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Universidad de Antioquia Departamento de Mecánica Facultad de Ingeniería Medellín 2012

Grupo Antioqueño de Cohetería

Experimental

Estado del arte: Bancos de Ensayos Estáticos para Motores

de Cohete.

ELABORADO POR:

David Alejandro Pineda Vargas

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TABLA DE CONTENIDO

1 Introducción ........................................................................................................................... 3

2 Marco teórico – Ensayo de motores cohete............................................................................ 4

2.1 Tipos de pruebas ............................................................................................................ 4

2.2 Instalaciones de pruebas y resguardo ............................................................................. 6

2.3 Instrumentación y gestión de datos .............................................................................. 11

2.3.1 Terminología de los sistemas de medición ............................................................ 12

2.3.2 Uso de computadores ........................................................................................... 14

2.4 Vuelo de prueba ........................................................................................................... 17

3 Estado del arte ..................................................................................................................... 18

3.1 Bancos de ensayos para motores cohete de vehículos espaciales ................................. 18

3.1.1 Centros de pruebas de propulsión (NASA) ............................................................. 18

3.2 Bancos de ensayos para motores de cohete experimentales ......................................... 22

3.2.1 A nivel internacional ............................................................................................. 22

3.2.2 A nivel local ........................................................................................................... 37

4 Referencias bibliográficas ..................................................................................................... 41

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1 Introducción

En la actualidad, antes de que los sistemas de propulsión de cohetes puedan ser

operacionales en el sector aeroespacial, deben ser sometidos a diferentes tipos de

ensayos, todos ellos con el fin de garantizar que el sistema puesto a prueba sea

fiable para la misión para la cual fue requerido.

Un banco de ensayos estáticos permite medir y analizar diferentes parámetros de

rendimiento en muchos tipos de motores de cohete, así como caracterizarlos y

obtener resultados estadísticos de su comportamiento bajo diferentes condiciones

preestablecidas, este análisis en sí está enfocado en conocer y determinar la

viabilidad del dispositivo. Un banco de ensayos estáticos (Static Test Stand) es un

instrumento indispensable en las tareas de investigación, desarrollo y

optimización de cualquier tipo de sistema de propulsión.

Este elemento permite analizar el comportamiento de los materiales, con los

cuales están fabricadas las diferentes partes del motor, durante su operación; así

como evaluar y caracterizar diferentes composiciones de propelentes y, en el caso

de los motores-cohete sólidos, evaluar las diferentes geometrías de grano.

Los parámetros más relevantes en el comportamiento balístico de un motor de

cohete, que pueden ser medidos mediante el uso de un banco de pruebas, de

manera directa o indirecta, son: El impulso específico (Isp), la velocidad de escape

característica (C *), el coeficiente de empuje (Cf), la relación instantánea de

oxidante y combustible (en motores de combustible líquido), la presión en cámara

de combustión (Pc), temperatura en diversas partes del motor y el empuje. Todos

estos datos son luego comparados con los modelos teóricos para poder así

predecir comportamientos bajo otras condiciones de operación.

En este trabajo se expone un marco teórico y el estado del arte de bancos de

ensayos diseñados y construidos a nivel internacional, nacional y local.

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2 Marco teórico – Ensayo de motores cohete

2.1 Tipos de pruebas

Todos los sistemas de propulsión, antes de que puedan ser operacionales, deben

pasar por rigurosas pruebas, algunas de las cuales serán esbozadas a continuación

en el orden en el cual son normalmente realizadas:

1. Pruebas de inspección de fabricación y manufactura de las diferentes

partes: inspección dimensional, pruebas de presión, Rayos X, chequeos

de fugas, continuidad eléctrica, chequeos electromecánicos, etc.

2. Prueba de componentes: pruebas funcionales y operacionales en

ignitores, válvulas, propulsores (thrusters), controles, inyectores,

estructuras, etc.

3. Pruebas estáticas para cohetes (con sistema de propulsión completo

sobre el banco de pruebas):

Operación parcial o simulada del cohete: para función real,

calibración, ignición, operación (a menudo sin establecer empuje

total o con duración parcial de la operación).

Pruebas del sistema de propulsión completo: bajo condiciones

nominales, con condiciones anormales y/o variaciones

intencionales en el ambiente o la calibración.

Para un sistema de propulsión de cohetes reutilizable o de

múltiples arranques, éste puede incluir muchos encendidos,

pruebas de resistencia por largos periodos de tiempo e

inspecciones post-operacionales y reacondicionamiento.

4. Vehículos de prueba estáticos: Cuando el sistema de propulsión está

instalado en una etapa o vehículo restringido para el vuelo.

5. Pruebas de vuelo:

Con un sistema de propulsión especialmente instrumentado en un

vehículo de pruebas de desarrollo para vuelo.

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Con un vehículo de producción.

Cada uno de estos cinco tipos de pruebas se puede realizar en al menos tres tipos

básicos de programas:

1. Investigación, desarrollo u optimización de un nuevo (o modificado) motor

de cohete o sus propelentes y componentes.

2. Evaluación de la viabilidad de un nuevo (o modificado) motor de cohete

para una aplicación específica o para disponibilidad de vuelo.

3. Producción y control de calidad para un sistema de propulsión para

cohetes.

Los primeros dos tipos de programas están basados en un dispositivo nuevo o

modificado y a menudo implica la prueba y medición de nuevos conceptos o

fenómenos usando cohetes experimentales. Por ejemplo, la prueba de un nuevo

grano de propelente sólido, el desarrollo de un novedoso ensamble de control de

válvulas y la medición de la expansión térmica de una tobera durante su

operación.

Las pruebas de producción se ocupan de la medición de algunos parámetros

básicos sobre los sistemas de propulsión para asegurar que el rendimiento, la

fiabilidad y el funcionamiento están dentro de los límites de tolerancia

especificados. Si el número de unidades es grande, el equipo de pruebas y la

instrumentación usada para estas pruebas son usualmente automatizadas de

manera parcial o completa para que el diseño permita realizar todos los ensayos,

las mediciones, grabaciones y la evaluación en el menor tiempo posible.

Durante las primeras fases de desarrollo de un programa, muchas pruebas

especiales e inusuales son realizadas en los componentes y en los cohetes

completos para probar características de diseño específicas y rendimientos. Se

utilizan instalaciones e instrumentación especial o equipos de prueba existentes

modificados. Durante el segundo tipo de programas, usualmente algunas pruebas

especiales son realizadas para determinar el rendimiento estadístico y la

viabilidad de un dispositivo del cohete, operando varias unidades del mismo

diseño. Durante esta fase se hacen también pruebas para demostrar la capacidad

del cohete para resistir condiciones extremas en los límites de operación, tales

como altas y bajas temperaturas ambientales, variaciones en la composición del

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combustible, cambios en las vibraciones del entorno o exposición a humedad,

lluvia, vacío o manipulación brusca durante su almacenamiento.

Para demostraciones de seguridad, algunas veces son introducidas en el sistema

de propulsión averías intencionales, señales falsas o defectos en la manufactura,

para determinar la capacidad del sistema de control o de los dispositivos de

seguridad para manejar y prevenir una falla potencial.

Antes de que un cohete experimental pueda ser lanzado en un vehículo,

usualmente tiene que pasar una serie de pruebas preliminares de vuelo con el

propósito de demostrar la seguridad, la viabilidad y rendimiento del motor cohete.

