Diseño, fabricación y pruebas de un cohete experimental de propulsante sólido

28 Proyecto Fin de Carrera Ingeniería de Telecomunicación Formato de Publicación de la Escuela Técnica Superior de Ingeniería Autor: F. Javier Payán Somet Tutor: Juan José Murillo Fuentes Dep. Teoría de la Señal y Comunicaciones Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2013 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Diseño, Fabricación y Pruebas de un Cohete Experimental de Propulsante Sólido Autor: Álvaro Sáez Zapata Tutor: Francisco Gavilán Jiménez Dpto. Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2021 Trabajo Fin de Grado Grado en Ingeniería Aeroespacial Diseño, Fabricación y Pruebas de un Cohete Experimental de Propulsante Sólido Autor: Álvaro Sáez Zapata Tutor: Francisco Gavilán Jiménez Profesor Contratado Doctor Dpto. Ingeniería Aeroespacial y Mecánica de Fluidos Escuela Técnica Superior de Ingeniería Universidad de Sevilla Sevilla, 2021 Trabajo Fin de Grado: Diseño, Fabricación y Pruebas de un Cohete Experimental de Propulsante Sólido Autor: Álvaro Sáez Zapata Tutor: Francisco Gavilán Jiménez El tribunal nombrado para juzgar el trabajo arriba indicado, compuesto por los siguientes profesores: Presidente: Vocal/es: Secretario: acuerdan otorgarle la calificación de: El Secretario del Tribunal Fecha: Agradecimientos Durante todos estos años invertidos en el mundo de la cohetería he contado con el apoyo de innumerables amigos y familiares, muchos de los cuales han compartido la ilusión y alegría de ver despegar un cohete. Por ello, me gustaría dedicarles unas palabras a todos ellos. En primer lugar, me gustaría agradecer a mi madre y mi hermana toda la paciencia que han tenido mientras cocinábamos propulsante en la cocina, taladrábamos y mecanizábamos en horario inadecuado o incluso cuando tomábamos el control del trastero para el proyecto, además de la colaboración que han ofrecido en muchas ocasiones. Por otro lado, quiero hacer mención a todos mis amigos y compañeros que me han acompañado y apoyado en este proyecto. Mis colegas de aeroespacial, tanto a "Capital Sins", como a "Las Voces del Etsilio" y muchos otros amigos que, ocasionalmente, han tomado parte activa en el proyecto, aportando ideas y viviendo con nosotros la emoción de los lanzamientos. A mis compañeros de industriales ("Los Etsitosos"), a los que aprecio y admiro mucho, y que siempre han seguido fielmente el proyecto, ya sea presencial o telemáticamente. Y, por último, cómo olvidarme de mis pilares, mis compañeros de vida desde que llegué a Sevilla, "Los de Siempre". Ellos no sólo han asistido a los lanzamientos, ensayos y pruebas, sino que han visto crecer el proyecto desde su inicio, han sido partícipes de los fracasos y éxitos, e incluso han soportado mis tediosas e interminables charlas sobre cohetería. ¡A todos y cada uno de vosotros, mil gracias! Dar las gracias también a mis familiares por el interés mostrado respecto al proyecto, por compartir esta pasión y por enorgullecerse de los resultados. Gracias a Francisco Gavilán Jiménez por su implicación, y por la aportación de ideas y recursos útiles para el proyecto. Pero sobre todo, gracias por contagiar siempre esa pasión inherente en ti sobre todo lo relativo a la ingeniería aeroespacial. Es por personas como Fran por las que los alumnos deciden enamorarse de la ingeniería y todas sus facetas. Por último, y sin duda más importante, gracias a Jesús Sáez, mi mentor, mi compañero, mi socio de proyecto, mi inspiración, mi colega cohetero. Pero por encima de todo, mi padre. No sólo nos une la sangre, sino también la pasión y el amor por la cohetería, las tardes escuchando música de los 80 mientras trabajábamos en el que sin duda sería el mejor cohete de la historia, nuestros distintos puntos de vista, la infinidad de ensayos en banco y lanzamientos realizados, los análisis y conclusiones extraídas, nuestras conversaciones largas y tendidas sobre los cohetes, etc. No puedo agradecer aspectos separados, momentos o lecciones, debo agradecerlo todo. Gracias por compartir conmigo el mejor Hobby de la historia, gracias por regalarme los mejores y más