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Old 02-01-2015, 11:08 PM
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blackshire blackshire is offline
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Default Argentine rockets (Part 4)

Below is the text on the VS-30 V07 (Brazilian, with a joint Argentine/Brazilian payload), PBX 10/100, and Tronador I (liquid propellant test vehicle) sounding rockets, whose drawings are in the posting titled "Argentine rockets (Part 3)" [see: http://www.oldrocketforum.com/showthread.php?t=14746 ], but whose text took up too many characters to fit in Part 3. The drawings and text are from the Grupo Artax website (see: http://www.grupoartax.com.ar ). It's in Spanish, but it can be translated on FreeTranslation.com (see: www.freetranslation.com ); the tabular data are easy enough to figure out via context. Here is the text:

VS-30 V07 (OPERACIÓN ANGICOS)

Caracter*sticas técnicas:

Constructor: I.A.E.
Etapas: 1 (una)
Peso Total: 1500 kg
Peso de Carga útil: 242.1 kg
Longitud total: 7892.8 mm
Diámetro del fuselaje: 557 mm
Longitud carga útil: 3288 mm
Envergadura: 1700 mm
Altura máxima: 120-160 km
Tiempo de microgravedad: 180-240 s
Propelente: Compuesto
Impulso total: Sin datos
Impulso Espec*fico: 266 s
Tiempo de vuelo: 7 min


COHETE SONDA PBX 100/10

Caracter*sticas técnicas:

Constructor: U.T.N., CITEFA
Etapas: 2 (dos).
Peso Total: 213 kg.
Peso de Carga útil: 10 kg.
Longitud total: 4130 mm.
Diámetro del fuselaje: 218.5 mm.
Longitud carga útil: 1330 mm.
Envergadura: 728 mm.
Altura máxima: 22 km.
Aceleración máxima: Sin datos.
Propelente: Sólido. Compuesto.
Impulso total: 1500 kg/s.
Impulso Espec*fico: Sin datos.
Tiempo de combustión: 4.5 s.

Un poco de historia

En el marco del Convenio 415/00 entre la Universidad Tecnológica Nacional (UTN) y el Instituto de Investigaciones Cient*ficas y Técnicas de las Fuerzas Armadas (CITEFA), se fijó como objetivo diseñar, construir y lanzar en forma conjunta un cohete sonda de 2 etapas para investigación cient*fica y tecnológica, aprovechando motores cohete existentes en el pa*s. La meta es alcanzar 100 km de altura con una carga útil de 10 kg, y permitir la evaluación técnica de subsistemas en condiciones reales de vuelo, como as* también poner a punto el sistema de separación de etapas.
Como primera etapa del desarrollo se realizó un vuelo preliminar y un vuelo tecnológico para la experimentación y capacitación de futuros profesionales en el área aeroespacial.
En una primera etapa se logró el lanzamiento de dos cohetes sonda de dos etapas cada uno con similares caracter*sticas aerodinámicas y estructurales pero con diferentes concepciones electrónicas de la carga telemétrica.
El lanzamiento se efectuó en el Centro de Ensayos y Lanzamiento de Proyectiles Autopropulsados (CELPA II), en la localidad de Mar Chiquita, Pcia de Buenos Aires.
El d*a 16 de septiembre de 2003 fue lanzado exitosamente el primer cohete denominado “Vuelo Preliminar” y dos d*as después, el 18 de septiembre fue lanzado un segundo cohete correspondiente al “Vuelo Tecnológico”.
Asimismo y a través de estudios exploratorios se obtuvo un motor de propulsante compuesto el cual permitirá alcanzar una altura del orden de los 60 kilómetros con una carga útil cient*fica transportada de 5 kilos.


Vuelos realizados

FECHA DESIGNACIÓN LUGAR DE
LANZAMIENTO PROPÓSITO RESULTADO
16-SEP-2003 PBX 100/10 VP CELPA Mar Chiquita,
Buenos Aires Vuelo preliminar Exitoso
18-SEP-2003 PBX 100/10 VT CELPA Mar Chiquita,
Buenos Aires Vuelo tecnológico Exitoso


COHETE EXPERIMENTAL TRONADOR I

Caracter*sticas técnicas:

Constructor: CONAE, IUA, CNEA-IB
Etapas: 1 (una)
Peso Total: 60 kg
Peso de Carga útil: 4 kg
Longitud total: 3300 mm
Diámetro del fuselaje: 150 mm
Longitud carga útil: 800 mm
Envergadura: 550 mm
Altura máxima: 20 km
Aceleración máxima: 9 g
Propelente: L*quido: Anilina y Acido N*trico
Impulso total: 550 kg/s
Impulso Espec*fico: 220 s
Tiempo de combustión: 10 s