Esto no es un solo ensayo, es una serie de pruebas bajo varias condiciones de

operación límites específicas, tolerancias de rendimiento, ambientes simulados y

averías intencionales. En adelante el cohete podrá ser utilizado en pruebas

experimentales. Sin embargo, antes de que éste pueda ser puesto en producción,

usualmente tendrá que pasar otra serie de pruebas específicas bajo una variedad

de condiciones rigurosas, conocidas como pruebas de calidad o pruebas de

preproducción. Una vez el sistema de propulsión en particular ha sido aprobado, o

pase las pruebas de calidad, usualmente está prohibido hacer cualquier cambio en

el diseño, procesos de fabricación o materiales sin haber pasado a través de una

revisión cuidadosa, una documentación extensiva y a menudo también una nueva

prueba de calidad.

La cantidad y el costo de la prueba de cada componente y del sistema de

propulsión completo han decrecido de manera significativa en las últimas décadas.

Las razones son: mayor experiencia con sistemas previos similares y mayor

confiabilidad en la predicción de los modos de falla y sus localizaciones. Los

programas computacionales certificados han eliminado muchas necesidades e

incertidumbres para estas pruebas. En algunas aplicaciones el número de pruebas

ha decrecido en un factor de 10 ó más [1].

2.2 Instalaciones de pruebas y resguardo

Para los sistemas de propulsión de cohetes, generalmente cada instalación de

pruebas tiene la mayoría de los siguientes sistemas o componentes:

I. Una celda o bahía de prueba donde el motor a probar será montado,

generalmente una estructura fija especial. Si la prueba es peligrosa, la

instalación de pruebas debe tener provisiones para proteger el personal y

limitar los daños en caso de un accidente.

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II. Un sistema de instrumentación con computadores instalados para el

sensado, mantenimiento, medición, análisis, corrección y almacenamiento

de varios parámetros físicos y químicos. Normalmente incluyen sistemas de

calibración y temporizadores para hacer una sincronización precisa de las

mediciones.

III. Un sistema de control para el encendido, apagado y el cambio de las

condiciones de operación.

IV. Sistemas para el manejo de ensambles pesados o complejos, el suministro

de combustible líquido, y servicios de mantenimiento, seguridad y

protección.

V. Sistemas para la manipulación de propelentes altamente tóxicos, así como

para la captura de gases o vapores de escape peligrosos (cuando la prueba

es hecha en un sistema cerrado), sistema para la remoción de casi todo los

ingredientes peligrosos (ej. por lavado y/o tratamiento químico), permitir

la liberación de la porción no tóxica y la disposición segura de cualquier

residuo tóxico sólido o líquido de los tratamientos químicos. En los gases de

escape que contienen fluorina, por ejemplo, la remoción de gran parte de

este gas tóxico se puede lograr mediante lavado con agua que contenga

calcio disuelto, éste se convertirá en fluoruro de calcio, el cual puede ser

precipitado y removido.

VI. En algunas pruebas especializadas, son necesarios algunos equipos e

instalaciones únicas que permitan las pruebas bajo diferentes condiciones

ambientales o condiciones de emergencia simuladas. Por ejemplo, pruebas

a temperaturas ambientales altas y bajas en un lugar donde se pueda

controlar este parámetro alrededor del motor; son necesarias unas

instalaciones fuertes resistentes a explosiones.

Actualmente, la mayor parte de las pruebas de propulsión de cohetes se realizan

en sofisticadas instalaciones bajo condiciones cuidadosamente controladas. Estas

modernas instalaciones están con frecuencia situadas a cientos de kilómetros de la

comunidad más cercana para prevenir o minimizar los efectos del ruido excesivo,

vibraciones, explosiones y los tóxicos gases de escape. En la Figura 1 se muestra

un tipo de un banco de pruebas al aire libre para grandes motores de propelentes

líquidos (100.000 a 2 millones de libras de empuje).

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Figura 1. Esquema simplificado de un banco de ensayos estático típico para grandes motores de cohetes de

combustible líquido, con disposición vertical y descendente (tobera hacia abajo). Sólo una pequeña parte de la

llama de escape (entre la salida de la tobera y la entrada del deflector) es visible. El deflector hace que los gases

de escape giren 90° previniendo que las llamas caben un agujero en la tierra. No se muestran en la figura grúas,

equipos para la instalación o desinstalación de la cámara de combustión, barandas de seguridad, tanque de gas

de alta presión, sistema de tanques de presurización del propelente, tanques de reabastecimiento de combustible

y oxidante y agua refrigerante con su sistema de alimentación o pequeñas áreas de trabajo.

La mejor disposición del sistema de propulsión es en una dirección (vertical u

horizontal) similar a la condición real de vuelo. En la Figura 2 se muestra una

instalación de prueba con simulación de altitud para cohetes de alrededor de 10,5

toneladas métricas de empuje (46.000 lbf). Se requiere una cámara de vacío en la

cual montar el motor, un conjunto de eyectores de vapor para crear dicho vacío, un

sistema de distribución de agua para reducir la temperatura del gas y un difusor

refrigerado. Debido al flujo de los gases de la combustión del propelente es

imposible mantener un alto vacío en este tipo de instalaciones; típicamente entre

15 a 4 torr (20 a 35 km de altitud) pueden ser mantenidos. Este tipo de

instalaciones de prueba permiten la operación de sistemas de propulsión con altas

relaciones de área en la tobera, en las cuales normalmente se experimenta

separación del flujo a las presiones ambiente al nivel del mar.

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Figura 2. Diagrama simplificado de una instalación horizontal para pruebas de encendido con simulación de

altitud del motor de cohete japonés LE-5 (hidrógeno y oxígeno líquidos) mostrando el método para crear un vacío

(6 torr durante la operación y 13 torr antes del encendido). La duración de la operación se limita a alrededor de

10 minutos por la capacidad de almacenamiento de vapor.

Antes de realizar cualquier prueba, es una práctica común, para entrenar al equipo

de pruebas, pasar por repetidas pruebas en seco para familiarizar a cada persona

con sus responsabilidades y procedimientos, incluyendo los procedimientos de

emergencia.

El personal de las plantas típicas y las disposiciones de seguridad o la seguridad de

una instalación de ensayo moderno son los siguientes:

I. Búnker con paredes de hormigón o estaciones de control para la protección

del personal y los instrumentos (ver fig. 3). Éstos están ubicados lejos de la

instalación de pruebas de los sistemas de propulsión de cohetes.

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II. Control, indicación y grabación remota de todas las mediciones y

operaciones peligrosas. Aislamiento de los propelentes de la

instrumentación y el centro de control.

III. Inundación automático o manual de agua y sistemas de extinción de fuego.

IV. Circuito cerrado de televisión para el monitoreo remoto de la prueba.

V. Señales de alerta (sirenas, campanas, bocinas, luces, altavoces) para

notificar al personal la evacuación del área de prueba antes de ella, y una

señal para notificar que ya no hay peligro.

Figura 3. Centro de control de las instalaciones de pruebas para motores de cohete con simulación de altitud.

NASA Plum Brook Station, cerca a Sandusky, Ohio, con más de 6400 acres de terreno abierto. Este centro se

encarga de la prueba de motores de cohete basados en hidrógeno [2].

VI. Restricciones de cantidad y distancia de los tanques de almacenamiento de

propelente líquido y sólido para minimizar los daños en caso de

explosiones. Separación de los combustibles y oxidantes líquidos.