tensos momentos de mi vida. Pero sobre todo, gracias por ser mi padre e inspirarme para que algún día pueda llegar a ser como tú. ¡Gracias papá! Álvaro Sáez Zapata Estudiante de Ingeniería Aeroespacial en la Escuela Técnica Superior de Ingeniería Sevilla, 2021 I Resumen En esta memoria se abordará el tema de la cohetería amateur, usando como ejemplo la creación del cohete NAOS, actualmente el proyecto de mayor envergadura llevado a cabo por Coheteros, una pequeña asociación sin ánimo de lucro y formada únicamente por dos individuos, Jesús Sáez y Álvaro Sáez. Con más de dos metros de altura, 7’2 kg de peso, una carga máxima de casi 2 kg de propulsante sólido (Nitrato Potásico/Dextrosa), complejos sistemas electrónicos embarcados, videograbación a bordo y la posibilidad de alcanzar un apogeo superior a los 2 km de altura, NAOS se ha convertido en una pieza clave de todos los años invertidos en este apasionante mundo de la cohetería amateur. Se comenzará por dar una introducción teórica sobre los conocimientos necesarios (química y secciones del propulsante, inhibición, teoría de toberas y paracaídas...), para posteriormente poder comprender cada aspecto del cohete en cuestión. Además se estudiará en detalle el diseño, la fabricación y ensamblaje tanto de NAOS como de otros elementos esenciales para el proyecto. Asimismo, se incluyen varios ensayos en banco junto con un extenso análisis de los mismos, en base a toda la experiencia recabada a lo largo de estos 9 años. Todo ello para lograr realizar el lanzamiento final de NAOS, también incluido en los apartados finales del informe junto con su preparación, ejecución, inspección y análisis. Sin duda, una memoria que se podría catalogar como un manual de instrucciones para la realización de un cohete de propulsante sólido propio. III 1 Introducción Esta memoria pretende ser una guía o manual para el desarrollo y fabricación de cohetes experimentales de propulsante sólido. Para ello, se explicarán los aspectos teóricos más importantes que permitan comprender el funcionamiento de un cohete a nivel amateur, aunque muchos de ellos son igualmente aplicables a los cohetes profesionales. Sin embargo, pongámonos en situación. Hace 9 años, a principios de 2012, surgió un pequeño hobby de fabricación de pequeños cohetes de papel endurecido a apenas alcanzaban los 30 metros de altura. Cohetes que ni requerían apenas estudio y que podían hacerse de forma casera muy fácilmente. Fue tal la satisfacción de ver elevarse aquellas pequeñas figuras que se decidió dar un paso más. Para ello, se realizaron innumerables consultas de teoría sobre cohetes, posibles diseños, procesos de fabricación, etc. Una vez recabada toda esa información y tras meses de estudio, se dio paso a la fase de desarrollo. Los nuevos motores cohetes estaban fabricados de PVC, un material que confería muy buenos resultados en términos de resistencia a las temperaturas y presiones de combustión, pero que sin embargo no era reutilizable. No obstante, tras numerosos ensayos en banco (figura 1.1) se pasó a la fabricación y desarrollo de pequeñas aeronaves simples, sin electrónica embarcada ni sistema de recuperación, únicamente una aerodinámica rudimentaria que permitiera su estabilización, ver figura 1.2. A pesar de esto se lograron realizar con éxito gran cantidad de ensayos y lanzamientos, hecho que sirvió como motivación y pretexto para continuar avanzando y desarrollar nuevos y más ambiciosos proyectos. De antemano, es necesario pedir disculpas por la pésima calidad de las imágenes mostradas, pero por aquel entonces no se invertía demasiado en la videograbación y éste es el único material del que se dispone. Figura 1.1 Ensayos en banco con motor de PVC. 1 2Capítulo 1. Introducción Figura 1.2 Cohetes con motor de PVC. Figura 1.3 Lanzamientos de cohetes con motor de PVC. Por ello, años después surgió la necesidad de recuperar los cohetes tras su lanzamiento, con el objetivo de poder reutilizarlos. Por esta razón se empezó con el proyecto "Betelgeuse", un cohete de poco más de un metro de altura con motor de acero inoxidable de 40 mm de diámetro, una pequeña cámara de a bordo y un rudimentario sistema de recuperación, con paracaídas confeccionado de forma casera. Con taba con aletas como forma de estabilización pasiva y una rampa de lanzamiento bastante rudimentaria. Tras algunos años de desarrollo, Betelgeuse consiguió alcanzar una altura máxima de 450 metros de altura, logrando realizar un total de 7 lanzamientos, 5 de ellos exitosos. Veamos cómo era Betelgeuse y varios de sus ensayos en banco y lanzamientos. Figura 1.4 Cohete Betelgeuse. 