 3. Torno USB en elaboración de cámara de Combustión .................... 60

Fotografía 4. (a) Tapa Motor Cohete y (b) Tobera Fase de Torneado ................ 60

Fotografía 5. (a) Tapa final; (b y c) Tobera Final. .................................................. 61

Fotografía 6. Cámara de Combustión Final .......................................................... 61

Fotografía 7. Elementos Final ............................................................................... 62

Fotografía 8. Elementos Final 2 ............................................................................ 62

Fotografía 9. Motor Cohete Final .......................................................................... 63

Fotografía 10. Motor Cohete Final 2 ..................................................................... 63

Fotografía 11. Materiales preparación Barra Propelente ...................................... 70

Fotografía 12. Molde barra Propelente ................................................................. 70

Fotografía 13. Tasa Medidora propelente ............................................................. 71

Fotografía 14. Mezcla Fase 1 ............................................................................... 71




Fotografía 18. Mezcla Final .................................................................................. 73

Fotografía 19. Medidor laboratorio USB ............................................................... 74

Fotografía 20. Medidor Laboratorio USB 2 ........................................................... 74

Fotografía 21. Mezcla Laboratorio Fase 1 ............................................................ 75





Fotografía 26. Vaciado Mezcla en Molde .............................................................. 77

14

Fotografía 27. Registro Digital .............................................................................. 85

Fotografía 28. Preparación Prueba 2 .................................................................... 87

Fotografía 29. Ejecución Prueba 2 ........................................................................ 88

Fotografía 30. Ensamble prueba 3 ........................................................................ 89

Fotografía 31. Ejecución Prueba 3 ........................................................................ 90

Fotografía 32 Lanzamiento 1 ................................................................................ 92

Fotografía 33 Lanzamiento 2 ................................................................................ 93

15

FIGURA

Pág.

Figura 1. Principio Operación................................................................................ 25

Figura 2 Barra Propelente ..................................................................................... 36

Figura 3 Barra Propelente Tubular ........................................................................ 36

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PLANOS

pág. Plano 1 Tapa-Sello del motor cohete. ................................................................... 51

Plano 2 Plano Tobera de salida Angulo 30º .......................................................... 52

Plano 3 Plano Tobera de salida Angulo 45º .......................................................... 53

Plano 4 Cámara de Combustión ........................................................................... 54

17

CUADROS

pág.

Cuadro 1. Prueba 1 – 01/04/09 ............................................................................. 84

Cuadro 2. Prueba 2 – 30/04/09 ............................................................................. 87

Cuadro 3. Prueba 3 – 20/05/09 ............................................................................. 89

Cuadro 4 Lanzamiento 1 25/07/09 ........................................................................ 91

Cuadro 5 Lanzamiento 2 25/07/09 ........................................................................ 92

Cuadro 6 Costos ................................................................................................... 94

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RESUMEN

Alcanzar el cielo y lo que hay después de él siempre ha sido uno de los sueños del hombre, razón por la cual el desarrollo de este proyecto es uno de los primeros pasos con los cuales se puede llegar a avanzar en el tema de la cohetería. Durante el desarrollo de este proyecto, por medio de la investigación, dedicación de tiempo y recursos, se logrará hacer un motor cohete que genere 700 Newton de empuje. Gracias al estudio geométrico, se dimensionará y se estudiará el tipo de materiales que resistan las temperaturas y esfuerzos a los cuales estará sometido el motor cohete, propulsado con un combustible sólido compuesto de sorbitol y nitrato de potasio y se conseguirá un desempeño de motor cohete que satisfaga las necesidades propuestas. Se desarrollará un sistema de ignición eléctrico, por medio del cual se podrá iniciar la combustión del cohete dentro de la cámara de combustión para poder generar el empuje, pero de una manera segura para las personas que vallan a realizar pruebas de empuje del motor cohete y las pruebas de vuelos experimentales del conjunto cohete, motor cohete. Elaborando el motor en acero y cumpliendo con las características nombradas anteriormente, se desarrollará un sistema de medición de empuje sencillo basado en una báscula de peso en kilogramos para medir el empuje del motor cohete. Como siguiente paso, se colocara el motor cohete dentro de un cohete diseñado para este fin y se realizara una prueba de vuelo, en la cual se colocara a prueba el desempeño del motor teniendo en cuenta los factores naturales que puedan afectar el rendimiento del conjunto cohete, motor cohete. Para finalizar, se elaboraran conclusiones, mostrando los resultados del rendimiento del motor cohete y del conjunto cohete, motor cohete y se entregara un listado de precios con un presupuesto del estimado que se gastaría haciendo un motor cohete de estas características. Palabras Clave: Motor, Cohete, Cámara de combustión, Propulsor, Propelente, Tobera.

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INTRODUCCIÓN Es sabido que en los países desarrollados y los que están en vía de desarrollo buscan la manera de adelantar y mejorar cada día más la carrera astronáutica. En países como Colombia debido a la limitación de recursos se hace muy difícil satisfacer este deseo de comenzar y avanzar con la carrera aeroespacial, debido a los pocos recursos destinados a la ciencia y al desarrollo, Colombia se ha quedado rezagada en este tema.

La importancia de este proyecto, es que se va a colaborar con la ciencia e investigación de nuestro país, avanzando un poco más para entrar en la carrera que muchos países están desarrollando y la que muchos quieren entrar para ser tenidos en cuenta. El avance tecnológico que se puede lograr impulsara muchos más proyectos, y mucho más patrocinio para desarrollarlos. Colombia, privilegiada por su ubicación geográfica debería ser de los países más avanzados e interesados en este tema, aunque la economía lo impide, nuestra ubicación hace que se puedan realizar dichos proyectos con menores costos y mayores facilidades. El propósito perseguido es el diseño de un motor cohete para un cohete que alcance una altitud de 500 M, en su fase propulsada e inercial para contribuir con el avance tecnológico y dar el primer paso para iniciar una carrera Aeroespacial en Colombia.

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1 PLANTEAMIENTO DEL PROBLEMA A partir del estudio y el diseño de las dimensiones, tipo de mezcla y geometría del conjunto propulsor desarrollar un motor cohete capaz de generar 700 N de empuje para que un cohete en vuelo propulsado e inercial llegue a 500 m.

1.1 ESTADO DEL ARTE En 1989, Carlos Orlando Parra (actual presidente de ASPA), escribió la propuesta para la realización de un programa aeroespacial colombiano la cual fue publicada en 1990. Posteriormente, en 1997, se inició la discusión de ésta propuesta en la Universidad Antonio Nariño y en el Colegio Liceo Boston de la ciudad de Bogotá, y se publica el libro La Hora Cósmica, comenzando la fase de divulgación y discusión del proyecto. En el primer semestre de 1998, la Universidad Antonio Nariño avala la propuesta nombrando a Carlos Orlando Parra como director del proyecto de la Universidad. A esta propuesta se une el arquitecto aeroespacial Oscar Arenales, quien trabajó paralelamente esta propuesta de manera independiente y escriben "Propuesta Para La Creación de la Agencia Aeroespacial Colombiana, por medio de la cual hacen una convocatoria dirigida a académicos, científicos, instituciones y en general a personas interesadas en crear el Equipo Coordinador del Proyecto. El 16 de Julio del mismo año, comienzan las reuniones auspiciadas por el Dr. Jorge Reynolds Pombo, para conformar dicho equipo. En este año el Ing. Edgar Espejo construye el primer dispositivo cohete, se funda la Asociación Pro-Agencia Aeroespacial Colombiana -ASPA- y el Arq. Oscar Arenales funda el Nodo de Asuntos Aeroespaciales Colombianos NASCA, adscrito a la facultad de Aeronáutica de la Universidad de San Buenaventura. En 1999, con el apoyo del Dr. Reynolds, surge el proyecto MISIÓN TAMSA como la primera misión satelital colombiana. La Universidad de San Buenaventura publica el Informe Preliminar de la Situación Espacial en Colombia, documento base para la justificación del programa. En ese mismo año, la Asociación Pro-Agencia Aeroespacial Colombiana, estructura su plan de desarrollo y encamina sus esfuerzos para la realización del Encuentro Colombia hacia el Espacio 2001 al mismo tiempo que la Armada Nacional de Colombia se une al proyecto MISIÓN TAMSA. Posteriormente, en el primer congreso de Ingeniería Mecánica realizado en la ciudad de Santafé de Bogotá, Colombia, en los días 24, 25 y 26 de noviembre de 1999, se plasmó en las memorias un documento elaborado por ASPA en donde se explica la necesidad de desarrollar estudios aeroespaciales en Colombia. Este documento llegó a manos de un estudiante de Ingeniaría Mecánica de la

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Universidad Nacional el cual lo motivó para vincularse con la Asociación. Posteriormente realizó una convocatoria abierta a principios del primer semestre del año 2000 en la Universidad Nacional de Colombia, sede Bogotá con el propósito de conformar el Nodo de Estudios Aeroespaciales de la Universidad Nacional -NAPSU- , el cual se creó en Marzo del año 2000. NAPSU toma su nombre del Príncipe Apsú, perteneciente a la cultura sumeria, príncipe que jamás cesa en sus trabajos para renovar el mundo, principio del Bien y la Vida. Durante este periodo, NAPSU ha centrado sus primeros trabajos en investigaciones para el apoyo técnico de la misión TAMSA, sin dejar a un lado los tópicos generales de las ciencias aeroespaciales. Para desarrollar todas las actividades del Nodo, éste cuenta con el apoyo permanente de la Asociación Pro-Agencia aeroespacial Colombiana -ASPA- . La Universidad Nacional de Colombia ha sido parte de un despertar nacional y mediante el Nodo de Estudios Aeroespaciales NAPSU, contribuye al progreso del país en la investigación de ciencias aeroespaciales para su aplicación en la solución de problemas sociales. 1

1.2 DESCRIPCIÓN Y FORMULACIÓN DEL PROBLEMA Actualmente en Colombia no existe documentación de motores cohete capaces de desarrollar 700N de empuje, razón por la cual se tomo la decisión de desarrollar un nuevo motor cohete capaz de generar 700N de empuje para un cohete que en su fase propulsada e inercial llegue a 500M de altura, por medio del diseño de las dimensiones, tipo de mezcla y geometría del conjunto propulsor. ¿Qué dimensiones, tipo de mezcla, geometría y diseño del conjunto motor permite desarrollar un motor cohete que genere 700N de empuje? 1.3 JUSTIFICACIÓN Este proyecto es de mucho interés para toda Colombia porque hay una necesidad de avanzar y conocer nuevas tecnologías, y es preciso desarrollar el proyecto para incentivar la creación de proyectos más grandes a partir de este.

El interés para los campos de Aviación y campos Aeroespaciales es amplio, porque puede colaborar con las bases para comenzar con esta carrera en la que 1 GUEVARA, Juan Carlos y otros. Semillero Nodo Napsú. Proyecto para la conformación

y puesta en marcha del nodoing Bogotá, Nodo de estudios Aeroespaciales de la

Universidad Nacional de Colombia. Santa fe de Bogotá, Septiembre. 2000.

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todos los países están compitiendo, y es de suma importancia que el proyecto se realice ya que es algo innovador, no en el Mundo, sino en Colombia, y sería como el primer paso para avanzar e intentar poner a Colombia un poco más cerca de las Potencias Mundiales en este tema. Alcanzar el cielo y lo que hay después de él siempre ha sido uno de los sueños del hombre y para Colombia no es diferente, razón por la cual se deben desarrollar proyectos que por medio de la investigación, dedicación de tiempo y recursos para ayudar a conseguir ese sueño tan anhelado. Con el diseño del motor, se avanzara con los estudios en cohetería, avances en la utilización de estas tecnologías desarrolladas para esta expedición y futuras expediciones, análisis de datos como empujes, resistencias y materiales, entre otros. Lo interesante es que en Colombia hay mucha información para realizar proyectos de este tipo, y va a ser primordial un buen diseño del motor cohete para lograr la expectativa de los demás grupos trabajando para el mismo propósito. Se pretende realizar el diseño del motor cohete y realizar las respectivas pruebas para determinar el mejor diseño y el propelente optimo para lograr el objetivo de impulsar un Cohete en su vuelo propulsado e inercial.

1.4 OBJETIVOS 1.4.1 Objetivo General Diseñar y construir un motor para un cohete que produzca 700N de empuje, para un cohete que en vuelo propulsado e inercial llegue a 500M. 1.4.2 Objetivos Específicos

• Investigar los antecedentes relacionados con el diseño e implementación de los motores en la cohetería.