VII. Muros de contención alrededor de elementos de prueba peligrosos para

reducir el daño producido por esquirlas en una eventual explosión.

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VIII. Sistemas eléctricos a prueba de explosiones y herramientas que no

produzcan chispas para prevenir la ignición de materiales inflamables.

IX. Para ciertos propelentes, debe usarse ropa de seguridad, incluidos trajes y

zapatos resistentes al fuego, máscaras y escudos faciales, guantes, y

protección fuerte para la cabeza.

X. Aplicación rigurosa de las normas que gobiernan las áreas de acceso, áreas

de fumadores, áreas para inspecciones de seguridad, etc.

XI. Limitación de la cantidad de personal que puede estar en una zona

peligrosa en un momento dado.

2.3 Instrumentación y gestión de datos

En esta sección se da sólo una explicación breve de este tema. Para mayor

información se remite al lector a los libros de texto estándar sobre los

instrumentos y equipos utilizados en las pruebas, como [3]. Algunas de las

cantidades físicas medidas en pruebas de cohetes son las siguientes:

1. Fuerzas: Empuje, fuerzas laterales del control de empuje vectorial, pulsos

cortos de empuje.

2. Flujos: gases calientes y fríos, combustible líquido, oxidante líquido, fugas.

3. Presiones: cámara, propelente, bombas, depósitos, etc.

4. Temperaturas: paredes de la cámara, propelentes, estructura, tobera.

5. Tiempo y secuencia de comandos de válvulas, interruptores, ignitores, etc.

6. Tensiones, deformaciones y vibraciones: cámara de combustión,

estructuras, líneas de propelente, aceleraciones de las partes sometidas a

vibración.

7. Secuencia de eventos: Ignición, estabilización de la presión.

8. Movimiento y posición de diferentes partes: vástagos de las válvulas,

posición del cardán (gimbal), deflexión de las partes bajo carga o calor.

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9. Voltajes, frecuencias y corrientes en los subsistemas eléctricos y de control.

10. Observaciones visuales utilizando cámaras de alta velocidad y cámaras de

video: configuración de llama, pruebas de falla de las partes, explosiones.

11. Cantidades especiales: velocidad del eje de la turbo bomba, niveles de

líquidos en tanques de propelente, tasas de combustión, luminosidad de

llamas, composición de los gases de escape.

Muchos de estos sensores incorporan tecnologías especializadas y, a menudo, un

software único. Cada uno de los parámetros medidos se puede conseguir por

diferentes tipos de instrumentos, sensores y analizadores [1].

2.3.1 Terminología de los sistemas de medición

Normalmente, cada sistema de medición requiere uno o más elementos sensores

(también llamados transductores), un dispositivo para registrar, mostrar y/o

indicar la información sensada, y a menudo también otro dispositivo para el

acondicionamiento, amplificación, corrección o transformación de la señal

detectada de forma que sea adecuada para el registro, el almacenamiento o el

análisis. El registro de los datos de las pruebas de cohetes se realiza de varias

maneras, una de ellas en forma digital en dispositivos de memoria, como cintas

magnéticas o discos. Las definiciones de varios términos significativos se dan a

continuación y en [3].

Rango se refiere a la región que va desde el valor mínimo hasta el valor nominal

máximo durante el cual el sistema de medición da una respuesta verdadera y

lineal. Por lo general, un margen adicional se proporciona para permitir

sobrecargas temporales sin dañar el instrumento o la necesidad de recalibración.

Los errores en las mediciones suelen ser de dos tipos:

1. Errores humanos: debidos a lecturas inapropiadas del instrumento, gráfico o

registro y de mala interpretación o corrección de estos datos.

2. Errores del instrumento o sistema, por lo general se dividen en cuatro: errores

estáticos, errores de respuesta dinámica, error de deriva y errores de

histéresis. Los errores estáticos son generalmente fijos, y son debidos a las

variaciones en la fabricación y la instalación; estos errores pueden ser

detectados por medio de una cuidadosa calibración, y puede aplicarse a ellos

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una apropiada corrección en la lectura. El error de deriva es el cambio en la

salida durante un período de tiempo, generalmente causado por la fluctuación

lenta de fase aleatoria y las condiciones ambientales. Para evitar el error de

deriva, el sistema de medición tiene que ser calibrado a intervalos frecuentes a

las condiciones ambientales estándar conocidas y en contra de los valores de

referencia estándar sobre todo su rango. Los errores de respuesta dinámica se

producen cuando el sistema de medición no registra el verdadero valor de la

cantidad medida mientras que esta cantidad varía, especialmente cuando está

cambiando rápidamente. Por ejemplo, la fuerza de empuje tiene un

componente dinámico debido a las vibraciones, oscilaciones de la combustión,

interacciones con la estructura de soporte, etc. Estos cambios dinámicos

pueden distorsionar o amplificar la lectura de empuje, a menos que la

estructura de prueba, la estructura de montaje del cohete y los sistemas de

medición y registro del empuje estén adecuadamente diseñados para evitar

excitación armónica o excesiva energía de amortiguación. Para obtener una

buena respuesta dinámica se requiere de un cuidadoso análisis y diseño total

del sistema.

Una respuesta de frecuencia máxima se refiere a la frecuencia máxima

(normalmente en ciclos por segundo) a la que el sistema del instrumento medirá

valores verdaderos. La frecuencia natural del sistema de medición está, por lo

general, por encima de la frecuencia de respuesta limitante. Generalmente, una

respuesta de alta frecuencia requiere una instrumentación más compleja y

costosa. Todo el sistema de instrumentación (sensores, moduladores y

registradores) debe ser capaz de recibir respuesta rápida.

La mayoría de las mediciones en las pruebas de cohetes se hacen con uno de los

dos tipos de instrumentos: los realizados bajo condiciones cercanas a las estáticas,

donde ocurren sólo cambios relativamente graduales en las cantidades, y las

hechas con rápidas condiciones transitorias, tales como la ignición, el apagado o

las vibraciones. Este último tipo de instrumento tiene respuestas de frecuencia por

encima de 200 Hz, a veces tan altas como 20.000 Hz. Estas rápidas mediciones son

necesarias para evaluar los fenómenos físicos en rápidos estados transitorios.

La linealidad del instrumento se refiere a la relación de la entrada (por lo general

la presión, temperatura, fuerza, etc.) con la salida (normalmente voltaje, el cambio

de visualización de salida, etc.) en todo el rango del instrumento. Muy a menudo el

error de calibración estática indica una desviación de una respuesta lineal

verdadera. Una respuesta no lineal puede causar errores apreciables en las

mediciones dinámicas. La resolución se refiere al cambio mínimo en la cantidad

medida que se puede detectar con un instrumento dado. Los errores de Zona

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muerta o histéresis, son a menudo causados por la absorción de energía en el

sistema o el conjunto de mecanismos del instrumento, y en parte, limitan la

resolución del instrumento.

La sensibilidad se refiere al cambio en la respuesta o la lectura causado por

influencias especiales, por ejemplo, la sensibilidad a la temperatura y la

sensibilidad a las aceleraciones, se refieren al cambio en el valor de la medición

causado por la temperatura y la aceleración. Éstos se suelen expresar en

porcentaje de cambio del valor de medición por unidad de temperatura o

aceleración. Esta información puede servir para corregir lecturas a las condiciones

de referencia o estándar.