3 Figura 1.5 Ensayos en banco de motor cohete de acero inoxidable D40 (Betelgeuse). Figura 1.6 Lanzamientos exitosos de Betelgeuse. Sin embargo, tras todos los años de progreso y avance a las espaldas, se pusieron las miras en hacer a algo un poco más profesional, más grande, más imponente y más ambicioso que nunca. Es por ello por lo que se creó el proyecto "NAOS". Será de este proyecto del que se hable a lo largo de la memoria, contando toda la experiencia e información recabada en su transcurso, juntos con los procesos de fabricación y diseño, la preparación y ejecución de los ensayos en banco y lanzamientos, e infinidad de documentación útil para comprender el proyecto en su conjunto. Asimismo, se decidió tomar una identidad como asociación, llamándonos coheteros y diseñando un logo característico (ver figura 1.7). La asociación está compuesta por Jesús Sáez, mi padre y Álvaro Sáez, yo mismo. Pero el hecho de tener una identidad hizo que nos tomáramos el proyecto muy en serio. En este caso NAOS contaría con un motor cohete de acero inoxidable de diámetro 60 mm, con capacidad para casi 2 kg de propulsante sólido y una tobera adaptada. También dispondría de un Sistema Electrónico para el registro de datos en vuelo y el reastreo del cohete por telemetría, una cámara de a bordo con una resolución de 1080p a 60 fps y un elaborado Sistema de Liberación y Recuperación, con un paracaídas de 1,9 m de diámetro. A continuación se adjuntan algunas imágenes relativas a NAOS. De hecho, se puede comprobar como la inversión en medios de videograbación se vio altamente incrementada y ahora se dispone de unas imágenes mucho más profesionales. 4Capítulo 1. Introducción Figura 1.7 Logo de Coheteros. Figura 1.8 Ensayos en banco de motor cohete de acero inoxidable D60 (NAOS). Figura 1.9 Lanzamiento real de NAOS. 5 Figura 1.10 Simulación lanzamiento de NAOS. Figura 1.11 Fotograma de cámara de videograbación a bordo de NAOS. No obstante, en esta memoria, como ya se ha comentado, únicamente nos centraremos en el desarrollo de NAOS. Veamos brevemente qué temas se abordarán: • Misión: En el capítulo de misión se describirá el pretexto de la misión que se pretende que NAOS lleve a cabo. De hecho, será éste el punto de partida para el diseño conceptual del cohete. • Estudios Preliminares: Antes de entrar en el diseño y fabricación es importante comprender algunos aspectos teóricos básicos sobre los cohetes. Además se incluirán muchas de las fórmulas y ecuaciones utilizadas para el diseño, así como resultados de la literatura necesarios para la toma de futuras decisiones. En pocas palabras se hablará sobre las características 6Capítulo 1. Introducción químicas de los principales candidatos a propulsantes sólidos de NAOS, justificando la elección final. También se hablará de la inhibición de los granos de propulsante, características de las distintas secciones del grano, Teoría y Optimización de Toberas, Teoría de Paracaídas y Aerodinámica y Estabilidad de Cuerpos Esbeltos. • Diseño de NAOS: En el capítulo de diseño se aportará toda la información disponible relacionada con el diseño de NAOS. Desde un diseño conceptual a partir de la Dinámica Impulsiva, hasta el diseño de los diferentes sistemas a bordo (Sistema de Propulsión, Sistema Electrónico y Telemétrico, Sistema de Videograbación y el Sistema de Liberación y Recuperación), pasando por cálculos de resistencia de tornillos de la carcasa del motor cohete o el estudio de resistencia del fuselaje y el acoplamiento entre secciones. Y finalmente, se darán algunas pautas sobre el diseño de la rampa de lanzamiento, del banco de ensayos, la célula de carga y el equipo de adquisición de