• Calcular y Dimensionar el motor cohete. • Identificar el Combustible Óptimo. • Analizar el material óptimo para el desarrollo del motor cohete. • Presupuestar los costos de realización. • Calcular y realizar las pruebas de combustión y análisis del motor sin el

cohete. • Realizar un sistema sensorial de medición de empuje para el motor cohete. • Realizar las pruebas del motor ya implementado con el cohete

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1.5 ALCANCES Y LIMITACIONES DEL PROYECTO 1.5.1 Alcances. Este diseño para el motor Cohete está compuesto de una recopilación de antecedentes en el campo aeroespacial orientado a la Cohetería; con base en esta información se llevarán a cabo los cálculos necesarios para su diseño, desarrollo y posteriores pruebas de combustión del motor cohete para su posterior lanzamiento. Así mismo, el estudio comprende un análisis e identificación de los materiales que compondrán el motor cohete en su fase final. El combustible será seleccionado dependiendo de los propelentes que nos puedan ofrecer mayores facilidades de elaboración y mejores rendimientos. Se llevaran a cabo los análisis respectivos al lanzamiento, y un estudio referente a los costos involucrados para el desarrollo del proyecto. Para finalizar se entregará un análisis con el diseño del motor cohete, incluyendo las dimensiones, materiales, tipo de propelente entre otros, con sus respectivos planos y modelado en Solid edge, con un análisis en CFD para ver el comportamiento del motor, y se entregará el motor cohete construido. 1.5.2 Limitaciones. Para el proyecto se tendrán como limitantes, los siguientes aspectos a continuación:

• Campo de Pruebas: actualmente no se cuenta con un espacio, terreno habilitado para el desarrollo de pruebas y practicas correspondientes.

• Elementos Ajenos: Para el desarrollo del proyecto es necesario recurrir a la investigación, desarrollo y aplicación de componentes químicos para generar la reacción necesaria.

• Integración y Coordinación: Debido a que el proyecto se maneja por Grupos

y no como un todo, esto ocasionará una ardua coordinación entre los grupos participantes.

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2 MARCO DE REFERENCIA2

2.1 MARCO TEÓRICO-CONCEPTUAL. 2.1.1 Historia de los motores cohete. De acuerdo con los escritos del romano Aulo Gelio, en c. 400 AC, un griego llamado Pitágoras Arquitas, propulso un pájaro de madera a lo largo de cables utilizando vapor. Sin embargo, no parece haber sido lo suficientemente poderoso para despegar bajo su propio impulso. El aeolipile inventado en el siglo I, consistía esencialmente en un cohete de agua caliente en un cojinete. Fue creado casi dos milenios antes de la revolución industrial. Al parecer, Héroe de la máquina de vapor no fue llevado a ser poco más que un juguete, los principios detrás de él no eran bien entendidos, y todo su potencial no reconocido para su milenio. La disponibilidad de polvo negro para propulsar los proyectiles fue el precursor del desarrollo de los primeros cohetes de propelente sólido. Siglo IX un chino taoísta alquimista descubrió polvo negro en la búsqueda de un elixir de la vida, el accidental descubrimiento condujo a las flechas de fuego que fueron los primeros motores de cohetes en abandonar la tierra. El desarrollo lento de esta tecnología continuó a finales del siglo 20, cuando los escritos de Konstantin Tsiolkovsky hablaron de motores cohete de combustible líquido. Estos motores cohete se convirtieron en realidad gracias a Robert Goddard.

2.1.2 Motor cohete. Un motor cohete es un motor jet que toma la masa de reacción de los tanques dentro del cuerpo del cohete y lo convierte en un jet de alta velocidad, obteniendo empuje según la tercera ley de newton.

2 HOLFORD, Strevens Leofranc., Aulus Gellius. An Antonine Author and his Achievement (Oxford University Press; revised paperback edn. 2005) Articulo incorporado en la Encyclopedia Britannica, onceava edición. Citado por Rocket Propulsion Elements; 7th edition- chapter.

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2.1.3 Principio de operación.

Figura 1. Principio Operación

Fuente: http://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine Los motores cohete producen empuje debido a la alta presión en la cámara de combustión.

La mayoría de los cohetes producen empuje debido a la expulsión de gases a alta temperatura y alta velocidad. Es creada por la combustión a alta presión de propelentes sólidos o líquidos dentro de la cámara de combustión.

En los propelentes sólidos es preparada una mezcla de combustible y oxidantes dentro del espacio de la cámara que se convierte en la cámara de combustión. La cámara de combustión para cohetes químicos de propelente solido es simplemente un cilindro. Las dimensiones del cilindro son para que el propelente pueda quemarse por completo, diferentes propelentes requieren diferentes cámaras de combustión. Esto da lugar a un numero llamado L* (generalmente conocido como el numero de Laval), que es el rango típico entre 0.6 y 1.5 m.

Donde: Vc es el volumen de la cámara At es al área de la garganta 2.1.4 Tobera del cohete. Los gases calientes producidos permiten el escape de la cámara de combustión a través de una abertura, en un rango de expansión alto “tobera de Laval”. La tobera acelera el gas convirtiendo la energía térmica en energía cinética. El largo del cono de expansión de la tobera da al cohete su forma

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característica. La velocidad de exostacion es tan alta como cinco veces la velocidad del sonido a nivel del mar. El empuje proviene de las presiones desbalanceadas generadas por el cambio de solido a gaseoso del propelente durante la reacción y el aumento de la temperatura que incrementa la presión, da como resultado un flujo másico que va de la cámara hacia la parte de afuera, aumentando la velocidad de los gases que pasan a través de la tobera.

2.1.5 Comportamiento del Propelente en la combustió n. Para que un propelente sea eficiente, es importante crear la máxima presión por una cantidad específica de propelente en la cámara y en la tobera. Esto puede ser logrado por medio del calentamiento del propelente tanto como sea posible, usando baja densidad específica del gas o utilizando propelentes que se descomponen en moléculas simples con pocos grados de libertad para maximizar la velocidad. La velocidad es afectada por todas los factores dentro de la cámara de combustión, así mismo, la velocidad de exostación es una excelente medida de la eficiencia del propelente del motor. Por la influencia de la conservación de la masa y de la energía a lo largo del ducto, el flujo de gases en la garganta de la tobera es igual a Mach 1. Debido a que la velocidad del sonido en los gases aumenta con la raíz cuadrada de la temperatura, el uso de los gases calientes mejora el rendimiento. La expansión en la tobera del cohete después de multiplicar la velocidad entre 1.5 y 2 veces, produce una exostación hipersónica de jet. El incremento de la velocidad se determina por el área del radio de expansión, es el radio de área entre la garganta y la salida. Radios grandes son los más comunes pero pueden tomar más calor de los gases de combustión, lo que produce más velocidad de exostación. La eficiencia de la tobera se ve afectada por los cambios de la atmosfera por que la presión cambia con la altitud, pero debido a la velocidad supersónica la presión puede ser mayor o menor que la de ambiente y el equilibrio nunca se consigue. Para un rendimiento óptimo la presión a la salida de la tobera debe ser la misma que la presión del ambiente. Esto se conoce teóricamente como expansión optima. (ver grafica 1. tipos de tobera) Para mantener la geometría ideal de la tobera se necesitaría aumentar el diámetro de la tobera a medida que sube, dándole a la presión una tobera más larga para que actué. Estos incrementos son difíciles de conseguir. Normalmente se utilizan toberas de geometría no variable y se tiene en cuenta la reducción en el rendimiento. Para mejorar en esto se han propuesto varios diseños artesanales teniendo como adaptarse a la cambiante presión de aire en el ambiente y

27

permitiendo que el gas se expanda lo más posible dando empuje extra a mas altura. Gráfica 1. Tipos de Tobera

Fuente: http://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine

Para el rendimiento en todo el motor cohete, las tecnologías combinan altos empujes, altas velocidades de salida y altos radios empuje/peso (T/W)>100 simultáneamente y también pueden operar fuera de la atmosfera.

Los cohetes pueden ser optimizados a un rendimiento extremo a lo largo de un eje a expensas de los otros.

2.1.6 Impulso específico. La medida más importante en cuanto a eficiencia en los cohetes es el impulso por unidad de masa de propelente o impulso específico (ISP), es medido en velocidad o en tiempo. Un motor cohete que logra un mayor ISP es más deseado. 2.1.7 Empuje neto. La siguiente es una ecuación aproximada para calcular el

empuje neto de un motor cohete

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Donde

Flujo másico Velocidad de exostacion

= velocidad actual en la salida de la tobera = área de la garganta de la tobera de salida

Presión estática en la tobera de salida Presión atmosférica

A diferencia de un motor jet el motor cohete no tiene toma de aire entonces el empuje neto es igual al empuje bruto. ISP vacio. Por las ondas de choque generadas en la garganta y por la exostacion supersónica previenen que la presión externa entra al cohete viajando hacia arriba, como resultado la presión a la salida es idealmente y exactamente proporcional al flujo de propelente, manteniendo constante un radio de mezcla y una eficiencia en la combustión, es usual reescribir la ecuación como:

Donde

Velocidad del sonido constante en la garganta

Coeficiente de empuje constante en la tobera Y por consiguiente:

2.1.8 Regulación. Los cohetes pueden ser regulados controlando el flujo másico. Pueden ser controlados bajando la presión de salida a un tercio de la presión ambiental y arriba del límite mecánico determinado por la construcción del cohete. Las mayores limitantes son la estabilidad de la combustión y en la salida no estar muy lejos de la presión ambiente para que no se genere separación del flujo. Gráfica 2. Eficiencia Propulsiva

29

Fuente: Ibid.

La eficiencia propulsiva está en función de la velocidad del vehículo (v) dividida por la velocidad de exostación (c).

Las toberas del cohete son eficientes, motores de calor para generar un chorro de alta velocidad, como consecuencia de alta temperatura de combustión y alto radio de compresión de acuerdo con el ciclo carnot. En un motor cohete la eficiencia energética es muy buena. Gráfica 3. Ciclo Carnot

Fuente: Ibid.

30

2.1.9 Ciclo carnot. 2.1.9.1 Refrigeración. En la combustión la temperatura de la masa de combustión puede llegar a 3500K lo que es más alto que el punto de fusión de la tobera y la cámara de combustión, es importante hacer estas partes en materiales que prevengan la fusión o vaporización para el punto de falla. Tecnología en materiales pueden colocar un límite alto en temperatura de exostacion. Cohetes pueden usar materiales de construcción como aleaciones de aluminio, hiero, níquel, o cobre y emplear sistemas de refrigeración para prevenir que el material se caliente mucho. Técnicas como el film cooling o curtain cooling son muy utilizadas en estos casos para dar un tiempo de vida más largo. Estas técnicas aseguran que la capa limite térmica gaseosa sea mantenida debajo de donde causaría que el material falle. En cohetes donde los flujos de calor que pueden pasar a través de la pared es de lo mas complejo de la ingeniería. Los flujos mas grandes están en la garganta de la tobera casi el doble de lo que hay en la cámara de combustión. Los métodos de refrigeración incluyen:

• No refrigerados • Paredes abrasivas • Refrigeración radioactiva • Refrigeración por amortiguación • Refrigeración regenerativa • Cortina de refrigeración • Película de refrigeración

En todos los casos anteriores la refrigeración se hace por una capa delgada de refrigerante por las paredes para que no sean destruidas.

Desprendimiento de la capa limite puede ser causado en fallas de refrigeración o inestabilidades de combustión.

2.1.9.2 Problemas mecánicos. Las cámaras de combustión de los cohetes siempre están trabajando a presiones altas, entre más alta mejor el rendimiento. Esto hace que en los bordes exteriores de la cámara estén sometidos a grandes esfuerzos. Peor aún debido a las altas temperaturas creadas por los motores cohete los materiales usados tienden a tener poca resistencia a los esfuerzos de tensión.

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2.1.9.3 Problemas acústicos. Además de la extrema vibración y el ambiente acústico dentro del motor cohete comúnmente resulta en picos de esfuerzos, especialmente en presencia de tubos orgánicos resonancias y turbulencias de gas. 2.1.10 Combustión. Tres diferentes tipos de inestabilidades de combustión ocurren.

• Chugging: es una oscilación a bajas frecuencias en la presión de la cámara usualmente causada por la interacción de la aceleración con la presión de la cámara.

• Zumbidos: puede ser causada por presión insuficiente de caída a través de los inyectores.

• Screeching: es la que más daños causa y la más difícil de controlar. Es debido a los sonidos dentro de la cámara de combustión que a menudo acompañan a los procesos químicos de combustión que son los controladores primarios de la liberación de energía y producen una resonancia inestable que produce fallas catastróficas. Estos efectos son difíciles de predecir durante el diseño y que son corregidos solamente con pruebas.