La interferencia eléctrica o "ruido" dentro de un sistema de instrumentación,

incluyendo la fuente de alimentación, líneas de transmisión, amplificadores y

grabadoras; pueden afectar la exactitud de los datos registrados, especialmente

cuando se usan transductores de bajo rendimiento [1].

2.3.2 Uso de computadores

Los computadores se han convertido en herramientas habituales en las pruebas y

el tratamiento de datos en la propulsión de cohetes. Usualmente, los

computadores están acoplados con sensores, controladores y dispositivos

auxiliares. Los sensores (transductores de presión, indicadores de posición de

actuadores, sensores de temperatura, medidores de nivel de líquido, etc.)

proporcionan las entradas de datos. Los controladores (actuadores de válvulas,

controladores de empuje vectorial, etc.) reciben comandos desde el computador y

provocan un cambio en la cantidad sensada. Los dispositivos auxiliares tales como

terminales, dispositivos de almacenamiento de datos o impresoras; almacenan y

grafican los datos sensados para su inmediato o posterior análisis. Los

computadores son usados en uno o más de los siguientes casos:

1. El análisis de los datos de prueba se convierte en una tarea difícil que consume

tiempo sin computadores, simplemente por el enorme volumen de datos que se

genera en muchas pruebas típicas de sistemas de propulsión de cohetes. Todos

los datos pertinentes deben ser revisados y evaluados. El computador

permitirá la reducción automatizada de datos, incluyendo la corrección de los

mismos (ej. error conocido del instrumento, calibración y cambios en la

presión atmosférica); la conversión de datos analógicos a un formato digital; y

el filtrado de datos para eliminar señales fuera del rango de interés. Las tareas

del computador también pueden incluir la manipulación de datos para poner

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toda la información de la prueba en pantallas gráficas o hacer un compendio en

un medio físico de los parámetros de rendimiento específicos.

Sobre la base de una evaluación cuidadosa de los datos de las pruebas, los

ingenieros responsables tienen que decidir si los objetivos de la prueba se

cumplieron y qué cambios hacer o qué objetivos establecer para la prueba

siguiente o el resto de la prueba actual.

2. Los sistemas de pruebas modernos usan bases de datos digitales para la

grabación y la documentación de los registros de la prueba. A menudo, sólo una

porción de los datos registrados son analizados y revisados durante o después

de la prueba. En las complejas pruebas de sistemas de propulsión de cohetes, a

veces se realizan y se registran entre 100 y 400 mediciones de diferentes

instrumentos. Algunos datos necesitan ser muestreados con frecuencia (ej.

algunos datos transitorios pueden ser muestreados a una tasa, a veces mayor, a

1,000 por segundo), mientras que otros datos necesitan ser tomados con

frecuencias más bajas (ej. la temperatura de la estructura de montaje puede ser

necesaria tomarla sólo cada 1 a 10 sec). La multiplexación de datos es una

práctica común para simplificar la transmisión ellos. La mayoría de los

sistemas computarizados para prueba de cohetes contienen un archivo de

configuración para indicar características de los datos para cada canal, tales

como el rango, la ganancia, las referencias, el tipo de promediación, las

características de los parámetros, o los algoritmos de corrección de datos. La

mayoría de los datos no se analizan o imprimen como copia en papel, un

análisis detallado se produce sólo si hay una razón para la comprensión

detallada de acontecimientos particulares ocurridos durante la prueba. Este

análisis puede ocurrir meses después de llevar a cabo las pruebas reales, y

puede que ni siquiera se haga en el mismo equipo.

3. La detección y evaluación de fallas o condiciones extremas (temperatura local

excesiva, vibración, o presión local límite) tiene por objeto la detección de un

mal funcionamiento inminente y en decidir si se trata de un problema grave. Si

es grave, puede causar, ya sea una corrección automática o un apagado seguro

de la operación. La detección y corrección de condiciones de funcionamiento

no deseadas puede realizarse mucho más rápido en un computador que en un

posible sistema de control operado por un humano. En algunos diseños, un

fallo crítico en el motor es detectado por varios sensores y el equipo evalúa

rápidamente las señales de éstos para provocar una corrección (o apagado)

sólo sí la mayoría de los sensores indican una condición insegura o indeseable,

eliminando así el fallo ocasional de un sensor individual como una causa para

el apagado.

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4. La simulación de ensayos se puede realizar por medio de la elaboración de

algoritmos que permitan a un computador responder de manera similar a una

unidad de propulsión de cohetes.

El computador recibe entradas procedentes de diversos sensores (posición de

las válvulas, posición del sistema de control de empuje vectorial, temperaturas

peligrosas, etc.), procesa la información en un algoritmo de simulación y luego

proporciona una salida de señales de control (por ejemplo, cambio de empuje,

apagado) y también una salida simulada del rendimiento del cohete (por

ejemplo, presión en cámara, impulso específico, fuerza lateral, etc.) Esta

simulación por computador puede ser muy económica en comparación con la

realización de pruebas reales. Ésta puede ser una simulación completamente

desconectada (en un computador independiente con entradas simuladas) o una

simulación parcialmente en línea, donde el computador se acopla a un motor

de cohete real o a sus componentes; este segundo tipo se puede utilizar sólo

para comprobar el motor antes, o en los primeros segundos de una ejecución

de un ensayo o prueba de vuelo.

5. El control de operación de ensayo por computador permite lograr las

condiciones de ensayo deseadas en una cantidad mínima de tiempo. Esto

podría implicar un conjunto preprogramado de pulsos para los propulsores

(thrusters) de control de attitude, un conjunto deseado de diferentes relaciones

de mezcla que deben conseguirse en un tiempo corto (ej. 1 segundo cada uno)

en un solo ensayo, o una variación planificada de las condiciones de control del

empuje vectorial. Este sistema puede proporcionar un control de lazo cerrado

para lograr las condiciones deseadas de funcionamiento, incluidas las vías por

las que estas condiciones deben ser alcanzadas. También hace que sea posible

controlar varias variables al mismo tiempo (por ejemplo: el empuje, la relación

de mezcla y varias temperaturas de entrada de la turbina). Para algunas

pruebas de componentes, controladores lógicos programables (PLC) se utilizan

para controlar la operación de la prueba en lugar de un computador, el cual

usualmente requiere cierto desarrollo de software.

En una instalación donde hay múltiples ensayos estáticos, puede haber un

grupo de computadores conectados a una red y bases de datos para lograr

algunos o la totalidad de las funciones anteriores. Algunos de los equipos serían

parte del artículo de prueba, otra parte de la instalación de ensayos pueden

estar ubicadas remotamente y conectados por una red de comunicaciones [1].

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2.4 Vuelo de prueba

Los ensayos en vuelo de los sistemas de propulsión de cohetes se llevan a cabo

siempre conjuntamente con las pruebas de los vehículos y otros sistemas tales

como los de guía, navegación y control (GN&C) o los de apoyo en tierra. Estos

vuelos suelen producirse a lo largo de los rangos de misiles y de lanzamientos

espaciales, algunas veces sobre el océano. Si un vehículo de pruebas de vuelo se

desvía de su ruta prevista y parece estar dirigiéndose hacia un área poblada, un

oficial de rango de seguridad (RSO) o un computador, tendrá que provocar una

destrucción del vehículo, abortar el vuelo, o hacer una corrección de su curso. Por

lo tanto, muchos sistemas de propulsión incluyen dispositivos que cesan la

operación del sistema o activan dispositivos explosivos que harán que el vehículo

(y por lo tanto su sistema de propulsión) se desintegre en vuelo.

