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Proyectos

Tronador I

Este proyecto consistió en el ensayo tecnológico de validación en vuelo de un motor líquido y de la estructura aerodinámica correspondiente, mediante el cohete “Tronador I”.  Se trató del primer cohete con motor a propelentes líquidos desarrollado y lanzado en el país, permitiendo la caracterización y medición del desempeño del motor líquido en vuelo y la validación de la su modelo aerodinámico.  Se cumplió también el importante objetivo de reunir los esfuerzos universitarios y técnicos existentes del país, para formar un grupo multidisciplinario de conocimiento en las áreas temáticas involucradas.

Tuvo una longitud de aproximadamente 3.3 metros y un diámetro de 15cm, con un peso seco de 30kg y una masa de propelente de 26kg.  En esta etapa del desarrollo se seleccionó Anilina como combustible y ácido nítrico como oxidante.  El motor era de tipo presurizado, con una baja presión de cámara y refrigeración ablativa, lo que constituye también un antecedente para los desarrollos posteriores para etapa superior del lanzador.  Por su bajo peso, constituyó también un desafío el desarrollo de la carga útil, que tenía capacidad para adquisición y bajada de datos por telemetría en banda S.  También contó con un receptor de posicionamiento global GPS que permitió contar con datos de la trayectoria.

Tronador Ib

Las principales innovaciones para este proyecto consistieron en triplicar el empuje, llegando a 1500kgf,  escalar el vehículo en forma asociada y el uso de hidracina como combustible, en línea con el motor de última etapa del futuro lanzador.  El peso seco fue de 110kg y la masa de propelente de 70kg.   El apogeo de este cohete superó los 20km, tal como estaba previsto.  La telemetría incluía además el video de una cámara de abordo.

Carga Útil VS-30

El “Proyecto Carga Útil VS30” consistió en el vuelo suborbital de una Carga Útil Tecnológica de producción nacional.  Esta Carga Útil fué inyectada por medio del motor cohete de origen brasileño S30, usualmente utilizado como primera etapa del vehículo lanzador Sonda III.

El objetivo de este ensayo fué la verificación de diferentes sistemas desarrollados por CONAE o integrados a partir de productos de calidad industrial.  Estos fueron adaptados para soportar las condiciones extremas que se presentan en este tipo de vuelos propulsados.  Se validaó asi un Sistema de Navegación, Control de Actitud, Telemetría, electrónica en general y dispositivos neumáticos, mecánicos y electro-mecánicos varios.

La Carga Útil Tecnológica llegó a una altura de 121km con un peso de alrededor de 250kg y permitió verificar en vuelo propulsado y libre el comportamiento de diferentes dispositivos.  El vuelo consistió en una primera fase propulsada de 31seg que continuó en vuelo libre y espinado (girando en torno al eje longitudinal) hasta la despinización por medio de un sistema de yo-yos, aproximadamente a los 55 seg de vuelo y la separación del motor cohete a los 60 seg. A continuación, comienza la fase de vuelo controlado en actitud (orientación) hasta superar los 100km de altitud, donde por la baja incidencia de las fuerzas y momentos aerodinámicos el apogeo de la trayectoria, se considera una condición de microgravedad.   Luego hace su reentrada en la atmósfera asistida por un sistema de paracaídas, hasta la recuperación de la carga útil en el mar. Un sistema de flotación permitirá su visualización y recuperación. El tiempo total de vuelo fué de 9 minutos y 25 segundos, siendo lanzado desde el Centro de Lanzamiento de Barrera do Inferno ubicado en Río Grande do Norte, el 16 de diciembre de 2007 a las 6:15 hs hora local.

Para maximizar la confiabilidad, se separaron los experimentos en un sistema de navegaci\’on inercial, un receptor GPS y un sistema de control de actitud que sólo utilizaba los datos adquiridos de la unidad de mediciones inerciales adquiridos en forma analógica directa.  El Subsistema de Navegación, consistía en una Unidad de Mediciones Inerciales (UMI) con la función de adquisici\’on y navegación inercial, y un Receptor GPS.   La UMI contenía instrumentos inerciales de producción nacional: dos acelerómetros y un giróscopo de tipo IFOG, combinados con un arreglo de instrumentos inerciales industriales.  Asimismo, los datos adquiridos permitieron  verificar post-facto el funcionamiento de la integración GPS/UMI.  Se pudo evaluar también el funcionamiento del receptor GPS por arriba de los límites de 18 Km de altura, de los 4g de aceleración y de 1800 Km/hora de velocidad, valores que normalmente inhiben el funcionamiento de los receptores GPS comerciales.