2.1.11 Ruido de exostación. Para todos pero para los más pequeños, el exosto del cohete es comparado con maquinas más sonoras mientras la exostación hipersónica se mezcla con el aire, se forman ondas de choque. La intensidad del sonido de estas ondas de choque depende del tamaño del cohete. 2.1.12 Pruebas. Los motores cohete usualmente tienen pruebas estáticas como facilidad antes de ser puestos en producción. Para motores a ser usados en mucha altitud, también se usa una tobera corta y el cohete debe ser probado en una cámara de vacio grande. 2.1.13 Seguridad. Los cohetes tienen mala reputación de poco confiables y peligrosos, especialmente fallas catastróficas. Contrario a su reputación los cohetes pueden ser diseñados cuidadosamente haciéndolos confiables. Una de las aplicaciones de los cohetes es la colocación en órbita, cuando se busca eso, se requiere que el peso sea mínimo y es muy difícil conseguir alta confiabilidad y bajo peso al mismo tiempo. 2.1.14 Química. Los propelentes del cohete requieren una alta energía específica, porque idealmente toda la reacción de energía aparece como energía cinética en los gases de exostacion, y la velocidad de exostacion es el parámetro más importante del rendimiento del motor. A parte de las perdidas inevitables y las imperfecciones en el motor, después de la reacción especifica de energía, el limite teórico principal reduciendo la velocidad

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de exostacion obtenida es que de acuerdo con las leyes de la termodinámica una fracción de la energía química puede irse dentro de la rotación de las moléculas de exostacion donde es imposible producir empuje. La reacción específica de energía por unidad de masa de los reactantes es clave, bajo peso molecular en los productos de las reacciones es importante en la práctica para determinar la velocidad de exostacion.

2.1.15 Ignición. Con cohetes líquidos e híbridos, la ignición inmediata en la entrada de la cámara de combustión es esencial. La ignición se puede llevar a cabo por muchos medios, una carga pirotécnica, los propelentes pueden hacer ignición al contacto con el otro, un plasma torch puede ser usado, o bujías eléctricas pueden ser usadas. Los propelentes sólidos hacen ignición usualmente con un componente pirotécnico. Una vez en ignición, las cámaras de los cohetes se mantienen encendidas, cuando los cohetes son refrigerados los cohetes no se pueden volver a encender si no es con un mantenimiento menor.

• Tipos de motores cohete • Impulsado físicamente • Impulsado químicamente • Impulsado eléctricamente • Impulsado solarmente • Impulsado por rayo • Impulsado nuclearmente

Enfocados en los cohetes impulsados químicamente tenemos:

• Cohete solido: Descripción: ignicionable, se sostiene solo, mezcla de combustible sólido/oxidante con hueco central y tobera. Ventajas, sencillo, no tiene partes móviles, razonablemente buena fracción de masa, razonable ISP, se puede diseñar el comportamiento del empuje. Una vez encendido, extinguirlo es muy difícil, no puede ser regulado en tiempo real, la mescla toca hacerla a mano, menor rendimiento que cohetes líquidos, si la barra propelente se rompe puede resultar en desastre, volver a colocar combustible es más difícil que rellenar tanques.

• Cohete hibrido: Descripción: oxidante/combustible separados normalmente el oxidante es liquido y combustible sólido con hueco. Ventajas, sencillo, combustible sólido es esencialmente inerte sin el oxidante, seguro, regulable y fácil de apagar. Desventajas, algunos oxidantes son monopropelentes, falla mecánica del propelente puede bloquear la tobera,

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el hueco central ensancha mas el área de quemado y afecta el radio de mezcla.

2.1.16 Cohete monopropelente. Descripción, Propelente como hidracina, peróxido de hidrogeno u oxido nitroso, fluye sobre un catalizador y se descompone exotérmicamente y gases calientes son emitidos a través de la tobera. Ventajas, simple en concepto, regulable, bajas temperaturas en la cámara de combustión. Desventajas, catalizadores pueden ser fácilmente contaminados, monopropelentes pueden detonar si son contaminados o provocados y el ISP muy bajo. 2.1.17 Cohete bipropelente. Descripción: dos propelentes son introducidos dentro de la cámara de combustión por medio de inyectores y son quemados. Ventajas, arriba del 99% de eficiencia en combustión con un excelente control de mezcla, regulable, pueden ser usados con turbo bombas las cuales permiten peso ligero de los tanques, puede ser seguro con extremo cuidado. Desventajas, bombas necesarias para altos rendimientos son muy difíciles de diseñar, flujo térmico muy grande a través de la pared de la cámara de combustión, modos de falla incluyen mas explosiones, muchos tubos necesarios.

2.1.18 Cohete de propulsión de modo dual. Descripción: el cohete despega como bipropelente y después cambia a monopropelente. Ventajas, Simplicidad y fácil de controlar. Desventajas, Rendimiento más bajo que los bipropelentes. 2.1.19 Cohete tripropelente. Descripción, tres propelentes diferentes son colocados en la cámara de combustión en diferentes radios de mezcla o múltiples motores son usados con radio de mezcla de propelentes arreglado y regulado o apagado. Ventajas, reduce el peso de despegue, buena combinación empuje/peso con un ISP promedio. Desventajas, similar a los problemas del bipropelente pero con mas tuberías. 2.1.20 Cohete de aire aumentado. Descripción, Esencialmente un ramjet donde a la entrada aire es comprimido y quemado con el exosto de un cohete. Ventajas, de mach 0 a mach 4.5, buena eficiencia en de mach 2 a 4. Desventajas, eficiencia similar a los cohetes a bajas velocidades, confiabilidad no desarrollada y tipo no explorado, dificultades de refrigeración, muy ruidosa. 2.1.21 Turbo cohete. Descripción, un ciclo combinado turbo jet/cohete donde un oxidante adicional es agregado al campo de aire para incrementar la altitud. Ventajas, muy cercano a diseños existentes, opera en altitudes muy altas, ancho rango de altitudes y velocidad del viento. Desventajas, velocidad del viento

34

limitada a la atmosfera, carga de oxidante puede ser peligrosa, mucho más pesado que un cohete simple.

3 METODOLOGÍA DE LA INVESTIGACIÓN

3.1 ENFOQUE DE LA INVESTIGACIÓN Empírico-analítico: cuyo interés es el técnico, orientado a la interpretación y transformación del mundo material; proporciona una estructura particular a la metodología de investigación en tanto que orienta el trabajo a la contrastación permanente de las aseveraciones teóricas con la verificación experimental, de manera que los cálculos generados a través de modelos matemáticos y simulaciones computacionales se deben retroalimentar con la experimentación, en la búsqueda de información cada vez más confiable y práctica para la solución del problema. Esta simbiótica debe llevar consigo una relación teórica al menos presumible entre variables, de manera que se puedan establecer relaciones funcionales entre ellas; igualmente y de acuerdo con los medios experimentales, también se deben establecer los parámetros experimentales convenientes. 3.2 LÍNEA DE INVESTIGACIÓN Tecnologías Actuales y Sociedad / Instrumentación y Control de Procesos / Diseño y Construcción de Motores 3.3 TÉCNICAS DE RECOLECCIÓN DE INFORMACIÓN La técnica utilizada para este proyecto se basa en un banco de pruebas compuesto por una báscula, caja de seguridad, recipiente con arena para el motor cohete. La forma en que se implementa este banco de pruebas es el recipiente con arena sobre la báscula para medir en Kilogramos su marcación protegido por la caja de seguridad. 3.4 HIPÓTESIS Por medio de la aplicación de modelos matemáticos en cohetería, es posible obtener las dimensiones requeridas para la Cámara de Combustión y la tobera; así mismo, utilizando conceptos de expertos fue posible llegar a una mezcla de propelente óptima para ejercer un empuje total de 700 N.

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3.5 VARIABLES 3.5.1 Variables independientes.

• Variables independientes no controlables.

o Densidad del aire

o Dirección del viento

• Variables independientes controlables.

o Diámetro del motor cohete

o Longitud del motor cohete

o Peso del motor cohete

3.5.2 Variables dependientes.

• Velocidad de quemado

• Velocidad máxima de salida de gases

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4 DESARROLLO INGENIERIL “MOTOR COHETE DF-2K9” 4.1 PROCESO DE COMBUSTIÓN 4.1.1 El grano Propelente Figura 2 Barra Propelente3

Fuente: http://www.nakka-rocketry.net/th_grain.html Esta es la forma en la que se va a utilizar la barra de propelente. Como hay una gran variedad de formas para el diseño de la barra como son, circular, de estrella, cruz, etc. Como el diseño es amateur, la barra más utilizada es la de forma circular la cual se muestra a continuación: Figura 3 Barra Propelente Tubular

Fuente: http://www.nakka-rocketry.net/th_grain.html

3 NAKKA, Richard. Solid Rocket Motor Theory -- Propellant Grain. Richard Nakka's Experimental Rocketry Web Site. Junio 2009. ON LINE. Available from: http://www.nakka-rocketry.net/th_grain.html

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4.1.2 Combustión del propelente Tabla 1. Rocket Motor Chamber pressure

Fuente: http://www.nakka-rocketry.net/design1.html

4.1.3 Desarrollo Químico. La combustión va a ser una reacción exotérmica, para esto se necesita un ignitor que va a proveer la energía necesaria. Esta combustión está representada por una ecuación química y viene el ejemplo de KN-Sucrose (65/35) o conocido como KN/Sacarosa, y está dada así: C

12H

22O

11 + 6,29 KNO

3 ->

3,80 CO

2 + 5,21 CO + 7,79 H

2O + 3,07 H

2 + 3,14 N

2 + 3 K

2CO

3 + 0,27 KOH

Con los compuestos simbolizados de la siguiente manera: Tabla 2. Componentes Químicos

Sacarosa Sólido C12H22O11 Nitrato de potasio Sólido KNO3

Numero de Moles en el Reactivo: 12 átomos de Carbono (C) 22 átomos de Hidrogeno (H) 3*6,29 = 29,87 átomos de Oxigeno (O) 6,29 átomos de potasio (K) 6,29 átomos de Nitrógeno (N)

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Y en los productos: 3,67 + 5,19 + 3,14 = 12 átomos de Carbono (C) 2 * 7,91 + 2 * 3,09 = 22 átomos de Hidrogeno (H) 3 * 6,29 = 29,87 átomos de Oxigeno (O) 2 * 3,14 = 6,29 (redondeado) átomos de potasio (K) y Nitrógeno (N) 4.2 DISEÑO DE MOTOR 4.2.1 Presión de cámara, Pc. Con base en la presión de cámara del motor cohete de la Universidad do Norte do Paraná, se escogió una Presión de Cámara de 17.56 Kgf/cm2, equivalente a 17 Atmosferas (atm). Se decidió usar una barra completa tubular de KNO3, para ser utilizada como geometría del propelente, debido a la facilidad en la preparación del mismo. De acuerdo con el análisis realizado en Guipep tomamos el impulso específico de 116 segundos (pag 79). La masa del propelente (mp), puede ser calculada de la siguiente forma:

mp = It/(Is .g) (1) Donde: It = Impulso Total (N.s) Is = Impulso Especifico (s) g = Constante gravitacional (m/s2) Ya que se tiene como objetivo alcanzar un It igual a 700N*s, se van a realizar los cálculos con 1000N*s para un mejor desempeño del motor. Conociendo Is, de la ecuación (1) obtenemos una masa total de 880 g. mp = 0.880 Kg Calculando la Densidad ideal del KNO3+Azucar tenemos lo siguiente:

(2) Se obtiene una densidad ideal de 1.888 g/cm3, aunque como es ideal se tiene que usar la densidad real usada en varios diseños que es de 1.73 g/cm3. Teniendo estos datos podemos obtener el Volumen del Propelente (υp). υp = mp/ (3) υp =508.6705 cm3

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4.2.2 Volumen del Cilindro.

υc = (ro)2*h (4) Con lo cual, teniendo la ecuación (4) se despeja h, para saber que altura que se obtendrá en la barra del propelente. Teniendo un Burning time, o tiempo de quemado estimado de Bt=2.7s se tendrá la altura real de la barra del propelente, es decir: hp = 27.00 cm Teniendo esto se obtiene External diameter 6 cm Internal diameter 2 cm Lenght 27.00 cm Burning area 681.7256 cm2 Gráfica 4. Diseño Preliminar Barra Propelente

4.2.3 Cálculos de la barra de propelente. Lc = 2 cm Lo = 27.00 cm Di = 2 cm Do = 6 cm Área superficie Exterior = Ao = п*Do*Lo Ao = 508.9380 cm2 Superficie Principal = Ac = п*Di(Lo+Lc) Ac = 182.2123 cm2 Área de la superficie de cada final = Ae = п(ro2-ri2) Ae = 25.1327 cm2 Se va a calcular diferentes factores para encontrar el Área de garganta, necesario para los cálculos de tobera.