Las pruebas de vuelo requieren de un equipo especial de apoyo para el

lanzamiento, medios de observación, monitoreo y registro de datos (cámaras,

radares, telemetría, etc.), equipos para garantizar la seguridad en el rango

establecido, y para reducir y evaluar los datos del desempeño de la prueba de

vuelo de prueba, además de personal especialmente capacitado. Diferentes

equipos de lanzamiento son necesarios para los diferentes tipos de vehículos. Esto

incluye los sistemas de lanzamiento tipo torreta móvil con múltiples lanzadores

instalados sobre camiones del ejército o en un buque de la Armada,

transportadores para grandes misiles, plataformas de lanzamiento en forma de

pista de propulsión o complejas plataformas fijas de lanzamiento para vehículos

lanzadores de satélites. El equipo de lanzamiento debe tener sistemas para la

carga o la ubicación del vehículo en la posición de vuelo; para permitir el acceso de

diversos equipos y conexiones del equipo de apoyo de lanzamiento (chequeos,

monitoreo, abastecimiento de combustible, etc.); para alinear el vehículo con el

objetivo, o para resistir la exposición a las altas temperaturas de los gases de

escape durante el lanzamiento.

Durante los vuelos experimentales, a menudo se hacen una gran cantidad de

mediciones del comportamiento de los diversos subsistemas del vehículo, por

ejemplo, parámetros de la propulsión de cohetes tales como la presión en cámara,

presiones de alimentación y temperaturas; tan pronto como son tomados estos

datos, son transmitidos a una estación receptora en tierra para su almacenamiento

y monitoreo. Algunas pruebas de vuelo se basan en la recuperación y la

examinación del vehículo de pruebas [1].

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3 Estado del arte

3.1 Bancos de ensayos para motores cohete de vehículos espaciales

A pesar de que en la actualidad ya son varios los países que poseen un programa

espacial y militar bien estructurado, e instalaciones idóneas para la investigación y

el desarrollo de motores de cohete, se mostrará, a grandes rasgos, el estado del

arte de las instalaciones para las pruebas de cohetes desarrolladas por Estados

Unidos, ya que es dicho país el que se encuentra a la vanguardia en los sistemas de

propulsión actuales, gracias al importante capital invertido en estas áreas. Además

la mayor parte de la información disponible proviene de la Administración

Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) [4].

3.1.1 Centros de pruebas de propulsión (NASA)

3.1.1.1 Stennis Space Center

El centro especial John C. Stennis (SSC) es el principal centro de la NASA, para la

evaluación y la certificación de vuelo para los sistemas de propulsión de cohetes para

el transbordador espacial (ya retirado) y las futuras generaciones de vehículos

espaciales. Debido a su importante rol en la prueba de motores por más de tres

décadas, el SSC ha sido designado el centro de la NASA por excelencia para la prueba

de propulsión de cohetes. En el SSC se probaban todos los motores principales del

transbordador espacial (SSME) antes de ser instalados en los orbitadores.

Figura 4. A-1 Test Stand.

El banco de ensayos A-1, es un banco con configuración vertical y capacidad para probar partes de cohetes con diámetros mayores a 33 pies (10 m Aprox.). El A-1 fue diseñado originalmente para probar la segunda etapa (S-II) del cohete Saturn V, de la misión Apollo. Este clúster de 5 motores cohete J-2 era capaz de desarrollar un empuje de 1,15 Mlbf.

Máxima carga dinámica: 1,7 Mlbf

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3.1.1.2 Marshall Space Flight Center

El Centro de Vuelo Espacial Marshall es uno de los más grandes centros de la NASA,

ocupa un área total de aproximadamente 7,3 km2 y está ubicado en Huntsville,

Alabama. Su misión principal es liderar el desarrollo y mantenimiento de los vehículos

de transporte espacial, los sistemas de propulsión e investigaciones en micro-

gravedad de la agencia. Éste, es por excelencia, un instituto de investigación científica

en materiales, biotecnología, hidrología global y estudios del clima, astrofísica y

utilización de carga útil.

Figura 5. A-2 Test Stand

El banco de ensayos A-2, es un banco con configuración vertical con capacidad para probar partes de cohetes con diámetros mayores a 33 pies. Éste está equipado con un difusor de altitud, el cual es usado para simular las condiciones presentes en grandes altitudes durante la prueba del motor. El difusor puede simular altitudes entre 54.000 y 70.000 pies. El A-2 está equipado con una grúa de elevación principal de 200 toneladas, la cual posee una pluma de 5 toneladas Máxima carga dinámica: 1.1 Mlbf

Figura 6.

El banco de ensayos para sistemas de propulsión sólida (SPTA por sus siglas en inglés), fue construido en 1989 como una plataforma de ensayos para motores de propulsión sólida.

El banco usa motores modificados de la NASA de hasta 48 pulgadas de diámetro (MNASA) con un empuje de 100.000 lbs.

20

3.1.1.3 Plum Brook Station

Está localizado a aproximadamente 80 kilómetros al oeste de Cleveland en Sandusky,

Ohio. Es una estación del Centro de Investigación Glenn. Sus 26 Km2 proveen el

espacio despejado requerido para levar a cabo, de manera segura, pruebas

aeroespaciales potencialmente peligrosas.

Grandes instalaciones de pruebas aeroespaciales, únicas en su clase, están ubicadas en

este centro. Éstas están disponibles para dar soporte a la mayor parte de los

programas de pruebas aeroespaciales nacionales e internacionales.

y

Figura 7. Test Facility 115

La instalación de pruebas 115, es usada para ensayos a pequeña escala de sistemas de combustible, y sirve para validar los códigos de CFD (Computacional Fluid Dynamics) en desarrollo. Máximo empuje: 4 Klbf

Figura 8.

El banco de ensayos B-2, es un banco de ensayos estáticos de configuración vertical y es el único en todo Estados Unidos, con capacidad para realizar pruebas a etapas completas de cohetes simulando condiciones de grandes altitudes. Máximo empuje: 400 Klbf

21

3.1.1.4 White Sands Test Facility

Las instalaciones de pruebas White Sands (WSTF) están ubicadas a 11 millas al Este

de Las cruces (Nuevo México). Hace parte del Centro Espacial Johnson, ubicado en

Houston, Texas. Provee una gran variedad de pruebas, laboratorios de investigación y

soporte técnico para todos los centros de la NASA. El WSTF es el centro más

especializado de la nación para llevar a cabo pruebas con simulación de vacío en

sistemas de propulsión de cohetes sólidos y líquidos. Los laboratorios de

investigación de materiales potencialmente peligrosos en aplicaciones aeroespaciales,

son los más relevantes dentro de sus instalaciones.

Figura 9.

El banco de pruebas 301 es un banco en condiciones ambientales para la realización de pruebas de propulsión en motores y sistemas de propulsión en general. Este fue usado para dar soporte técnico del módulo de la parte trasera del transbordador espacial.

Figura 10.

El banco de ensayos 302 es una cámara de acero al carbono aislada, de 10 metros de diámetro y 11.6 metros de altura. Éste es capaz de contener sistemas de propulsión de hasta un poco más de 6 metros de diámetro. Tiene tres niveles interiores para el acceso a los objetos de prueba y está equipado con un puente grúa de 10 toneladas.