datos. • Fabricación y Ensamblaje de NAOS: Una vez llegados al capítulo de fabricación nos toparemos con todos los procesos de fabricación y ensamblaje llevados a cabo para la creación final de NAOS. Algunos de ellos muy útiles como el cocinado del los granos de propulsante sólido, la elaboración de los ignitores, programación y construcción de los equipos electrónicos, confección del paracaídas, fabricación de la rampa de lanzamiento y el banco de ensayos, etc. • Ensayos y Pruebas de NAOS: Quizás sea este el capítulo que más información pueda aportar al lector. En él se hace una selección de los ensayos en banco más relevantes de todos los llevados a cabo durante el transcurso del proyecto. Para cada uno se explican los antecedentes, la preparación, el desarrollo del ensayo, la inspección del motor cohete tras la prueba en banco y los resultados y conclusiones. De este modo se marca una especie de línea temporal en la que se puede comprobar cómo se fue aprendiendo poco a poco de los fallos de cada ensayo en banco. Asimismo, se incluyen todas las pruebas funcionales realizadas a los diferentes sistemas de NAOS previos a su lanzamiento, con el objetivo de evaluar su fiabilidad y optimizarlos para asegurar su correcto funcionamiento durante el vuelo. Y por último, pero no menos importante, se realiza una descripción detallada del famoso y esperado lanzamiento de NAOS. Incluyendo imágenes, información, características y gráficas extraídas de los equipos de electrónica embarcados, además de apartados similares a los ya incluidos en los ensayos en banco. • Conclusiones y Lecciones aprendidas: En este capítulo se hace una recapitulación de los aspectos más importantes del proyecto. Además, se comentan los aprendizajes clave, que han permitido el correcto desarrollo del proyecto. En definitiva se trata de un resumen de los principales aprendizajes extraídos durante los años que ha durado el proyecto. Sin duda un capítulo que se debe leer si quisieras realizar tu cohete propio. Todo lo anteriormente nombrado se encuentra respaldado por unos apéndices en los que se incluye información algo más tediosa o irrelevante, que puede ser consultada en caso de requerir más información de la que aparece en la memoria principal. Con todo esto, y tras realizar una pequeña introducción del proyecto, espero que se tenga en cuenta el trabajo que conlleva realizar algo de esta envergadura y que con ello se pueda despejar cualquier duda relativa al Diseño, Fabricación y Pruebas de Cohetes Experimentales de Propulsante Sólido. 2 Misión Antes de comenzar con los estudios preliminares y diseño conceptual del cohete, debe definirse con claridad cuál o cuáles son los objetivos que el cohete debe cumplir. A partir de ahí se podrán desarrollar unos requisitos base para ser capaces de diseñarlo apropiadamente. Además serán estos puntos los que definan la mayoría de los aspectos que se discutirán a lo largo de este proyecto. Por ello, es importante tener clara la misión para la que se ha diseñado el cohete, e intentar cumplir todos los puntos en la medida de lo posible. En este caso, los objetivos planteados fueron los siguientes: 1. Apogeo de 3000 metros: Esto quiere decir que el cohete debe estar diseñado alcanzar una altura máxima de 3 kilómetros. 2. Peso del cohete de 7 kg: Se trata de una estimación inicial del peso del cohete. Para ello se ha tenido en cuenta la experiencia recabada con modelos anteriores de cohetes. 3. Carga de pago indeterminada: En principio no se ha concebido la posibilidad de incluir una carga de pago como peso extra del cohete. 4. Posibilidad de recuperación del cohete: Esto implica la implementación de un sistema de recuperación, como por ejemplo un paracaídas, para ser capaces de realizar varios lanzamientos del mismo cohete. 5. Registro de magnitudes físicas durante el vuelo: Para que esto sea posible debe incluirse algún tipo de sistema electrónico que sea capaz de medir las magnitudes físicas de interés durante el vuelo (aceleración, altitud, actitud...) y almacenar los datos en una memoria extraible. 