40

4.2.3.1 Razón de generación de Gas. Esta dado por la siguiente fórmula: Mg =Ab*ρp*r (5)

Donde: Ab= Área de Quemado ρp= Densidad del Grano (1.73 g/cm3) r= Velocidad de quemado

Ab = π{L(Do+Di)+0.5(Do-Di 2)} (6) Ab = 681.7256 cm 2

4.2.3.2 Razón de Quemado Linear Inicial.

r=r 0+a*Pcn ro= (usualmente tomado cero) (7) Gráfica 5. Burn rate vs Chamber Pressure

Fuente: http://www.nakka-rocketry.net/th_grain.html Con esta Grafica se va a tomar valores asumidos para continuar con los cálculos. Debido a la presión asumida, los valores de a y n van a ser los siguientes: Pc= 250 psi a= 0.06 n= 0.45 Pc=250 psi=17.57Kgf/cm2=17atms

r = 0.2614 cm/s Reemplazando en la ecuación (5) se obtiene:

Mg = 308.2913g/s

41

4.2.3.3 Razón de Erosión de Quemado (r) ε =r/r 0 (8)

r0= Razón de Quemado linear r= Razón de Erosión de Quemado ε= Test Dinámico (ε=1.4)

r = 0.3659cm/s 4.2.3.4 Flujo Másico del Gas (mg). Flujo Másico del Gas que pasa a través de la boquilla.

mg = X*r*ρ*Ab (9)

X=Fracción de Masa de los gases en el exosto X= 0.7894 r= 0.3659 cm/s ρ= 1.73 g/cm3 Ab= 681.7256 cm2

Se tiene como resultado:

mg = 340.655 g/s mg = 0.340655 Kg/s

4.2.3.5 Tiempo de quemado (Tb).

Tb=mp/mg Tb=2.58s

4.2.4 Área de la garganta El área de la garganta va a ser calculada de la siguiente manera:

At = mg .X ( γ. Tc R/M)1/2 (10) Γ . Pc Donde: γ = Relación de calores específicos Tc = Temperatura de Combustión R = Constante de Gas Universal M = Peso molecular de productos de gases Γ = γ(2/γ+1)(γ+1) /2(γ-1)

42

Tabla 3. Propiedades Termodinámicas de gases de exosto para diferentes presiones. Press (atm)

Tc (k) Γ X M Г Cf

5 1550 1.1791 0.8402 27.83 0.7004 1.089 10 1615 1.1712 0.8145 27.62 0.6998 1.270 17 1661.5 1.16725 0.7894 27.47 0.697425 1.3795 20 1677 1.1639 0.7722 27.42 0.6924 1.416 Resultados Área de Garganta. Evaluando las propiedades de los gases a 17 atm, o 17.56 Kgf/cm2, se encontró un área de garganta de:

At = 6.46 cm2 Lo cual da un Diámetro de Garganta de:

Dg = 2.8679 cm Dg = 28.6794 mm 4.2.5 Técnica experimental de la tobera. Gráfica 6. Tobera Experimental

Con la grafica anterior se puede ver la técnica experimental donde: α = 30º β = 12º @ 20º, aunque para este caso es igual a: β = 12º Velocidad de Exostacion

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(11) R = 8.314472 J/k-mol K= 1.043 Pe = 1.033227 Kgf/cm2 (presión ambiente, expansión óptima) Po = 17.564867 Kgf/cm2 M = 41.99 Kg/k-mol To = 1661.5 K Velocidad característica C*

R’ = 8314 J/k-mol M = 41.99 Kg/k-mol To = 1661.5 K K= 1.043 4.2.6 Diseño de cámara de combustión. Gráfica 7. Diseño Preliminar Cámara de Combustión

Donde: Do = 6.5 cm L2 = 30 cm L1 = 37 cm

44

Gráfica 8. Diseño Preliminar Tobera

Gráfica 9. Técnica Experimental - Tobera

Donde: A = 6 cm B = 2.8 cm C = 4.5 cm D = 8 cm E = 0.5 cm F = 2.75 cm G = 4.25 Coeficiente de Empuje (no ideal sino, Real, calcula do)

Donde: K = 1.043 Pe = 1.033227 Kgf/cm2 Po = 17.564867 Kgf/cm2

45

4.2.7 Empuje Neto.

Fn=710,469 N

4.2.8 Empuje Promedio.

��

710.4692.58 � 275.37 �

4.2.9 Calculo de Altura. Se realizó una simulación con los datos obtenidos para encontrar la altura a la cual llegará el motor cohete donde se aplicaron las siguientes ecuaciones para el cálculo de la trayectoria:

� � �� ln� � �� 0.5!"#�

$%&'� � �()*+,(-. � .�/ Al integrar esta ecuación obtenemos la ecuación de altitud, y

0 � 0� � ��-. � .�/)*+,( � ��-. � .�/)*+,( 11 � ln�� 12

� �� 0.5!"#�

$%&'�-. � .�/)*+,( 11 � ln�� 12 �

3$�(-. � .�/$)*+$,(

Los resultados fueron los siguientes: Grafica 10. Altura Vs Tiempo

46

En la grafica se puede observar la altura alcanzada por el cohete de aproximadamente 650M en 8 segundos de vuelo cumpliendo de esta manera con el objetivo del proyecto.

47

Grafica 11. Velocidad Vs Tiempo

En la grafica se puede observar la Velocidad lograda por el cohete de 90m/s en 3 segundos de vuelo. 4 4.2.10 Análisis Estructural con ANSYS. Se calculo el grosor de la pared del cohete utilizando acero 1018 y utilizando un factor de seguridad de 2. Utilizando la siguiente ecuación:

(14)

Donde: p es presión, r es radio, t es grosor, σ es esfuerzo de fluencia. En la cual se coloca la presión alrededor de la parte interior del motor cohete y el esfuerzo en el radio interior del motor.

4 Bueno, Calderón, Otálora. Proyecto Análisis aerodinámico y estructural para el diseño y construcción de un cohete de 700 N de empuje, Bogotá, Universidad San Buenaventura. Bogotá, Agosto de 2009.

48

(15)

Factor de seguridad:

(16)

En la práctica se coloco una pared de 2.25 mm por facilidades de construcción, sin embargo se calculo de nuevo utilizando el programa para calculo de estructuras ANSYS, se realizo un análisis en 2 dimensiones, el análisis se realizo colocando una presión de 1000psi dentro del cilindro es decir contra la pared la cual debe resistir la presión, y como resultado obtuvimos lo siguiente: Gráfica 12. Distribución de cargas de presión dentro de la cámara de combustión

Los resultados están en pascales y como resultado nos da que tenemos el siguiente factor de seguridad:

49

(17)

4.2.11 Análisis de flujo de gases con FLUENT.

A continuación se muestra un análisis del programa de análisis y simulación FLUENT, que muestra el comportamiento del flujo dentro del cohete. Para realizar el análisis, se grafico el cohete con el programa de dibujo de FLUENT llamado GAMBIT, se grafico la tobera como es mostrada en los planos y después se grafico el cilindro arriba de la tobera, después se grafico un cubo en la parte de inferior para ver resultados del análisis en la parte inferior externa del cohete, se aplico una presión de 1000psi y una temperatura de 1461K en la parte de adentro del cilindro.

A continuación se muestra la grafica distribución vectores velocidad. Gráfica 13. Distribución Vectores Velocidad

Esta es la grafica de distribución de los vectores de velocidad dentro y fuera del cohete, donde se puede observar la velocidad máxima y mínima de salida de

50

gases, del mismo modo, se observa la velocidad en la tobera del motor cohete, la cual es muy similar a la calculada en la velocidad de exostación de los gases; lo que indica que los cálculos realizados anteriormente están de acuerdo con el análisis del software.

51

4.2.12 Planos motor cohete “DF-2K9” 4.2.12.1 Plano Tapa – Sello Motor Cohete. Plano 1 Tapa-Sello del motor cohete.

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4.2.12.2 Plano Tobera de Salida. Plano 2 Plano Tobera de salida Angulo 30º

53

4.2.12.3 Plano Tobera de Salida. Plano 3 Plano Tobera de salida Angulo 45º

54

4.2.12.4 Plano Cámara de Combustión. Plano 4 Cámara de Combustión

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4.3 CONSTRUCCIÓN MOTOR COHETE “DF-2K9”.

Fuente: Alejandro Rozo

4.3.1 MATERIALES 4.3.1.1 Acero 1018. AISI, SAE. ASTM NMX,1018. UNS, G10180.

Análisis químico según Norma Nacional NMX B-301 (% en peso): Tabla 4. Análisis químico – Norma Nacional NMX B-301

C Si Mn P máx.. S máx..

0.15-0.20 0.15-0.35 0.60-0.90 0.040 0.050 Fuente: http://www.acerospalmexico.com.mx/1018.htm Tipo: Acero de bajo contenido de carbón

• Formas, Acabados: • Barra redonda, • Cuadrada, • Hexagonal y solera,

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• Laminadas o forjadas en caliente, • estiradas en frío y peladas o maquinadas. • Placa laminada caliente.

• Características: Entre los aceros de bajo carbono, el 1018 es el más

versátil por sus características; análisis controlado, mejores propiedades mecánicas que otros aceros del mismo tipo por su alto contenido de manganeso, buena soldabilidad, buena maquinabilidad. Cuando se requiere una superficie muy dura pero un centro tenaz, este acero cementado cumple perfectamente. Estirado en frío mejora sus valores de resistencia mecánica y su maquinabilidad, haciéndose muy popular para un sin número de aplicaciones.

• Aplicaciones: Se utiliza en la fabricación de partes para maquinaria;

automotriz, línea blanca, equipo de proceso, etc.; que no estén sujetas a grandes esfuerzos. Por su ductilidad es ideal para procesos de transformación en frío como doblar, estampar, recalcar, etc. Sus usos típicos son flechas, tornillos, pernos, sujetadores, etc., ya cementado en engranes, piñones, etc.

• Tratamientos térmicos recomendados (valores en º C) :

Tabla 5. Tratamientos Térmicos Recomendados Acero 1018

FORJADO NORMALIZADO RECOCIDO

TEMPLADOREVENIDO

PUNTOS CRÍTICOS APROX.

ABLANDAMIENTO REGENERACIÓN Ac1 Ac3 1100-1250 870-900 650-700

enfriar al aire 850-890

enfriar en horno Cementar

925 150-250 724 840

Fuente: http://www.acerospalmexico.com.mx/1018.htm

• Propiedades mecánicas mínimas estimadas según SAE J 1397: Tabla 6. Propiedades mecánicas Mínimas

TIPO DE PROCESO

Y ACABADO

RESISTENCIA A LA TRACCIÓN LÍMITE DE FLUENCIA

ALARGA- MIENTO EN 2" %

REDUCCIÓN DE ÁREA

%

DUREZA BRINELL

RELACIÓN DE

MAQUINA- BILIDAD

1212 EF = 100%

MPa (kgf/mm2) Ksi

MPa (kgf/mm2) Ksi

CALIENTE Y MAQUINADO 400 41 58

220 22 32

25 50 116

70 ESTIRADO EN

FRIÓ 440 45 64

370 38 54

15 40 126

Fuente: http://www.acerospalmexico.com.mx/1018.htm

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• Notas: • Las propiedades arriba listadas, corresponden a barras de 20mm a

30mm de sección, probadas conforme a las prácticas estándar con probeta de 50 mm según norma nacional NMX B - 172.

• En barras más delgadas de 20mm, deben esperarse valores ligeramente mayores en los datos de resistencia.

• En barras con diámetros mayores de 30mm, existe un efecto de masa que tiene una influencia directa sobre las propiedades mecánicas resultando en una disminución ligera de las mismas. 5

4.3.1.2 Acero Inoxidable 304.

ACERO INOXIDABLE 304

AISI, ASTM, NMX. 304 / 304L UNS S30400 / S30403

Análisis químico según Norma Nacional NMX B-83 (% en peso): Tabla 7. Análisis químico Norma nacional NMX B-83

C Si máx. Mn máx. P máx. S máx. Cr Ni 304 0.08 1.00 2.00 0.045 0.030 18.00-20.00 8.00-10.50 304L 0.03 1.00 2.00 0.045 0.030 18.00-20.00 8.00-12.00

Fuente: http://www.acerospalmexico.com.mx/304.htm Tipo : Austenítico tipo 18-8.

• Formas, Acabados: Barra redonda, cuadrada, solera y hexagonal; laminadas en caliente, estiradas en frío o pulidas y rectificadas; alambre, lámina y placa, cinta, tubo con y sin costura y barra perforada.

• Características: Excelente resistencia a la corrosión a una amplia variedad

de medios corrosivos, incluyendo productos de petróleo caliente y gases de combustión. Resistente a la corrosión en servicio intermitente hasta 871ºC (1600º F) y hasta 926º C (1700º F) en servicio continúo. Excelente soldabilidad, utilizar electrodos tipo 308S. Poco maquinable: 45% del acero 1212, se recomiendan velocidades de 40 a 85 pies de superficie / min.

• Aplicaciones: Se utiliza en la industria química, alimenticia, textil y

petrolera, para piezas varias y partes que requieran ser soldadas; para fabricar flechas, tuercas, birlos, tornillos, partes para válvulas, cuchillería, artículos domésticos, etc.

5 Información Tomada de: http://www.acerospalmexico.com.mx/1018.htm

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• Tratamientos Térmicos recomendados (valores en o C) : Tabla 8. Tratamientos térmicos Recomendados Acero Inoxidable 304

FORJADO RECOCIDO DUREZA BRINELL

BARRAS RECOCIDAS (1)

TEMPLE TEMPERATURA MEDIO DE ENF.