Máximo empuje: 25 Klbf

22

3.2 Bancos de ensayos para motores de cohete experimentales

Con una complejidad muchísimo inferior a los bancos de ensayo para sistemas de

propulsión para vehículos espaciales tripulados y no tripulados, así como para misiles

y otros artilugios de uso militar; encontramos una gran variedad de bancos de

ensayos diseñados y fabricados por grupos de investigación de diferentes

universidades o por grupos de aficionados a la cohetería experimental. Estos últimos

han sido responsables de una parte significativa de la investigación de motores

cohete y han construido y volado una variedad de motores con combustibles sólidos,

líquidos e híbridos [5].

A continuación se listarán varios de los bancos de prueba encontrados, con algunas de

sus respectivas características técnicas y componentes. Su complejidad y costo

dependen, básicamente, de la clase de motor a probar y del número y el tipo de

parámetro de rendimiento que se quiera medir en él:

3.2.1 A nivel internacional

3.2.1.1 Banco de ensayos horizontal/vertical para 1500 Lbf de empuje - EEUU

Figura 11. Horizontal/Vertical Test Stand to 1500 LB-f Thrust

23

Este banco de ensayos se ofrece de manera comercial y tiene un costo de US 500. El

motor se desliza hacia atrás y hacia adelante mediante 4 deslizadores personalizados.

Posee un solo sistema de medición, una celda de carga de 500 Kg con la cual se

determina el empuje.

Los perfiles en ángulo tienen una resistencia de 1.200 lbf cada uno. Todo el conjunto

tiene un peso de aproximadamente 60 lb y podría soportar probablemente una fuerza

de 2.500 libras, se recomienda no someter a más de 1500 lbf.

El banco está diseñado para probar motores de 38mm, 54mm, 75mm, 98mm. Posee

un soporte excelente para realizar pruebas de motores en posición horizontal. Es

robusto, fácil de ajustar y puede adaptarse para cualquier diámetro de motor con la

adición de una abrazadera para tubos con el diámetro apropiado [6].

3.2.1.2 Aspire Hybrid Test Stand - Reino Unido

El banco de pruebas híbridas Aspire está diseñado para manejar cómodamente el

motor experimental híbrido H20 de LOx/polímero de 2000 Newtons (450 lbf) de

empuje, y un nuevo motor mucho mayor, el H120, propuesto por el grupo de

diseñadores.

El cohete está montado en un soporte de amarre que a su vez está soportado por

rodamientos contra una celda de carga. Puede parecer un banco burdo, pero

amortigua la vibración estructural desde la base, ya que los rieles ubicados debajo de

los rodamientos están atornillados directamente en el hormigón.

La plataforma cuenta actualmente con tres sensores de presión, unos cuantos

termopares y una celda de carga. Todas las válvulas se accionan eléctricamente a

distancia desde un búnker [7].

Figura 12. Aspire Hybrid Test Stand

24

3.2.1.3 “Deadalus Static Test Stand” - Arizona State University – EEUU

Este banco de pruebas fue diseñado y construido por estudiantes del grupo de

cohetería “Daedalus” [8] de la Universidad Estatal de Arizona. El soporte fue

construido con tubo cuadrado de acero estándar de 2x2", tubos cuadrados

telescópicos como estructura lateral. Los agujeros de 3/8" sirven para sostener

mediante varillas, piezas mecanizadas especialmente para centrar y sostener el motor

mediante tornillos de ½”, al mismo tiempo que estas piezas pueden deslizarse hacia

arriba o hacia abajo dependiendo de la longitud del motor. En este banco han sido

probados motores pequeños con un rango de impulso clase “H” hasta motores

grandes con un impulso clase “O”. Está equipado con ruedas para fácil transporte y

fue diseñado específicamente para caber en el platón de una camioneta estándar.

Figura 13. Banco de ensayos para motores de cohete del Grupo “Daedalus” de la Universidad Estatal de Arizona (Estados Unidos).

25

3.2.1.4 Rocket Motor Test Stand (RMTS) - EEUU

Figura 14. Rocket Motor Test Stand (RMTS)

El RMTS está fabricado de aluminio 6061-T6. Usando como chasis principal, para el

montaje del motor cohete y los principales componentes, una placa gruesa de 3/4".

El cohete está soportado sobre la placa por dos pares de rodamientos lineales que se

deslizan sobre dos ejes de acero de precisión. El motor está soportado por dos piezas

fijadas a una placa de ¼”, ésta a su vez se fija a dos vigas de madera montadas sobre

dos bloques de hormigón.

El empuje de los motores de cohetes se mide por medio de una celda de carga

CELTRON, la cual tiene una capacidad máxima de 331 lbf. Una batería plomo-ácido de

12V y 4 Ah se utiliza para excitar el circuito medidor de deformación en la celda de

carga. Por último, un módulo de adquisición de datos DATAQ Instruments se utiliza

para registrar la gráfica del empuje en tiempo real en un computador portátil situado

a 100 pies del banco. El DATAQ es un módulo de adquisición de datos de 12 bits, 2

canales de conversión A/D y fue seleccionado por su bajo costo y por su fácil conexión

a un computador portátil mediante un puerto serial RS-232. Además, si es necesario,

este dispositivo de 2 canales puede utilizarse para medir cualquier combinación doble

de empuje, temperatura y presión [9].

Figura 15.

Esquema de elementos de medición del Banco de Ensayos Estático para motores de cohete (RMTS).

26

3.2.1.5 Blue Sky – Nova Lab - EEUU

Este sistema de pruebas estáticas se compone de una placa montada sobre dos pares

de cojinetes lineales de alta precisión. Con el fin de lograr un bajo límite de fricción, los

cojinetes están muy bien alineados. La placa de ensayo fue diseñada para transportar

una amplia gama de accesorios, lo que facilita la versatilidad en el diseño del

experimento.

El empuje se mide por medio de la celda de carga Omega montada detrás de la placa.

Esta celda tiene capacidad para 70 lbf, con menos del 0,5% de no linealidad e

histéresis (combinados). Durante la calibración, parecía superar las especificaciones,

por lo menos a corto plazo. Hasta la fecha, las pruebas realizadas indican la capacidad

de hacer frente a motores grandes de más de 50 libras de empuje. El chasis principal

fue construido a partir de una placa de aluminio 6061-T6 de 0,75 ". En algunas partes,

posee piezas de refuerzo de aluminio mecanizado. Esto fue necesario con el fin de

minimizar la flexión, ya que esto tiene un impacto negativo sobre cojinetes lineales y

por lo tanto en la precisión general [10].

Figura 16. Banco de ensayos “Blue Sky” del grupo Nova Lab.

27

3.2.1.6 DSC Stand - Danish Space Challenge -Dinamarca

Actualmente el DSC Stand sirve como banco de pruebas tanto para motores cohete de

propelente líquido como sólido. Este banco ha sido probado con el mayor motor de

propelente líquido fabricado por Danish Space Challenge, el cual tenía un empuje de

14 kN, sin embargo, no sufrió daño alguno. Con diferente instrumentación ha

funcionado igualmente bien para cohetes sólidos con impulsos “N”.

Fue diseñado y construido por Danish Space Challenge en 1999. Ya que DCS no cuenta

con instalaciones de ensayo permanentes, el equipo fue construido para ser móvil y

fácil de configurar. Para probar motores más potentes, el banco posee un tanque de

agua de 1200 litros, el cual se utiliza para anclarlo, mediante cables, al suelo. Para

motores más pequeños basta con sólo atornillar la base al remolque de un auto.