El Subsistema de Control de Actitud estaba conformado por una Computadora de Determinación y Control de Actitud, una cámara de tecnología CCD como sensor fino de sol y de horizonte, celdas solares y un sistema neumático que opera toberas de gas frío.  La computadora del Subsistema de Telemetría transmitia a tierra los datos generados por los subsistemas anteriores y los instrumentos tecnológicos brasileños “PAANDA” (plataforma de análisis de aceleraciones en microgravedad) y “GPS” (instrumento receptor GPS) también incluídos en esta carga útil.  El fuselaje y los dispositivos de separación, frenado de espinado y paracaídas de recuperación fueron desarrollados e integrados en el país, destacándose entre los resultados la recuperación con éxito de la carga útil una vez completada la misión luego de la reentrada.

Para la demodulación, deconmutación y almacenamiento de la telemetría de la Carga Útil fue utilizado el equipamiento de las instalaciones del campo de lanzamiento, más equipamiento específico provisto por la CONAE.

La validación del conjunto de sistemas antes enumerados fué de utilidad en el marco del desarrollo del inyector satelital argentino.

T4000

El cohete T4000 fue el último de tipo sonda que era lanzado mediante una rampa y sin guiado y control activo, sino estabilizado exclusivamente por medios aerodinámicos utilizando aletas.  Otra vez se escaló el empuje hasta 4000kgf, con una masa seca de 550kg y una longitud de 6m, con el mismo diámetro y geometría de cofia que la carga útil VS-30, de 430mm.  La misión no pudo completarse por una falla en las válvulas pirotécnicas de encendido del motor.  Una de las conclusiones de esta experiencia es pasar a utilizar válvulas neumáticas en la mayor parte de las funciones críticas para el encendido/apagado de los motores.

VEx1 A/B

El programa ISCUL se estructuró a partir de 2011 mediante requerimientos de tipo L1 y L2A siguiendo el esquema de las misiones satelitales, determinados por un investigador principal.  Estos requerimientos de alto nivel incluían un Ensayo A en que se debía probar en vuelo un sistema de Navegación, Guiado y Control, el cual debía incluir un ascenso vertical y una trayectoria de giro gravitatorio mediante guiado de lazo cerrado.  Esto fué implementado en los vehículos monoetapa denominados VEx1, cuyos ejemplares A y B se lanzaron en el año 2014.

Estos lanzamientos se realizaron desde el sitio de Capetina, ubicado dentro del Centro Espacial Punta Indio, cerca de la localidad de Pipinas, en el partido de Punta Indio.

Los vehículos VEx1 tuvieron un motor de hidracina y ácido nítrico rojo fumante, con un empuje de 4Tonf, con un tiempo de quema menor a 30 segundos.  El diámetro era de 1.5metros y la altura de unos 13 metros.

VEx5 A/B (modelo B cancelado)

El Ensayo B que continuaba el programa debía demostrar en vuelo el funcionamiento de:

  1. Sistema de separación de etapas del TII/TIII,
  2. Apertura de cofia,
  3. El motor de última etapa del TII/TIII (encendido, Isp y apagado),
  4. Un propulsor de primera etapa con los mismos propelentes que en el TII/TIII,
  5. Un sistema de toberas a control por reacción para costeo y control de rolido.
  6. Un tiempo de quema de la primera etapa necesario para garantizar una baja presión dinámica a fin de quema.
  7. Una trayectoria con similares características aerodinámicas a la del TII/TIII,
  8. Un tiempo nominal de quema de la última etapa suficiente para evaluar el impulse específico.
  9. El fin de quema del motor de etapa superior generado desde el guiado.

Se implementó mediante los vehículos VEx5, que progresivamente evaluarían estos objetivos.  En particular el VEx5A podría mostrar todos los ítems menos el b), utilizando un motor presurizado en la primera etapa.  Los propelentes de la primera etapa fueron LOx y Kerosene, y para la versión A del VEx5 se implementó un propulsor con un empuje de 11.5Tonf con una presión de cámara de 22bares, es decir una presión y caudal tres veces menor que para el motor equivalente del Tronador II/III.

Esto se implementó con una cámara de combustión ablativa con la misma geometría interna que la del motor definitivo regenerativo, que se utilizaría en VEx5B.  El motor de etapa superior podía encender con baja contrapresión ambiente mediante un mecanismo diseñado para este fin, teniendo sin embargo una relación de expansión compatible con una altitud de trabajo asociada a una altura de unos 16km, lo que igualmente permitía diferenciar claramente el impulso específico de la última etapa respecto de los ensayos en el banco de ensayos.

El VEx5A fue lanzado el 20 de abril de 2017 sin poder cumplir la misión, debido a una fuga inadvertida de kerosene que provocó un incendio en el cableado de las válvulas de la primera etapa, finalmente cerrándolas y precipitando el fin de quema a los seis segundos del despegue.  El análisis posterior no fue concluyente pero como principales hipótesis se considera actualmente que dicha fuga pudo haberse debido a problemas en una soldadura localizada cerca del flexible de kerosene, del lado del motor, causadas por un re-trabajo realizado semanas antes o por el movimiento de la tobera ese mismo dia por fuera de lo esperado, presumiblemente  provocado durante un trabajo de inspección realizado el mismo dia del lanzamiento, que implicó entrar al vehículo sin trabar dicho movimiento.