1150-1200° C No forjar abajo de 900° C enfriar rápidamente

1010-1120 enfriar rápidamente hasta temperatura

ambiente 160

Endurecible solo por trabajo mecánico

Fuente: http://www.acerospalmexico.com.mx/304.htm Nota: (1) Dureza exigida por la norma NMX B - 83 (tabla 8). 6

• Propiedades mecánicas típicas según NMX B - 83, de barras en estado recocido:

Tabla 9. Propiedades mecánicas NMX B -83

RESISTENCIA A LA

TRACCIÓN LÍMITE DE FLUENCIA ALARGAMIENTO

EN 2" % REDUCCIÓN DE ÁREA %

RELACIÓN DE MAQUINABILIDAD 1212 EF = 100% MPa (kgf/mm2)

[ Ksi ] MPa (kgf/mm2)

[ Ksi ]

304 510 ( 52 ) [ 74 ] 206 ( 21 ) [ 30 ] 40 50 45

304L 481 ( 49 ) [ 70 ] 176 ( 18 ) [ 26 ] Fuente: http://www.acerospalmexico.com.mx/304.htm 4.3.1.3 Acero 1018 Para la construcción de las piezas del Motor Cohete, se decidió utilizar el material 1018, debido a su costo en el mercado, ya que se consigue aproximadamente a la mitad de precio que el Acero inoxidable, dando características similares y permitiendo encontrar las características necesarias para la construcción del Motor Cohete, y así dar una facilidad para hacer un prototipos para realizar las diferentes pruebas logrando los mejores resultados. Se compraron 2 piezas en el sector de Paloquemao, que fueron:

• Tubo de 32 Cms de Largo, de 6.3 de Diámetro exterior y 5.0 De Diámetro Interior. (Con Un precio Aproximado de 50 Mil Pesos).

6 Información Tomada de: http://www.acerospalmexico.com.mx/304.htm

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Fotografía 1. Barra Acero 1018

Con esta pieza lo que se busca es hacer la cámara de combustión del Motor Cohete, dejándola finalmente después de maquinarla de 32 Cms de Largo, 6.3 Cms de Diámetro Exterior y 5.9 de Diámetro Interior.

• Pieza Solida de Acero 1018, de 12 cms de largo con un Diámetro de 7 cms. (Con Un Precio Aproximado de 40 Mil Pesos).

Fotografía 2. Material base - Tobera

Con Esta pieza lo que se busca es hacer la tobera, y la tapa que va a sellar la parte de arriba y nos facilitara la inserción de la barra de propelente.

60

4.3.2 Maquinado Fotografía 3. Torno USB en elaboración de cámara de Combustión

Después de tener los materiales necesarios, se procedió de acuerdo al cronograma y los planos realizados para maquinar las piezas y dejarlas finalmente de la siguiente forma: Fotografía 4. (a) Tapa Motor Cohete y (b) Tobera Fase de Torneado

(a) (b)

Esta era la pieza solida de Acero 1018, de la cual saldrian 2 piezas para el Motor Cohete, como lo fue La Tapa para el cierre y acceso a la cámara de combustión, Fotografía 4. (a), y la tobera de salida como se ve en la Fotografía 4. (b) aun siendo maquinada para darle la forma según planos.

61

Finalmente después de todo el trabajo de Maquinación, la pieza solida quedo así: Fotografía 5. (a) Tapa final; (b y c) Tobera Final.

(a) (b) (c)

Teniendo la Tapa, Y la tobera ya finalizada y Pulida. Después de haber maquinado el tubo para reducirle el Diámetro Interior a la pieza en bruto, pasar de 5.0 a 5.9 cms de Diámetro Interior, la pieza quedo de la siguiente forma: Fotografía 6. Cámara de Combustión Final

Con las demás piezas y en Conjunto quedaron así:

62

Fotografía 7. Elementos Final

Fotografía 8. Elementos Final 2

63

4.3.3 Motor cohete finalizado Fotografía 9. Motor Cohete Final

Fotografía 10. Motor Cohete Final 2

64

4.4 PREPARACIÓN DEL COMBUSTIBLE – PROPELENTE 4.4.1 Certificado de análisis del nitrato de potasi o. CÓDIGO PRODUCTO: 141524 Potasio Nitrato sin antiapelmazante (RFE, BP, Ph. Eur.) PRS-CODEX KNO3 KNO3

M.= 101,11 CAS [7757-79-1] EINECS 231-818-8

NC 2834 21 00 E -252

DATOS FÍSICOS: Pequeños cristales blancos · Solubilidad en agua a 20 °C 320 g/l · P. F.: 334 °C · Desc. térmica desde 400 °C · APLICACIONES: Reactivo en análisis: USP 30 · BP 2008 · Ph. Eur. 6.0 · Reactivo oxidante para la descomposición de muestras orgánicas e inorgánicas por fusión ; R. Bock "Aufschlussmethoden der Anorganische & Org. Chemie". Verlag Chemie , Weinheim (1972) · Empleado como diurético en industria Farmacéutica · BIBLIOGRAFÍA: Merck Index 14 , 7733 · Sax PLL 500 · Safety 2 , 2906 B · Kühn-Birett K 13 · Römpp 8 , 2020 · Fieser 5 , 561 10 , 329 · ACS IX , 516 X , 540 · ISO 6353/3-1987R - 84 , 58 · Ph. Eur. 5.0 (2005) 6.0 (2008) · USP 30 · BP 2008 · F.C.C. V, 6 · Directiva 96/77/CE , 26 2008/84/CE · PELIGROSIDAD: RTECS: TT 3700000 · DL50 oral rat 3750 mg/Kg· R: 8 S: 16-41 NORMAS DE TRANSPORTE: UN: 1486 · ADR: 5.1/III · IMDG: 5.1/III · IATA: 5.1/III · PAX: 516 · CAO: 518· Tabla 10. Especificaciones

Riqueza (Acidim.) calc. s.p.s. 99,0-100,5%

Identidad según Farmacopeas s/e. pH sol. 5% 4,5-8,5 LIMITE MÁXIMO DE IMPUREZAS Aspecto de la solución s/e. Insoluble en H2O 0,025 % Pérdida por desec. a 105°C 0,5 % Disolventes residuales (Ph.Eur/USP) s/e Acidez o alcalinidad s/e.

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Amonio (NH4) 0,005 % Cloruro (Cl) 0,002 % Fosfato (PO4) 0,003 % Sulfato (SO4) 0,01 % Sustancias reducibles s/e. Metales pesados (en Pb) 0,001 % As 0,0002 % Ca 0,005 % Cu 0,002 % Fe 0,001 % Mg 0,005 % Na 0,1 %

Fuente: http://www.panreac.com/new/esp/catalogo/fichastec/141524ES.HTM 4.4.2 Ficha de Seguridad del nitrato de potasio. Ficha de Datos de Seguridad Según Reglamento (CE) 1907/2006 141524 Potasio Nitrato sin antiapelmazante (RFE, BP, Ph. Eur.) PRS-CODEX

1. Identificación de la sustancia/preparado y de la so ciedad o empresa 1.1 Identificación de la sustancia o del preparado

Denominación: Potasio Nitrato

1.2 Uso de la sustancia o preparado:

Para usos de laboratorio, análisis, investigación y química fina.

1.3 Identificación de la sociedad o empresa:

PANREAC QUÍMICA, S.A.U. C/Garraf, 2 Polígono Pla de la Bruguera E-08211 Castellar del Vallès (Barcelona) España Tel. (+34) 937 489 400 e-mail: [email protected] Urgencias: Número único de teléfono para llamadas de urgencia: 112 (UE) Tel.:(+34) 937 489 499

2. Identificación de los peligros

Peligro de fuego en contacto con materias combustibles.

3. Composición/Información de los componentes

Denominación: Potasio Nitrato Fórmula: KNO3 M.=101,11 CAS [7757-79-1] Número CE (EINECS): 231-818-8

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4. Primeros auxilios 4.1 Indicaciones generales:

En caso de pérdida del conocimiento nunca dar a beber ni provocar el vómito.

4.2 Inhalación:

Trasladar a la persona al aire libre.

4.3 Contacto con la piel:

Lavar abundantemente con agua. Quitarse las ropas contaminadas.

4.4 Ojos:

Lavar con agua abundante manteniendo los párpados abiertos. Pedir atención médica.

4.5 Ingestión:

Beber agua abundante. Provocar el vómito. Pedir atención médica.

5. Medidas de lucha contra incendio 5.1 Medios de extinción adecuados:

Agua.

5.2 Medios de extinción que NO deben utilizarse:

-----

5.3 Riesgos especiales:

Incombustible. Favorece la formación de incendios. Mantener alejado de sustancias combustibles. En caso de incendio pueden formarse vapores tóxicos. Precipitar los vapores formados con agua.

5.4 Equipos de protección:

6. Medidas a tomar en caso de vertido accidental 6.1 Precauciones individuales:

No inhalar el polvo.

6.2 Precauciones para la protección del medio ambiente:

6.3 Métodos de recogida/limpieza:

Recoger en seco y depositar en contenedores de residuos para su posterior eliminación de acuerdo con las normativas vigentes. Limpiar los restos con agua abundante.

7. Manipulación y almacenamiento 7.1 Manipulación:

Sin indicaciones particulares.

7.2 Almacenamiento:

Recipientes bien cerrados. Ambiente seco. Mantener alejado de sustan-cias inflamables, fuentes de ignición y calor. Temperatura ambiente.

8. Controles de exposición/protección personal 8.1 Medidas técnicas de protección:

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8.2 Control límite de exposición:

8.3 Protección respiratoria:

En caso de formarse polvo, usar equipo respiratorio adecuado.

8.4 Protección de las manos:

Usar guantes apropiados

8.5 Protección de los ojos:

Usar gafas apropiadas.

8.6 Medidas de higiene particulares:

Usar ropa de trabajo adecuada. Quitarse las ropas contaminadas. Lavarse manos y cara antes de las pausas y al finalizar el trabajo.

8.7 Controles de la exposición del medio ambiente:

Cumplir con la legislación local vigente sobre protección del medio ambiente.

El proveedor de los medios de protección debe especificar el tipo de protección que debe usarse para la manipulación del producto, indicando el tipo de material y, cuando proceda, el tiempo de penetración de dicho material, en relación con la cantidad y la duración de la exposición.

9. Propiedades físicas y químicas

Aspecto:

Sólido blanco.

Olor:

Inodoro.

pH 5,5-8,0 Punto de ebullición :>400°C (d Punto de fusión : 334°C Densidad (20/4): 2,11 Solubilidad: 320 g/l en agua a 20°C

10. Estabilidad y reactividad 10.1 Condiciones que deben evitarse:

10.2 Materias que deben evitarse:

Compuestos orgánicos. Azufre. Sulfuros. Sustancias inflamables. Metales en polvo. Boro.( Calor). Carbono. Azufre./ Carbono. Fosfuros. Fósforo. Magnesio.

10.3 Productos de descomposición peligrosos:

Vapores nitrosos.

10.4 Información complementaria:

11. Información toxicológica 11.1 Toxicidad aguda:

DL50 oral rata: 2000 mg/kg

11.2 Efectos peligrosos para la salud:

Por ingestión: Irritaciones en mucosas, náuseas, desarreglos intestinales, vómitos. Por contacto ocular: irritaciones. Por absorción de grandes cantidades: metahemiglobinemia con cefaleas,

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arritmias, hipotensión, dificultades respiratorias, espasmos, cianosis.

12. Información Ecológica 12.1 Movilidad :

12.2 Ecotoxicidad :

12.2.1 - Test EC50 (mg/l) : Crustáceos (Daphnia Magna) = 490 mg/l ; Clasificación : Altamente tóxico. Animales p. alimentación de peces = EC0 200 mg/l ; Clasificación : Altamente tóxico. 12.2.2 - Medio receptor: Riesgo para el medio acuático = Medio Riesgo para el medio terrestre = Bajo 12.2.3 - Observaciones : Ecotoxicidad aguda en la zona de vertido.

12.3 Degradabilidad :

12.3.1 - Test :------- 12.3.2 - Clasificación sobre degradación biótica : DBO5/DQO Biodegradabilidad = ----- 12.3.3 - Degradación abiótica según pH : ------- 12.3.4 - Observaciones :

12.4 Acumulación :

12.4.1 - Test : 12.4.2 - Bioacumulación : Riesgo = ----- 12.4.3 - Observaciones :

12.5 Otros posibles efectos sobre el medio natural :

No permitir su incorporación al suelo ni a acuíferos. Los nitratos pueden favorecer la eutrofia.

13. Consideraciones sobre la eliminación 13.1 Sustancia o preparado:

En la Unión Europea no están establecidas pautas homogéneas para la eliminación de residuos químicos, los cuales tienen carácter de residuos especiales, quedando sujetos su tratamiento y eliminación a los reglamentos internos de cada país. Por tanto, en cada caso, procede contactar con la autoridad competente, o bien con los gestores legalmente autorizados para la eliminación de residuos. 2001/573/CE: Decisión del Consejo, de 23 de julio de 2001, por la que se modifica la Decisión 2000/532/CE de la Comisión en lo relativo a la lista de residuos. Directiva 91/156/CEE del Consejo de 18 de marzo de 1991 por la que se modifica la Directiva 75/442/CEE relativa a los residuos. En España: Ley 10/1998, de 21 de abril, de Residuos. Publicada en BOE 22/04/98. ORDEN MAM/304/2002, de 8 de febrero, por la que se publican las operaciones de valorización y eliminación de residuos y la lista europea de residuos. Publicada en BOE 19/02/02.