Introducción
El proyecto Tronador I consiste en el ensayo tecnológico para la validación en vuelo de un motor de combustible l*quido y su correspondiente estructura aerodinámica, que surgen de una serie de ensayos estáticos, de resistencia, aerodinámicos, etc.; de todo el conjunto del veh*culo portador, y a su vez las mediciones necesarias para el desempeño funcional de todos los componentes del mismo, como as* también todo el equipo de apoyo en tierra y la integración de todos los sistemas y subsistemas necesarios para realizar exitosamente la validación en vuelo.
En este proyecto también se pondrá a prueba una metodolog*a de trabajo en equipo coordinados por la CONAE (Comisión Nacional de Actividades Espaciales) y que agrupa a diferentes instituciones como el IUA (Instituto Universitario Aeronáutico), la CNEA-IB (Comisión Nacional de Energ*a Atómica, Instituto Balseiro) y otras instituciones encargadas de brindar tanto apoyo log*stico como as* también de instalaciones para los ensayos de validación.
Desde el año 1995 la CONAE (Comisión Nacional de Actividades Espaciales) ha incluido en su plan espacial la intención de diseñar, desarrollar y construir un vector de combustible l*quido con capacidad para la inclusión de pequeñas cargas satelitales en orbita, con la intención de aprovechar toda la experiencia y capacidad de cient*ficos, ingenieros y técnicos en nuestro pa*s, incluyendo este punto en particular en el "Plan Espacial Nacional", categorizando el mismo como un vector o inyector con capacidad satelital de combustible l*quido y de factibilidad económica para la explotación con fines pac*ficos del espacio de acuerdo con acuerdos internacionales.

A partir del 2001 se comienza con los cálculos para el diseño del vector a cargo principalmente del IUA (Instituto Universitario Aeronáutico). El 27 de Mayo de 2004 se realiza un primer ensayo del motor en las instalaciones de CITEFA (Instituto de Investigaciones Cient*ficas y Técnicas para la Defensa) en Villa Mar*a, Córdoba. A fines del 2005 se lleva a cabo el ensayo del conjunto motor del Cohete Tronador I, en las instalaciones del CITEFA (Centro de Investigaciones Cient*ficas y Técnicas de la FAA), sito en Villa Mar*a. El objetivo de dicho ensayo fue la prueba de un nuevo inyector de propelentes desarrollado y fabricado conjuntamente entre el Instituto Balseiro y el Instituto Universitario Aeronáutico. El ensayo se realizó bajo la supervisión de personal de CITEFA, CONAE, Instituto Balseiro y del IUA. El motor ensayado es del tipo bipropelente l*quido que utiliza anilina y ácido n*trico. La experiencia resultó exitosa, obteniéndose un quemado parejo y un empuje acorde a los cálculos teóricos previos. El encendido, ocurrió en forma suave, hecho muy importante para mantener la integridad del conjunto. El inyector ensayado mostró un compartimiento y performances claramente mejores respecto al modelo utilizado previamente.
Caracter*sticas técnicas
El proyecto Tronador I es un vector de ensayo con una m*nima capacidad para portar instrumentos de registros para el análisis posterior de los datos recolectados en el vuelo de validación.
Carga útil
El compartimiento de la carga útil consiste en una porción de fuselaje de diámetro 150 mm. y el cono u ojiva ubicados en el extremo superior del vector y construidos en materiales compuestos, con una capacidad máxima de 4 kg. La carga útil consiste en todo el equipamiento necesario para la funcionalidad del vector como as* también el equipamiento e instrumentos necesarios para el registro de datos de vuelo del mismo. Se desconoce si este prototipo cuenta con algún sistema de recuperación. El equipamiento e instrumental consta de:
Módulo de adquisición de datos y generación de telemetr*a.
Módulo de lectura de sensores.
Módulo de acondicionamiento de energ*a.
Receptor GPS y su correspondiente sistema de antena.
Sensores de presión y acelerómetros.
Transmisor de banda S y su correspondiente sistema de antena.
Pack de bater*as.

Sección de tanques
La sección de tanques consta de tres tanques internos, un tanque presurizado para Nitrógeno gaseoso a 200 bar, un tanque de combustible (Anilina) y un tanque de oxidante (ácido N*trico), todo construidos principalmente con materiales compuestos, lo que permite aligerar el peso final del vector. Entre el tanque de N2 y los tanques de combustible y oxidante se encuentra una sección de separación interetapas la cual permite alojar las válvulas y conexiones del sistema hidroneumático del cohete. En la parte inferior de todo el conjunto otra sección de acople interetapas permite el acople de todo el sistema de tanques a la sección del motor, y contiene las válvulas y conexiones que alimentan la cámara de combustión.
Sección de motor
El conjunto de la sección del motor se compone de dos piezas fundamentales del vector, la primera es el motor propiamente dicho, que consiste en una cámara de combustión y una tobera construida en materiales refractarios o de baja conductividad térmica como el grafito. La segunda es el sistema de estabilización aerodinámica, la cual esta montada sobre esta sección con una cuaderna. El vector no posee ningún sistema de gu*a y su estabilización es totalmente aerodinámica, mediante cuatro aletas de forma rectangular con un decalaje que le infiere al veh*culo una estabilización giroscópica a una velocidad de entre 1.7 y 5 rps.

Vuelos realizados

FECHA DESIGNACIÓN LUGAR DE
LANZAMIENTO PROPOSITO RESULTADO
??/07/2007 Tronador I Bah*a Blanca, Buenos Aires Ensayo de vuelo Falla
??/07/2007 Tronador I Bah*a Blanca, Buenos Aires Ensayo de vuelo Exitoso
16/05/2008 Tronador I Bah*a Blanca, Buenos Aires Validación Exitoso
__________________
Black Shire--Draft horse in human form, model rocketeer, occasional mystic, and writer, see:
http://www.lulu.com/content/paperba...an-form/8075185
http://www.lulu.com/product/cd/what...of-2%29/6122050
http://www.lulu.com/product/cd/what...of-2%29/6126511
All of my book proceeds go to the Northcote Heavy Horse Centre www.northcotehorses.com.
NAR #54895 SR
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