Debido a los recursos involucrados y la necesidad de avanzar con la construcción del lanzador, el Directorio de CONAE decidió continuar las pruebas pendientes del programa con una versión tecnológica del lanzador de satélites, en vez de los vehículos experimentales VEx, originalmente planteados como una alternativa de menor riesgo.  Además, la base de lanzamiento de Capetina se desactivó, trasladando los equipos al nuevo Centro Espacial Manuel Belgrano, ubicado en Punta Alta, partido de Coronel Rosales.

VEx5C (cancelado)

A fines de 2016 el diseño del VEx5C se hallaba en un estado de avance considerable, pero el diámetro de su fuselaje central era de 1.5m, mientras que se pronosticaba que a mediados de 2017 llegaría la máquina de soldadura por fricción que permite soldar tanques estructurales con diámetro de 2.5m con su utilaje standard.  Si bien era posible optar por un medio alternativo de soldadura y mantener este vehículo, se impuso la necesidad de pasar desde este momento a un vehículo capaz de demostrar la capacidad de lanzamiento en forma de un satélite y no sólo de velocidad cercana a la orbital.  Si bien se consideraron versiones optimizadas, finalmente se decidió pasar al lanzador.  Al considerar esto, y dado que típicamente los diseños de estos vehículos han redundado en masas secas sensiblemente mayores a las deseadas para una dada velocidad objetivo, se decide pasar a un vehículo cuya primera etapa tuviera cuatro motores como el Tronador III, en vez de sólo tres como el Tronador II.

Tronador II/III (vigente)

Actualmente se trabaja en el diseño del lanzador definitivo Tronador III.  Su primera versión se denominará Tronador Tecnológico y podrá tener una masa  seca mayor que la requerida para la versión operativa, compatible con la madurez tecnológica del desarrollo.   Es importante aclarar que el peso seco del vehículo completo sería menor que el peso seco del VEx5A, a pesar de portar una masa de propelentes caso 30 veces mayor.

Esto se logra al considerar un sistema de alimentación con turbo-bomba en que los tanques de combustible y oxidante de primera etapa se presurizan a muy baja presión que luego las bombas amplifican antes de su ingreso al motor.  De este modo se puede trabajar en la cámara de combustión con alta presión mientras que los tanques de propelentes son livianos por contener los líquidos a baja presión.  La tecnología de turbo-bombas y de tanques estructurales asociados en primera etapa está siendo desarrollada al momento, siendo uno de los principales desafíos pendientes en conjunto con la refrigeración de tipo regenerativa de la cámara de combustión, en vez de la de tipo ablativa utilizadas previamente y para etapa superior.

En las figuras siguientes se observa el diseño preliminar del vehículo y de la última etapa, que inicialmente queda a cubierto de las condiciones ambientales con la cofia y luego de la separación de etapas continúa el vuelo sin necesidad de fuselaje pues ya se encuentra fuera de la atmósfera, como se ve en las figuras siguientes del plan de vuelo.

El plan de vuelo contempla dos tipos de trayectorias: con ascenso di¿resto se puede satelizar hasta 750kg en una órbita sincrónica con el Sol (SSO) para una altitud de unos 600km.  Para lograr esto, basta con un solo encendido de la última etapa.  En cambio, si se opta por una estrategia de ascenso indirecto mediante el reencendido de la última etapa, es posible llegar a satelizar hasta 1000kg para la misma órbita. El reencendido se realiza por un tiempo breve, típicamente menor a los 10 segundos.  La duración total de la quema de la última etapa es menor a diez minutos, mientras que la primera etapa tiene una duración de la propulsión de aproximadamente tres minutos.

El sitio de lanzamiento en el Centro Espacial Manuel Belgrano se localida en un área dentro del predio de la Base de Puerto Belgrano de la Armada Argentina, cedido para el uso civil mediante un acuerdo con la CONAE.  Esta ubicación permite que los lanzamientos hacia el cur puedan tener ocmo destino las órbitas polares sincrónicas con el sol, a la vez que permite monitorear el lanzamiento mediante estaciones de Tierra localidadas en la Patagonia y la Isla Grande.  La primera de estas bases se está instalando en la localidad de Tohluin, en la provincia de Tierra del Fuego, que por su latitud ofrece también una cobertura muy atractiva para el servicio de bajada de datos de satélites de la CONAE o de otras agencias.

La figura muestra el abanico de trayectorias disponibles desde Puerto Belgrano y la cobertura desde la antena de Tohluin.  Este abanico va desde las órbitas para observación óptica de la Tierra (las orientadas hacia el Sur Sur-Oeste) hasta órbitas de baja inclinación (en torno a 55 grados) que son de utilidad para otras aplicaciones como las de comunicaciones de telefonía satelital, entre otras posibles.