13.2 Envases contaminados:

Los envases y embalajes contaminados de sustancias o preparados peligrosos, tendrán el mismo tratamiento que los propios productos

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contenidos. Directiva 94/62/CE del Parlamento Europeo y del Consejo, de 20 de diciembre de 1994, relativa a los envases y residuos de envases. En España: Ley 11/1997, de 24 de abril, de Envases y Residuos de Envases. Publicada en BOE 25/04/97. Real Decreto 782/1998, de 30 de abril, por el que se aprueba el Reglamento para el desarrollo y ejecución de la Ley 11/1997, de 24 de abril, de Envases y Residuos de Envases. Publicado en BOE 01/05/98.

14. Información relativa al transporte

Terrestre (ADR): Denominación técnica: NITRATO POTÁSICO ONU 1486 Clase: 5.1 Apartado y letra: III Marítimo (IMDG): Denominación técnica: NITRATO POTÁSICO ONU 1486 Clase: 5.1 Grupo de embalaje: III Aéreo (ICAO-IATA): Denominación técnica: Nitrato potásico ONU 1486 Clase: 5.1 Grupo de embalaje: III Instrucciones de embalaje: CAO 518 PAX 516

15. Información reglamentaria

Etiquetado según REACH

Etiquetado según REACH Símbolos: O Indicaciones de peligro: Comburente Frases R: 8 Peligro de fuego en contacto con materias combustibles. Frases S: 16-41 Conservar alejado de toda llama o fuente de chispas - No fumar. En caso de incendio y/o de explosión, no respire los humos.

16. Otras informaciones

Número y fecha de la revisión:0 15.04.08 Los datos consignados en la presente Ficha de Datos de Seguridad, están basados en nuestros actuales conocimientos, teniendo como único objeto informar sobre aspectos de seguridad y no garantizándose las propiedades y características en ella indicadas.

Fuente: http://www.panreac.com/new/esp/fds/ESP/X141524.htm 4.4.3 Barra de propelente numero 1.

� Materiales: o 900 gr. (65%) Nitrato de potasio equivalentes a 31,74 onzas o 484.61 gr. (35%) Sorbitol equivalente a 17.1 onzas o Papel bond o Medidor de onzas o Maceador o Recipiente resistente al calor (olla) o Molde

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Fotografía 11. Materiales preparación Barra Propelente

� Procedimiento previo a la mezcla o Alistar todos los materiales. o Realizar un forro en papel bond para la parte interna del molde con el

fin de facilitar el desmolde. Fotografía 12. Molde barra Propelente

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4.4.3.1 Instrucciones. Paso1. Se alista el medidor de onzas que debe estar limpio y seco. Fotografía 13. Tasa Medidora propelente

Paso 2. Se vierte sorbitol hasta 17.1 onzas dentro del medidor de onzas. Paso 3. Verter el sorbitol en el Recipiente resistente al calor. Paso 4. Macerar el nitrato de potasio para que quede lo más fino posible (cuando el polvo este lo más fino posible). Paso 5. Se realiza luego el mismo procedimiento de los pasos 1 y 2 pero usando el Nitrato de potasio hasta 31,74 onzas dentro del medidor de onzas. (Ver Foto siguiente) Fotografía 14. Mezcla Fase 1

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Fotografía 15. Mezcla Fase 2

Paso 6. Agregar nitrato de potasio sobre el sorbitol fundido de a pocos en el recipiente resistente al calor. Paso 7. Calentar el recipiente hasta más o menos 100 grados centígrados (con el sorbitol adentro) hasta que el sorbitol se funde. (Ver Foto siguiente) Fotografía 16. Mezcla Fase 3

Paso 8. Se revuelve para que se disuelva el nitrato de potasio, hasta que se consiga una mezcla lo más homogénea posible. (Ver Foto siguiente) Fotografía 17. Mezcla Fase 4

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Paso 9. Realizar un embudo de papel para poder verter la mezcla Paso 10. Verter la mezcla en el molde y dejar secar (hasta su punto de solidificación). (Ver Foto siguiente) Fotografía 18. Mezcla Final

4.4.4 Barra de propelente numero 2.

• Materiales: o 1000 gr. (65%) Nitrato de potasio o 538.46 gr. (35%) Sorbitol o Báscula o Maceador o Recipiente de vidrio o Recipiente resistente al calor (olla) o Molde

� Procedimiento previo a la mezcla

o Alistar todos los materiales. o Tomar el molde y encerarlo con cera desmoldante (aprox 8 veces).

74

4.4.4.1 Instrucciones para la mezcla. Paso 1. Se coloca un recipiente en la báscula y se ajusta a cero. (Ver Foto siguiente) Fotografía 19. Medidor laboratorio USB

Paso 2. Se vierte sorbitol hasta que se alcance el peso de 538.46 gramos, Como el recipiente de vidrio no es suficiente mente grande se hace en dos vertidas. Fotografía 20. Medidor Laboratorio USB 2

Paso 3. Verter el sorbitol en el recipiente resistente al calor.

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Fotografía 21. Mezcla Laboratorio Fase 1

Paso 4. Macerar el nitrato de potasio para que quede lo más fino posible (para que quede en polvo por que se forman grumos en el nitrato de potasio). Fotografía 22. Mezcla Laboratorio Fase 2

Paso 5. Se realiza luego el mismo procedimiento de los pasos 1 y 2 pero usando el Nitrato de potasio hasta los 1000 gr. Paso 6. Mezclar el nitrato de potasio con el sorbitol en el recipiente resistente al calor. (Ver Foto siguiente)

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Fotografía 23. Mezcla Laboratorio Fase 3

Paso 7. Calentar el recipiente hasta más o menos 100 grados centígrados (con la mezcla dentro) hasta que se comiencen a formar grumos. Fotografía 24. Mezcla Laboratorio Fase 4

Paso 8. Cuando se funda el sorbitol se revuelve para que se disuelva el nitrato de potasio, hasta que se consiga una mezcla lo más homogénea posible. (Ver Foto siguiente) Fotografía 25. Mezcla Laboratorio Fase 5

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Paso 9. Verter la mezcla en el molde y dejar secar (hasta su punto de solidificación). (Ver Foto siguiente) Fotografía 26. Vaciado Mezcla en Molde

4.5 ANÁLISIS DEL COMBUSTIBLE – PROPELENTE CON GUIPE P 4.5.1 Introducción a guipep . Para esta parte de análisis de combustible se va a usar un Programa de gran ayuda que se conoce como GUIPEP, que es básicamente un software (Programa para la Evaluación de Propelentes) con una interfaz Grafica conocida como (GUI). Este programa termoquímico permite evaluar el funcionamiento del propelente y ver las posibles formulaciones del mismo, así como determinar la relación más efectiva de los ingredientes para alcanzar el rendimiento deseado. El programa requiere únicamente incluir la lista de ingredientes de la barra propelente con su masa respectiva, así como la presión de cámara y presión de salida en la tobera. La salida va a mostrar datos que son de gran ayuda para los cálculos realizados del motor cohete, como lo son: Temperatura de Combustión, Exponente Isentropico, Peso molecular de los productos, Temperatura de exostación y composición, Impulso Especifico, y rata de expansión ideal. Para los cálculos y la utilización del programa GUIPEP, se asumirán ciertas condiciones para realizar el análisis:

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• Flujo dimensional con ecuaciones de energía y momento. • Velocidad de Flujo cero en la boquilla (Nozzle) de entrada. • Combustión completa y Adiabática. • Expansión en la Tobera isentropica. • Mezcla homogénea de los productos y reactivos. • Leyes de gases ideales. • Retraso de la temperatura y la velocidad en cero de la fase condensada de

productos. 4.5.2 Guipep Análisis numero 1. Como el propelente va a estar basado en Nitrato de Potasio y Azúcar, los ingredientes en el programa GUIPEP serán:

• Potassium Nitrate (Con un Peso de 65 gm) • Sucrose (Table Sugar) (Con un Peso de 35 gm)

Para realizar los cálculos se necesita el ingreso de una masa de 100 gramos compuesta por los ingredientes antes mencionados. Imagen 1. GUIPEP Configurado Propelente Nitrato - Azúcar

Las condiciones de operación son las siguientes (Predeterminadas), con:

• Temperatura de los Ingredientes = 298 K • Presión de Cámara = 1000 PSI (*)

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• Presión de exostación = 14.7 PSI (**) (*) La presión de Cámara va ser 1000 PSI y no la calculada de 250 PSI, debido a que 1000 PSI es la presión de referencia en la cual el Isp (Impulso Especifico) es hallado. (**) La presión de Exostación va a ser 14.7 PSI, que es igual a 1 atmosfera, esta es la condición ideal de expansión a nivel del mar. Para la mayoría de cálculos se utiliza la presión de salida igual a 1 atmosfera. Al ejecutar el programa, los datos que se van a obtener para la mezcla propelente de Nitrato de Potasio + Azúcar serán: 4.5.3 Resultados análisis numero 1. Tabla 11. Propiedades Análisis 1 KNSU-DF2K9 Run using June 1988 Version of PEP, Case 1 of 1 14 Jan 2009 at 5:22:36.67 pm CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION 821 POTASSIUM NITRATE 65.000 -1167 0.07670 1N 3O 1K 897 SUCROSE (TABLE SUGAR) 35.000 -1550 0.05740 22H 12C 11O THE PROPELLANT DENSITY IS 0.06862 LB/CU-IN OR 1.8995 GM/CC THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 100.0000 GRAMS

NUMBER OF GRAM ATOMS OF EACH ELEMENT PRESENT IN INGREDIENTS 2.249436 H 1.226965 C 0.642877 N 3.053349 O 0.642877 K

• La primera sección va a tener el nombre del propelente, en este caso será el nombre del motor cohete que es DF-2K9, con su respectiva fecha del día del análisis. • Tiene el código de los ingredientes o elementos utilizados en la mezcla con su respectivo nombre, formula química, D-H (Delta heat formation) conocido como Formación de calor o Formación de entalpía, Densidad y el Numero de átomos presentes en los ingredientes.

Tabla 12. Chamber Result

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****************************CHAMBER RESULTS FOLLOW ***************************** T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V 1722. 2640. 68.02 1000.00 -130.10 166.00 1.1332 2.383 28.551 SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 10.508 14.982 NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 2.3825 0.3062 0.79708 H2O 0.53268 CO 0.38798 CO2 0.32136 N2 0.31300 H2 0.30623 K2CO3* 0.02855 KHO 0.00151 K 1.57E-04 K2H2O2 9.97E-05 NH3 1.90E-05 H 1.34E-05 KH 1.06E-05 KCN 6.74E-06 CH4 3.48E-06 CH2O 3.32E-06 CNH 2.70E-06 HO THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 37.192

• La primera fila de esta parte muestra la temperatura de combustión expresada en Kelvin y Farenheit, la presión de cámara, la entalpía total de la mezcla, entropía, relación de calores específicos, Numero de moles de GAS en la mezcla, RT/V es un factor de conversión. Tabla 13. Exhaust Result

****************************EXHAUST RESULTS FOLLOW ***************************** T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V 1144. 1600. 1.00 14.70 -157.75 166.00 1.1387 2.352 0.425 SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 9.711 14.355 NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 2.3522 0.3212 0.67409 H2O 0.50946 CO2 0.45027 H2 0.39630 CO 0.32140 N2 0.32114 K2CO3& 0.00055 KHO 0.00003 K 1.84E-05 NH3 1.20E-05 CH4 THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 37.406

• Estos resultados representan la Salida del exosto, es decir, el final de la tobera, cuando entra en contacto con la atmosfera. • Esta sección tiene los mismos parámetros que la Cámara con diferentes resultados para la salida de la tobera.

81

Tabla 14. Performance

**********PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFTING ON SECOND LINE********** IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T 153.3 1.1380 1611. 39.24 3007.9 10.09 291.2 0.09351 1032. 155.1 1.1101 1635. 39.63 3069.2 116.1 10.70 294.6 0.09542 1144.

• Aquí se obtienen los resultados por los cuales se hizo todo el procedimiento y se analizara de la siguiente manera: o Impulso: Puede considerarse como el Empuje producido por unidad de Masa,

es decir el impulso que genera la masa de propelente quemado en 1 segundo. o Exponente isentropico: es conocida como la constante k, o CP/CV para un gas

perfecto. o T*: Valor Crítico de temperatura, analizado a Mach 1 en la garganta de la

tobera. o P*: Valor de Presión Crítico, analizado a Mach 1 en la garganta de la tobera. o C*: Conocida como la Velocidad Característica de Exostación. o ISP*: Es un valor de Impulso en el vacío. o OPT-EX: Es la expansión óptima calculada por el programa, mejor conocida

como Optimum Expansion Ratio (Ae/At), un dato importante para el diseño de tobera más adelante.

o D-ISP: Es la Densidad de Impulso específico, producto del impulso específico y la gravedad especifica del propelente.

o A*M: Es la relación del aérea de la garganta de la tobera con la relación de flujo másico.

o EX-T: Es la temperatura en la salida de la tobera, está dada en (k).