Figura 17. Banco de ensayos para motores híbridos “Space Danish Challenge”

28

3.2.1.7 MARS Advanced Rocketry Society (Reino Unido)

Figura 18. Banco de pruebas del grupo “MARS Advance Rocketry Society”

Las pruebas estáticas son parte integral de las operaciones del grupo MARS,

especialmente para el desarrollo de los motores de cohete híbridos tipo aficionado

como el motor de cohete B4, éste entrega entre 2500 Newtons (250 kilogramos) y

3000 Newtons (300 kilogramos) de empuje.

El principal banco de pruebas estáticas está diseñado para acomodar, ya sea un sólo

motor cohete grande, o varios pequeños como el motor cohete híbrido MARS B4. Una

celda de carga se monta entre la cámara de combustión y el banco para medir el

empuje del motor, también está equipado con varios sensores para medir la presión

del tanque y la presión de cámara, así como varios sensores de temperatura y un

espectrómetro para el análisis de la llama de escape.

Una serie de cámaras (fotos y vídeo) también están instaladas para el registro de

diversos detalles. Un juego de válvulas de alta presión, controladas eléctricamente, se

utiliza para accionar el flujo de óxido nitroso hacia el depósito de oxidante en el banco

de pruebas, así como para aliviar la presión. Por supuesto, todas las operaciones se

llevan a cabo remotamente [11].

29

3.2.1.8 STS – 5000 - Richard Nakka - Canadá

Este banco de pruebas estáticas para motores de cohete fue diseñado por el ingeniero

canadiense Richard Nakka, uno de los coheteros experimentales más famosos del

mundo. Fue diseñado, construido y utilizado para la prueba estática de encendido de

los motores cohete de propelente sólido Kappa-DX (clase “K”).

Este banco de prueba se diseñó para ser versátil y capaz de alojar motores que

producen hasta 5.000 N (1.100 lbf.) de empuje, de tal manera que en él se pueden

ensayar motores del tamaño de los clase “M” o mayores dependiendo del máximo

empuje producido. Para verificar su diseño estructural, el banco fue sometido a una

prueba hidráulica con una carga del 105% de la capacidad máxima, es decir, 5300 N.

Este banco de pruebas fue diseñado para ser relativamente sencillo de construir,

utilizando EMT (tubería metálica eléctrica) como sus principales componentes

estructurales. Su diseño permite una construcción simple y un rápido desmontaje

para transporte y almacenamiento, así como una fácil sustitución de las piezas que se

dañan cuando ocurre una explosión.

Figura 19. STS-5000 – Richard Nakka

30

Para la portabilidad y simplicidad, este banco de pruebas mantiene el motor en una

posición vertical, con la tobera hacia arriba, de esta manera la fuerza de empuje se

produce contra el suelo, en el cual está apoyado. Esto elimina las complejidades

asociadas a los bancos de ensayo horizontales, tales como grandes masas (u otro

medio) requeridas para el anclaje. Además, no hay ventajas significativas en los

ensayos de motores en posición horizontal. El peso del motor (que descansa en la

celda de carga) puede simpelmente restarse del empuje medido (tarar). De hecho, el

mayor cohete de propelente sólido (SRM) que se ha construido en la historia, el

acelerador espacial AJ-260X (SL-2), el cual tenía un diámetro de 260 pulgadas, fue

probado verticalmente.

El STS-5000 está equipado con una celda de carga hidráulica para la medición de

empuje del motor, aunque cualquier celda de carga de galgas extensiométricas puede

ser utilizada en su lugar. Este banco también incorpora un sistema para la medición de

la presión en la cámara de combustión. Tanto la presión de la celda de carga como la

presión de la cámara, se miden por medio de manómetros analógicos (tipo Bourdon)

montados en el banco de pruebas. El registro de los datos de los manómetros se

realiza con una cámara de video [12].

Figura 20. Instalación del manómetro y la línea de líquido hidráulico para la medición de la presión.

31

3.2.1.9 Banco de Ensayo para Motores de Cohete – Juan Parczewski - Argentina

Este banco de ensayos modular fue diseñado y construido por el ingeniero argentino

Juan Parczewski. Fue concebido para probar motores de cohete de propelente sólido.

La configuración es motor vertical con la tobera hacia arriba.

Consta de una base de acero en "H", con una columna para soporte y guía del motor.

La presión se mide directamente con un manómetro a través de una línea con fluido

hidráulico, y el empuje se mide transformando la fuerza en presión mediante un

pistón. En la parte superior tiene una manija para facilitar su transporte, además

posee patas de apoyo que son regulables e intercambiables. Su diseño modular

permite ampliar su base para probar motores de mayor tamaño.

Para mayor precisión, es posible el cambio del pistón y cilindro para que coincida con

el rango del manómetro con el máximo valor del empuje del motor. Ambos

manómetros, así como las líneas de presión se llenas de aceite hidráulico. Para

obtener el perfil de empuje y presión durante la combustión, el registro de los datos

de ambos manómetros se hace mediante el uso de una cámara de vídeo. Los datos

recogidos a partir de la cámara se llevan a una hoja de cálculo de Excel, y para un

diámetro de pistón dado, es posible obtener directamente el empuje [13].

Figura 21.

Bancos de Ensayo para Motores de Cohete

(BEMCO) de Juan Parczewski.

BEMCO EM-6 (prueba de motores “Tango”)

BEMCO EM-7 (prueba de motores “Tola”)

32

3.2.1.10 ARO - Swiss Propulsion Laboratory - Suiza

Este banco de pruebas estáticas fue diseñado por el Laboratorio de Propulsión Suizo.

En él pueden probarse, tanto motores de combustible líquido, así como motores de

propelente sólido con empujes de hasta 100 kN (10 toneladas métricas).

La mesa de mediciones se monta sobre 8 juntas “Flex” libres de histéresis (con

extensiones integradas para paradas de seguridad). La mesa está hecha de aluminio y

posee muchas ranuras en “T” integradas para facilitar el montaje de diferentes tipos

de motores, válvulas y otros equipos. Las celdas de carga pueden ser intercambiadas

para la medición de un respectivo rango. El marco está fabricado de acero pesado,

además está lleno de hormigón para eliminar posibles oscilaciones. Para el transporte

del Banco de Pruebas puede utilizarse una "Europalett" estándar [14].

Figura 22. SPL 100 KN Thrust Test Stand – Swiss Propulsion Laboratory

33

3.2.1.11 Otros Bancos de ensayo para motores cohete [6] – Varios Países

Figura 23. HERA Rocket motor testing - EEUU

Figura 24. Hankuk Aviation University - Rusia

34

Figura 25. Static Test Stand de Alex Bruccoleri - Dartmouth College -EEUU

Figura 26. Static Test Stand Hybrid Rocket - Rusia

35

Figura 27. Environmental Aeroscience Corp. - EEUU

Figura 28. Rowan University - EEUU

36

Figura 29. Steel vertical test stand with load cell for testing up to 6 inch OD motors - EEUU

Figura 30. Robert's Rocket Project - Test Stand - EEUU

37

3.2.2 A nivel local

El año 2011 y lo que va del 2012 ha sido una época de suma importancia para la

cohetería en Colombia, ya que durante este período se consolidaron varios proyectos

de investigación y se ha afianzado la divulgación en las ciencias aeroespaciales,

enfocando esfuerzos en la cohetería y la presentación de múltiples grupos de

investigación [15]. Muchos grupos de aficionados a la cohetería experimental, tanto a

nivel regional como nacional, han incursionado ya en el diseño y la construcción de

bancos de ensayo para motores de cohetes de fabricación propia. Todo ello, buscando

mejorar la técnica aplicada a sus cohetes y con objetivos de investigación y

profesionalización en el campo de la ingeniería aeroespacial y los sistemas de

propulsión. Algunos casos conocidos son los siguientes:

