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PROYECTO-Tronador

PROYECTO TRONADOR

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.

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 deúltima 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.

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.