4.5.4 Guipep análisis numero 2. La segunda opción para ser usada como propelente principal será:

• Potassium Nitrate (Con un Peso de 65 gm) • Sorbitol PentaNitrate (Con un Peso de 35 gm)

82

Imagen 2. GUIPEP Configurado Propelente Nitrato - Sorbitol

Como en el análisis GUIPEP # 1: Las condiciones de operación son las siguientes (Predeterminadas), con:

• Temperatura de los Ingredientes = 298 K • Presión de Cámara = 1000 PSI (*) • Presión de exostacion = 14.7 PSI (**)

(*) La presión de Cámara va ser 1000 PSI y no la calculada de 250 PSI, debido a que 1000 PSI es la presión de referencia en la cual el Isp (Impulso Especifico) es hallado. (**) La presión de Exostación va a ser 14.7 PSI, que es igual a 1 atmosfera, esta es la condición ideal de expansión a nivel del mar. Para la mayoría de cálculos se utiliza la presión de salida igual a 1 atmosfera. Los datos que se obtuvieron para este análisis de Nitrato de Potasio + Sorbitol fueron: Tabla 15. Propiedades Análisis 2 KNSB-DF2K9 Run using June 1988 Version of PEP, Case 1 of 1 15 Mar 2009 at 6:22:40.55 pm CODE WEIGHT D-H DENS COMPOSITION 821 POTASSIUM NITRATE 65.000 -1167 0.07670 1N 3O 1K

83

891 SORBITOL PENTANITRATE 35.000 -463 0.00001 6C 9H 16O 5N THE PROPELLANT DENSITY IS 0.00003 LB/CU-IN OR 0.0008 GM/CC THE TOTAL PROPELLANT WEIGHT IS 100.0000 GRAMS NUMBER OF GRAM ATOMS OF EACH ELEMENT PRESENT IN INGREDIENTS 0.773617 H 0.515745 C 1.072664 N 3.303951 O 0.642877 K

Tabla 16. Chamber Results 2

****************************CHAMBER RESULTS FOLLOW ***************************** T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V 1461. 2171. 68.02 1000.00 -92.06 137.86 1.1237 1.901 35.782 SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 9.632 15.443 NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 1.9010 0.3207 0.78115 O2 0.53538 N2 0.38598 H2O 0.32066 K2CO3* 0.19503 CO2 0.00174 NO 0.00152 KHO 0.00012 NO2 6.35E-05 HO 6.11E-06 K2H2O2 4.48E-06 HO2 2.07E-06 NHO2 1.70E-06 NHO2 THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 45.010 Tabla 17. Exhaust Results 2 ****************************EXHAUST RESULTS FOLLOW ***************************** T(K) T(F) P(ATM) P(PSI) ENTHALPY ENTROPY CP/CV GAS RT/V 957. 1262. 1.00 1 4.70 -111.08 137.86 1.1382 1.900 0.526 SPECIFIC HEAT (MOLAR) OF GAS AND TOTAL= 8.894 14.001 NUMBER MOLS GAS AND CONDENSED= 1.8996 0.3214 0.78213 O2 0.53629 N2 0.38678 H2O 0.32142 K2CO3& 0.19426 CO2 0.00003 NO 0.00000 NO2 0.00000 KHO THE MOLECULAR WEIGHT OF THE MIXTURE IS 45.025

84

Tabla 18. Performance 2 **********PERFORMANCE: FROZEN ON FIRST LINE, SHIFT ING ON SECOND LINE********** IMPULSE IS EX T* P* C* ISP* OPT-EX D-ISP A*M EX-T 127.1 1.1269 1374. 39.39 2485.0 10.35 0.1 0.07725 909. 128.6 1.0975 1393. 39.81 2546.0 95.8 10.50 0.1 0.07915 957.

4.5.5 Observaciones de análisis numero 2. Después de haber realizado el análisis y haber desarrollado la barra propelente, encontramos la siguiente conclusión:

• La temperatura que se maneja utilizando el Sorbitol en el exosto y la cámara de combustión es más baja en comparación a la obtenida utilizando azúcar.

Se encontró que la barra de azúcar es más complicada de preparar debido al control de temperatura y al inconveniente relacionado con la caramelización de los ingredientes, Adicionalmente las ventajas que posee el Sorbitol fueron pieza fundamental para su selección:

• El Sorbitol no se carameliza. • La temperatura de la mezcla derretida es significativamente menor a la del

KNSU, aumentándome los márgenes de seguridad. • Mejor compactación en el enfriamiento. • Menor probabilidad de Burbujas en el propelente. • Mejor rendimiento de la barra propelente.

4.6 PRUEBAS ESTÁTICAS MOTOR COHETE 4.6.1 Prueba Número 1. Cuadro 1. Prueba 1 – 01/04/09

DOCUMENTO DE PRUEBA LUGAR Universidad de San buenaventura (Bogotá)

HORA Y FECHA 01/04/09 – 4:00 PM a 8:00 PM ELEMENTOS • Motor Cohete

• Propelente • Cable Ignitor • Caja de Seguridad • Balde con arena

85

• Báscula • Extensiones Eléctricas • Extintores

DESCRIPCIÓN PRUEBA

• Preparación de los elementos y revisión preliminar.

• Ensamble del Motor Cohete con el Propelente. • Ubicación del componente medidor:

o Caja de Seguridad o Báscula o Balde con Arena

• Luego de tener los componentes ensamblados se introdujo el cohete en la arena de una forma perpendicular a la Báscula.

• La Báscula cuenta con un sistema el cual permite establecer en 0 el peso referencia, tomando el peso del Cohete + propelente + balde con arena.

• Se introdujo el Ignitor dentro del sistema para darle paso a la prueba.

RESULTADOS Y CONCLUSIONES

• La Cámara de Combustión resistió la temperatura

• La presión generada ocasiono una Fisura entre la soldadura que une la tobera con la Cámara de combustión, haciendo que la llama se fugara y se perdiera parte de la presión dentro de la cámara.

• La tobera, resistió tanto en su interior como en su exterior la presión y la temperatura ejercida por la combustión del propelente.

• La relación de expansión de la tobera fue óptima ya que como resultado de la combustión no presento taponamiento en la garganta ni ruptura.

• No se registro medición de empuje. Fotografía 27. Registro Digital

86

REGISTRO DIGITAL

OBSERVACIONES • El registro de la Medición del Empuje no se tomo

debido a: o Fisura o Imposibilidad de registrar visualmente la

medición de la báscula por horario en que se realizo la prueba.

• Hubo fallas con el Ignitor lo que retrasó la prueba.

87

4.6.2 Prueba Número 2. Cuadro 2. Prueba 2 – 30/04/09

DOCUMENTO DE PRUEBA LUGAR Universidad de San buenaventura (Bogotá)

HORA Y FECHA 30/04/09 – 4:00 PM a 5:00 PM ELEMENTOS • Motor Cohete

• Propelente • Cable Ignitor • Caja de Seguridad • Balde con arena • Báscula • Extensiones Eléctricas • Extintores

Fotografía 28. Preparación Prueba 2

DESCRIPCIÓN PRUEBA

• Preparación de los elementos y revisión preliminar. • Ensamble del Motor Cohete con el Propelente. • Ubicación del componente medidor: o Caja de Seguridad o Báscula o Balde con Arena • Luego de tener los componentes ensamblados se

introdujo el cohete en la arena de una forma perpendicular a la Báscula.

88

• La Báscula peso todos los componentes dándonos como resultado 31.74 Kilogramos en total.

• El Peso del Cohete + Propelente fue de 2.72 kilogramos. • Se introdujo el Ignitor dentro del sistema para darle paso

a la prueba. RESULTADOS Y CONCLUSIONES

• El empuje generado en la prueba fue de 625 Newtons. • No hubo rastro de la Fisura que retraso la primera

prueba, debido a los análisis que se hicieron, Se Soldó nuevamente la unión tobera-Cámara.

• La Cámara de Combustión y la Tobera, resistieron las temperaturas y presiones generadas en la prueba.

• El tiempo de quemado del propelente fue aproximadamente 2.5 Segundos.

• El sistema ignitor funciono como se propuso inicialmente. Fotografía 29. Ejecución Prueba 2

REGISTRO DIGITAL

Click para ver el video completo

OBSERVACIONES • La prueba obtuvo mejores resultados con respecto a la primera, obteniendo 650 Newtons de empuje.

• La exactitud en la preparación del propelente, usando análisis de laboratorios y equipo especializado, fue clave para obtener mejores resultados en cuanto al tiempo que demoro la combustión y en los Newtons generados.

• A pesar de los buenos resultados, una parte del exterior del propelente se encontraba húmeda debido a la cera desmoldante que se aplico al molde.

89

4.6.3 Prueba Número 3 Cuadro 3. Prueba 3 – 20/05/09

DOCUMENTO DE PRUEBA LUGAR Universidad de San buenaventura (Bogotá) HORA Y FECHA 20/05/09 – 3:00 PM a 5:00 PM ELEMENTOS • Motor Cohete

• Propelente • Cable Ignitor • Caja de Seguridad • Balde con arena • Báscula • Extensiones Eléctricas • Extintores

Fotografía 30. Ensamble prueba 3

DESCRIPCIÓN PRUEBA

• Preparación de los elementos y revisión preliminar. • Ensamble del Motor Cohete con el Propelente. • Ubicación del componente medidor:

o Caja de Seguridad o Báscula o Balde con Arena

• Luego de tener los componentes ensamblados se introdujo el cohete en la arena de una forma perpendicular a la Báscula.

• La Báscula peso todos los componentes dándonos como resultado 30.32 Kilogramos en total.

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• El Peso del Cohete + Propelente fue de 2.72 kilogramos.

• Se introdujo el Ignitor dentro del sistema para darle paso a la prueba.


• El empuje generado en la prueba excedió las expectativas de 700 N al mostrar error en la báscula del banco de prueba.

• Las Presiones y temperaturas se mantuvieron dentro de lo normal.

• El tiempo de quemado del propelente fue aproximadamente 3 Segundos.

• El tiempo de quemado desde que se inicio hasta que ceso el humo en el motor fue aproximado de 5 segundos.

• El sistema ignitor funciono como se propuso inicialmente.

Fotografía 31. Ejecución Prueba 3 REGISTRO DIGITAL


OBSERVACIONES • La prueba obtuvo mejores resultados con respecto a

la segunda, obteniendo más de 700 N aunque la báscula no indico cuanto.

• La mezcla fue un poco diferente en cuanto a la prueba anterior, ya que alargo mas el tiempo de combustión. De todas formas la prueba fue exitosa y el tiempo de quemado no fue muy distinto para preocuparse por la forma de preparación del propelente.

91

4.7 LANZAMIENTO DEL COHETE 4.7.1 Lanzamiento Número 1 Cuadro 4 Lanzamiento 1 25/07/09

DOCUMENTO DE LANZAMIENTO # 1 LUGAR Laguna de Tominé – Guasca - Guatavita HORA Y FECHA 25/07/09 – 10:00 A.M a 6:00 P.M ELEMENTOS • Estructura Cohete

• Motor Cohete • Sistema de recuperación • Altímetro • Propelente • Sistema Ignitor • Lanzadera • Herramientas varias • Extintores • Cámaras

DESCRIPCION PRUEBA

• Preparación de los elementos y revisión preliminar. • Ensamble del Motor Cohete con el Propelente. • Ensamble Sistema de Recuperación y Medición con la

Estructura del Cohete. • Ensamble Motor Cohete con la Estructura. • Construcción de la Lanzadera • Teniendo los componentes ensamblados se integró

Cohete, Lanzadera y Sistema de Ignición, para darle paso a la prueba.


• Se Observaron problemas en el quemado del propelente, demasiado tiempo para entregar el empuje deseado.

• El centro de gravedad del cohete no estaba bien ubicado, lo que ocasionó que cuando el cohete saliera de la lanzadera se fuera hacia un lado.

• Al caer el cohete doblo una de sus aletas. • Una de las tres retenciones del motor con la estructura

del cohete se cayó debido al impacto. • La prueba no fue exitosa.

92

Fotografía 32 Lanzamiento 1 REGISTRO DIGITAL


4.7.2 Lanzamiento Número 2 Cuadro 5 Lanzamiento 2 25/07/09

DOCUMENTO DE LANZAMIENTO # 2 LUGAR Laguna de Tominé – Guasca - Guatavita HORA Y FECHA 25/07/09 – 10:00 A.M a 6:00 P.M ELEMENTOS • Estructura Cohete

• Motor Cohete • Sistema de recuperación • Altímetro • Propelente • Sistema Ignitor • Lanzadera • Herramientas varias • Extintores • Cámaras

93

DESCRIPCION PRUEBA

• Solucionados los problemas de la Prueba # 1, la aleta fue reparada, así como la retención del motor.