3.2.2.1 Grupo Antioqueño de Cohetería Experimental (Medellín)

Este banco de ensayos estáticos fue diseñado para probar motores cohete de

propelente sólido con un impulso total máximo clase “K” que no tengan diámetros

superiores a 3”. El chasis principal está totalmente fabricado en aluminio, pero cuenta

con algunas piezas de refuerzo de acero. Su configuración es motor vertical con

tobera hacia arriba. Posee patas de soporte regulables para asegurar la

perpendicularidad del motor con respecto al suelo. Es un sistema bastante liviano y

Figura 31. Banco de Ensayo de Motores cohete de propelente sólido Grupo Antioqueño de Cohetería Experimental

38

portátil, pero el rango de motores que permite probar es muy reducido debido a su

limitada resistencia mecánica. Actualmente, sólo posee una celda de carga (200 kg)

para medición del empuje. La ignición de los motores se realiza mediante un sistema

inalámbrico remoto con un alcance de hasta 400 m. [16]

Figura 32.

Primer Banco de Ensayos Estático del Grupo Antioqueño de Cohetería

Experimental. Su diseño está basado en el STS-5000 de Richard Nakka y la

medición del empuje se realiza mediante un cilindro hidráulico, un manómetro

de carátula y la filmación del video. Luego se hace el cálculo de la fuerza de

empuje del motor mediante la presión registrada y el área del cilindro utilizado.

39

3.2.2.2 Universidad Pontificia Bolivariana UPB (Medellín)

Este banco de ensayos fue desarrollado por el semillero de propulsión adscrito al

Departamento de Ingeniería Aeronáutica de la Universidad Pontificia Bolivariana

(UPB). Posee un diseño robusto, ya que además de su tamaño está fabricado

totalmente en acero, lo que dificulta su transporte. Cuenta con una celda de carga para

medición de empuje de hasta 500 kg, esto permite ensayar motores con empujes más

considerables, además los anillos que soportan y centran el motor admiten la

instalación de motores con diámetros de hasta 5”. Ha sido probado con varios

motores de cohete de clase “J” y “K”, diseñados y desarrollados por el Grupo

Antioqueño de Cohetería Experimental.

Figura 33. Banco de ensayo de motores de cohete de configuración horizontal - UPB

40

3.2.2.3 EAFIT (Medellín)

Este banco de ensayos fue desarrollado por el Grupo de Propulsión de la Universidad

EAFIT. Está diseñado para probar motores de cohete de propelente sólido de hasta

3½”de diámetro. Tuene una configuración vertical con tobera hacia arriba. El soporte

vertical está fabricado con aluminio 6061-T4, la placa que conforma el chasis principal

está fabricada en acero 1020 y los anillos centrantes del motor, están fabricados en

acero AISI 304 . El sistema de ignición de este banco, al igual que el de la Universidad

Pontificia Bolivariana, es facilitado por el Grupo Antioqueño de Cohetería

Experimental.

Figura 34. Banco de ensayo de motores cohete – Universidad EAFIT

41

4 Referencias bibliográficas

[1] G. P. Sutton, y O. Biblarz. “Rocket Propulsion Elements”. John Wiley & Sons, 2001, 7th Edition. Páginas 711-726

[2] Glenn Research Center. “Plum Brook Capability”.

Consultado el 25 de octubre de 2012 en: http://www.nasa.gov/centers/glenn/about/testfacilities/index.html

[3] W. Bolton. “Mecatrónica: Sistemas de control electrónico en la ingeniería

mecánica y eléctrica”. Alfaomega, 2006, 3ª Edición.

[4] Rocket Propulsion Test Management Board. Consultado el 25 de octubre de 2012 en: http://rockettest.nasa.gov/

[5] Cohetería amateur. Consultado el 30 de octubre de 2012 en:

http://es.wikipedia.org/wiki/Coheter%C3%ADa_amateur

[6] Aerocon Systems. “Horizontal/Vertical Test Stand to 1500 LB-f Thrust”. Consultado el 30 de octubre de 2012 en: http://aeroconsystems.com/cart/motor-test-stands/horizontal/vertical-test-stand-to-1500-lb-f-thrust/

[7] Experimental Rocketry Society. “Aspire Hybrid Test Stand”.

Consultado el 13 de octubre de 2012 en: www.aspirespace.org.uk/ [8] Daedalus Astronautics. Consultado el 30 de octubre de 2012 en:

www.daedalusastronautics.com [9] Aero Rockets. “Rocket Motors Test Stand (RMTS)”.

Consultado el 13de octubre de 2012 en: www.aerorocket.com/rmts.html [10] Nova Lab. “Static Test Stand (STS)”.

Consultado el 15 de octubre de 2012 en: www.novalab.org/rockets/stand1.html

[11] MARS Advanced Rocketry Society. “Static Testing”.

Consultado el 19 de octubre de 2012 en: www.mars.org.uk/static.html [12] Richard Nakka Web Site. “STS-5000 Static Test Stand for Rocket Motors”

Consultado el 25 de octubre de 2012 en: http://www.nakka-rocketry.net

[13] Cohetería Experimental Amateur de Juan Parczewski. “BEMCO EM6” Consultado el 30 de octubre de 2012 en: www.jpcoheteria.com.ar

[14] Swiss Propulsion Laboratory. “100 kN Thrust Test Stand”

42

Consultado el 30 de octubre de 2012 en: http://www.spl.ch/

[15] M. A. Pirateque, A. E. Sabogal y D. A. Pineda. “Historia preliminar de la cohetería en Colombia”. Asociación Astronáutica Colombiana. Página 13.

[16] Grupo Antioqueño de Cohetería Experimental. “Banco de ensayo para motores

de cohetes de propelente sólido”. Consultado el 31 de octubre de 2012 en: www.coheteriapaisa.blogspot.com

[17] Asociación Astronáutica Colombiana (Astcol).

Consultado el 31 de octubre de 2012 en: www.astcol.org

[18] C. E. Rogers. “The solid rocket motor – Part 1, Solid propellant selection and characterization”. NASA SP-8064. High Power Rocketry Magazine. Vol. 15 No. 6 Febrero 2001. Páginas 42 – 51.

[19] Piezoelectric Pressure Sensors suit rocket motor testing.

Consultado el 31 de octubre de 2012 en: http://news.thomasnet.com/fullstory/Piezoelectric-Pressure-Sensors-suit-rocket-motor-testing-816219

[20] PCB Piezotronics Inc. “Sensors for Aerospace & Defense Test and Monitoring” Consultado el 31 de octubre de 2012 en: http://www.pcb.com/AD_Aerospace.asp

[21] DataQ Instruments. “DI-155 USB Data Acquisition Starter Kit” Consultado el 31 de octubre de 2012 en:

http://www.dataq.com/products/startkit/di155.html [22] National Instruments. “NI USB-6009 - DAQ Multifunción de 14 Bits, 48 kS/s”

Consultado el 31 de octubre de 2012 en: http://sine.ni.com/nips/cds/view/p/lang/es/nid/201987