• La lanzadera fue arreglada para que la salida del cohete fuera lo más recta posible.

• Se corrigió el Centro de Gravedad del cohete, se calculó que faltaba aproximadamente 500 gramos en el cono de nariz.


• El Lanzamiento fue todo un éxito. • El propelente quemo de buena forma, aunque no en el

tiempo que se esperaba, en conclusión se obtuvo buen desempeño.

• El Centro de Gravedad no fue más un problema, el cohete salió recto pese a la fuerte velocidad del viento.

• No se obtuvieron mediciones de altura ni velocidad, puesto que el sistema de recuperación no opero de la manera diseñada, el Cohete impacto contra el suelo afectando dicho sistema considerablemente.

REGISTRO DIGITAL

Fotografía 33 Lanzamiento 2


94

4.8 COSTOS DE REALIZACIÓN Cuadro 6 Costos

MATERIAL CANTIDAD COSTO/UNIDAD COSTO/TOTAL MOTOR COHETE

Acero 1018 (Tobera) 2 40.000 80.000 Acero 1018 Tubo 6

cm de diámetro 1 30.000 30.000

Acero 1018 (Tapa) 1 15.000 15.000

PROPELENTE Nitrato de Potasio 1

kg 7 40.000 280.000

sorbitol 1 kg 7 17.000 119.000

SISTEMA IGNITOR Cable No 12 1 35.000 35.000

Cable ferroníquel 15 800 12.000 Batería 1 250.000 250.000

SISTEMA

MEDICION DE ALTURA

Altímetro y acelerómetro

1 300.000 300.000

Servo 1 200.000 200.000

SERVICIOS DE TERCEROS

Mano de Obra 1 20.000 20.000 Torno 1 30.000 30.000

Soldadura 1 20.000 20.000

TOTAL 1.391.000

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CONCLUSIONES

• De acuerdo a los cálculos realizados para la cámara de combustión (diámetro: 6,5cm, Grosor de pared: 2,25mm, Longitud: 30cms), se obtuvo la resistencia y eficiencia necesaria para soportar la presión y temperatura.

• Basándose en los resultados de la tobera número 1 (Angulo Convergente: 30º) se diseñó y construyó la tobera número 2 (Angulo Convergente: 45º) la cual proporcionó un Empuje máximo superior a 700 Newtons, y un Empuje Promedio de 275.37 Newtons; Esto debido a su mayor longitud de expansión que permite que los gases tengan mayor aceleración.

• Para el material seleccionado (Acero 1018) se calculó previamente en

Ansys su factor de seguridad obteniendo como respuesta 4.64, que para su análisis costo material, nos daba un beneficio al ser más económico.

• Con el análisis del combustible, se encontró la relación 65% (Nitrato de

Potasio) - 35% (Sacarosa ó Sorbitol) para la mezcla de 1.3 Kgs. Al realizar las mezclas, se identificó que al usar el Sorbitol, la mezcla se podía manejar más fácil debido al control de temperatura que impedía que se caramelizara como sucedía con la Sacarosa.

• El motor cohete obtuvo en sus pruebas estáticas (Banco de Pruebas) un

empuje incluso superior a 700 Newtons, debido al cálculo preventivo que se hizo anteriormente de 1000 N, se determinó que fue superior debido a que la báscula marco error (dicho error se produce cuando el peso supera los 100 kilogramos) en su lectura.

• Según los cálculos requeridos del grupo estructural, el motor cohete no

debía exceder los 3 Kilogramos en su peso total (Motor – Propelente); El DF-2k9 pesó 2,72 Kilogramos tanto en pruebas estáticas como el día del lanzamiento.

• Según la simulación realizada para el cálculo de la trayectoria del cohete, se cumplió la meta de llegar a los 500 M de altura aunque experimentalmente no hay registro.

• En su segundo lanzamiento, el cohete voló satisfactoriamente como estaba previsto, infortunadamente, el sistema de recuperación no funcionó ocasionando el impacto directo del cohete con la tierra que afecto el sistema de registro barométrico y de aceleraciones.

96

BIBLIOGRAFÍA

Bueno, Calderón, Otálora. Proyecto Análisis aerodinámico y estructural para el diseño y construcción de un cohete de 700 N de empuje, Bogotá, Universidad San Buenaventura. Bogotá, Agosto de 2009. GUEVARA, Juan Carlos y otros. Semillero Nodo Napsú. Proyecto para la conformación y puesta en marcha del nodoing Bogotá, Nodo de estudios Aeroespaciales de la Universidad Nacional de Colombia. Santa fe de Bogotá, Septiembre. 2000. GRUPO PALMEXICO, Acero Maquinaria – 1018, Mayo 2008 ON LINE Available from: http://www.acerospalmexico.com.mx/1018.htm GRUPO PALMEXICO, Acero Inoxidable – 304, Mayo 2008 ON LINE Available from: http://www.acerospalmexico.com.mx/304.htm HOLFORD, Strevens Leofranc., Aulus Gellius. An Antonine Author and his Achievement (Oxford University Press; revised paperback edn. 2005. Articulo incorporado en la Encyclopedia Britannica, onceava edición NAKKA, Richard. Solid Rocket Motor Theory -- Propellant Grain. Richard Nakka's Experimental Rocketry Web Site. Junio 2009. ON LINE. Available from: http://www.nakka-rocketry.net/th_grain.html NAKKA, Richard. Rocket Motor design charts. Richard Nakka's Experimental Rocketry Web Site. Abril 2009. ON LINE. Available from: http://www.nakka-rocketry.net/design1.html PANREAC, Potasio Nitrato sin antipelmazante, Mayo 2009 ON LINE available From: http://www.panreac.com/new/esp/catalogo/fichastec/141524ES.HTM PANREAC, Potasio Nitrato sin antipelmazante (Ficha Seguridad), Mayo 2009 ON LINE available From: http://www.panreac.com/new/esp/fds/ESP/X141524.htm ROCKET PROPULSION ELEMENTS, Wikipedia enciclopedia virtual, Mayo 2008 ON LINE Available from: http://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine

98

ANEXO A. SISTEMA IGNITOR

• Descripción. El mecanismo ignitor es un sistema eléctrico encargado de generar un corto circuito capaz de producir la chispa necesaria para iniciar la combustión.

Fotografía del sistema ignitor

• Componentes. El sistema fue desarrollado con base a los siguientes elementos: • Dispositivos eléctricos:

o Extensión eléctrica que en uno de sus extremos sus 2 conectores se encuentran abiertos.

o Alambre Ferro-Níquel: Encargado de cerrar el circuito de la extensión y así generar el corto y posteriormente la chispa.

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• Ensamble del Ignitor.

Fotografía ensamble del ignitor

Para el ensamble del ignitor se debe llevar a cabo los siguientes pasos: 1. Tomar la extensión eléctrica en el extremo opuesto de la toma y retirar el

caucho protector que recubre el alambre. 2. Tomar una porción (Aprox 20 cms) de alambre Ferro-Níquel y atar cada

uno de sus extremos al par de alambres de la extensión que se encuentran al descubierto.

3. Introducir los 20 cms de alambre Ferro-Níquel atados a la extensión dentro del motor propelente tomando precaución de que en su posición final no quede en contacto con el acero de la cámara de combustión o la tobera.

4. Con la debida distancia se puede proceder a conectar la toma corriente de la extensión a la electricidad.

• Recomendaciones. Hay que tener en cuenta que entre más largo sea el

alambre de Ferro-Níquel se necesitará más energía para que este haga su trabajo de ignición; es decir, si se tiene una toma de corriente cercana no habrá ningún problema puesto que la toma de la luz nos proporciona lo suficiente para hacer el corto, caso contrario si se tiene una batería, es aconsejable usar menos cable para que la energía sea suficiente para hacer el corto (Aprox 5 cms de Cable Ferro-Niquel o menos).

100

ANEXO B. BANCO DE PRUEBAS

• Descripción. El banco de pruebas es un sistema desarrollado para este proyecto que permite medir la cantidad de empuje generada por el motor cohete para pruebas estáticas.

Fotografía banco de pruebas.

• Componentes. El sistema fue desarrollado con base a los siguientes elementos: • Báscula: Encargada de medir el empuje generado por el motor y

mostrarlo en Kilogramos para luego hacer su conversión a Newtons. • Balde: Encargado de mantener el motor cohete en una posición firme,

vertical, y segura. Su interior debe ser llenado de arena para alojar el dispositivo.

• Caja de Seguridad: Estructura metálica usada para prevenir, en caso de alguna falla (Explosión), que los elementos (Tobera, Cámara de Combustión, Propelente) sean expulsados hacia los alrededores.

• Pesas: Elementos alojados debajo de la caja de seguridad que dan firmeza a la estructura.

• Elementos Eléctricos: grupo de extensiones eléctricas (Aprox 6) utilizadas para generar la chispa que inicia la combustión del propelente y proporcionar energía a la bascula.

• Elementos de Seguridad: Extintores Multipropósito.

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ANEXO C. CODIGO DE MATLAB

>> tb=2.5; >> v=0; >> v0=0; >> h=0; >> h0=0; >> dt=0.02; >> t0=0; >> t=0.05; >> m0=5; >> mfuel=1.173950342836; >> g=9.79980228; >> Ar=0.08741182; >> Cd=0.17453626; >> Is=116; >> cosu=1; >> i=0; >> Tmean=270; >> W0=m0*g; >> Wflow=Tmean/Is; >> while (t<=0.5) rho=0.9393*(exp((-1)*(h/8000))); R=W0/(W0-(Wflow*(t-t0))); Dv=(0.5*Cd*rho*v*v*Ar)*(log(R)/Wflow)*g; v= v0+((Is*g*(log(R)))-Dv-(g*cosu*(t-t0))); Dh= (0.5*Cd*rho*v*v*Ar)* (1-((log(R))/(R-1)))*(g/Wflow)*(t-t0)*cosu; h=h0+(v*(t-t0)*cosu)+(Is*g*(t-t0)*cosu*(1-((log(R))/(R-1))))-Dh-(0.5*g*(t-t0)* (t-t0)*cosu*cosu); t = (dt)+t; m=(1/g)*(W0-(Wflow*(t-t0))); i=i+1; velocidad(i)=v; tiempo(i)=t; altura(i)=h; end >> while(t>0.5 && t<=1) rho=0.9393*(exp((-1)*(h/8000))); R=W0/(W0-(Wflow*(t-t0))); Dv=(0.5*Cd*rho*v*v*Ar)*(log(R)/Wflow)*g; v= v0+((Is*g*(log(R)))-Dv-(g*cosu*(t-t0))); Dh= (0.5*Cd*rho*v*v*Ar)* (1-((log(R))/(R-1)))*(g/Wflow)*(t-t0)*cosu; h=h0+(v*(t-t0)*cosu)+(Is*g*(t-t0)*cosu*(1-((log(R))/(R-1))))-Dh-(0.5*g*(t-t0)* (t-t0)*cosu*cosu); t = (dt)+t;

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m=(1/g)*(W0-(Wflow*(t-t0))); i=i+1; velocidad(i)=v; tiempo(i)=t; altura(i)=h; end >> while (t>1 && t<=tb) rho=0.9393*(exp((-1)*(h/8000))); R=W0/(W0-(Wflow*(t-t0))); Dv=(0.5*Cd*rho*v*v*Ar)*(log(R)/Wflow)*g; v= v0+((Is*g*(log(R)))-Dv-(g*cosu*(t-t0))); Dh= (0.5*Cd*rho*v*v*Ar)* (1-((log(R))/(R-1)))*(g/Wflow)*(t-t0)*cosu; h=h0+(v*(t-t0)*cosu)+(Is*g*(t-t0)*cosu*(1-((log(R))/(R-1))))-Dh-(0.5*g*(t-t0)* (t-t0)*cosu*cosu); t = (dt)+t; m=(1/g)*(W0-(Wflow*(t-t0))); i=i+1; velocidad(i)=v; tiempo(i)=t; altura(i)=h; end while (v>0) rho=0.9393*(exp((-1)*(h/8000))); R=W0/(W0-(Wflow*(tb-t0))); Dv=(0.5*Cd*rho*v*v*Ar)*(log(R)/Wflow)*g; v= v0+((Is*g*(log(R)))-Dv-(g*cosu*(t-t0))); Dh= (0.5*Cd*rho*v*v*Ar)* (1-((log(R))/(R-1)))*(g/Wflow)*(t-t0)*cosu; h=h0+(v*(t-t0)*cosu)+(Is*g*(t-t0)*cosu*(1-((log(R))/(R-1))))-Dh-(0.5*g*(t-t0)* (t-t0)*cosu*cosu); t = (dt)+t; m=m0-mfuel; i=i+1; velocidad(i)=v; tiempo(i)=t; altura(i)=h; end figure(1),plot(tiempo,altura),xlabel('tiempo (s)'),ylabel('altura (m)'), grid on; figure(2),plot(tiempo,velocidad),xlabel('tiempo (s)'),ylabel('velocidad (m/s)'), grid on;

DISEÑO Y CONSTRUCCIÓN DE UN MOTOR PARA...

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