6. Rastreo de posición y telemetría: Debe implementarse un sistema electrónico capaz de posicionar en todo momento el cohete y enviar los paquetes de datos a tierra para posteriormente poder recuperarlo en el caso de que el aterrizaje ocurra muy apartado del lugar de lanzamiento o las condiciones de visibilidad no sean favorables. 7. Video grabación a bordo: Se desea disponer de un sistema de video grabación durante el vuelo. Por experiencia se ha comprobado que es de gran utilidad, ya que permite discernir entre los tiempor de lanzamiento, subida, apertura del paracaídas, descenso y aterrizaje. Sin embargo, aunque todos estos puntos deben cumplirse, en todo momento la seguridad debe estar en primer lugar. Por lo tanto, a lo largo del proyecto se irán describiendo aspectos en los cuales la seguridad ha jugado un papel crítico a la hora de la toma de decisiones. De este modo se evitaría cualquier peligro con respecto a los espectadores de las pruebas o lanzamiento del cohete y al entorno en el que se realizan. 7 3 Estudios preliminares En este capítulo se comentarán todos los aspectos relacionados con los estudios llevados a cabo previamente a la realización del diseño conceptual del cohete NAOS. Para ello, se ha recurrido a la literatura, en la mayoría de los casos la página web de Richard Nakka [1] 3.1 Estudios preliminares del motor cohete Para comenzar, se va a hablar a grandes rasgos de todos los aspectos importantes en relación a la teoría necesaria para comprender adecuadamente el funcionamiento de los motores cohete, su inhibición, las características de la pólvora y las diferentes áreas de quemado que se pueden utilizar. Una vez comprendida esta teoría se estará en disposición de diseñar un motor cohete propio. 3.1.1 Tipos de propulsante sólido KNO3-Sacarosa En primer lugar, se describirán las características de la pólvora compuesta por Nitrato Potásico ( KNO3 ) y Sacarosa ( C12H22O11 ), uno de los múltiples ejemplos de pólvora clásica basada en derivantes de azúcar ("Pólvora Candy"). La formulación química de la reacción de combustión es la que se muestra a continuación: C12 H22O11 +6,288KNO3−→3,796CO2+5,205CO +7,794H2O+3,065H2+3,143N2+2,998K2CO3+0,274KOH (3.1) Donde los componentes que aparecen son los siguientes: Componente Nombre Estado C12H22O11 Sacarosa (Reductor o Combustible) Sólido KNO3Nitrato Potásico (Oxidante) Sólido CO2Dióxido de Carbono Gaseoso CO Monóxido de Carbono Gaseoso H2OVapor de agua Gaseoso H2Hidrógeno Gaseoso N2Nitrógeno Gaseoso K2CO3Carbonato Potásico Líquido KOH Hidroxido de Potasio Gaseoso Tabla 3.1. Reactivos y productos de la reacción de oxidación 9 16 Capítulo 3. Estudios preliminares (9% de agua) donde hay que multiplicar la cantidad de Dextrosa por un factor de 1,1 (siendo el cociente entre los pesos moleculares de ambos tipos de Dextrosa 198,18/180,16), de modo que el ratio O/F sería 65/38,5 sabiendo que de ese 38,5% existe un 3,8% de H2O que se evaporará durante el cocinado. Por otro lado, el propulsante basado en Dextrosa guarda muchas similitudes con el basado en Sacarosa o Sorbitol. Las propiedades mecánicas de los tres son muy parecidas. Sin embargo, un punto a favor del KNO3 -Dextrosa es que no se han encontrado limitaciones encuanto a tamaño y forma del grano de pólvora. Además, la Dextrosa, sobre todo en su forma Monohidratada, presenta menor tendencia a absorber agua de la humedad del aire (higroscopicidad) que en el caso de los otros dos, Sorbitol y Sacarosa. En caso de necesitar más información sobre alguno de los anteriores tipos de propulsante, ver apéndice A.1. KNO3-Carbón-Azufre (Pólvora Negra) La pólvora negra se trata de un tipo particular de propulsante que tiene una velocidad de quemado mucho más rápida que las anteriores pólvoras presentadas. Esto le permite tener una rápida combustión y generar grandes gradientes de presión y temperatura en un espacio muy corto de tiempo. De forma general se usa como medio de ignición de la pólvora de la cámara de combustión. De este modo permite que se pueda iniciar el cohete de forma remota, únicamente suministrando voltaje (aunque con 5V es suficiente, se le puede suministrar algo más para mejorar la fiabilidad) a través de un filamento de Nicrom (Níquel-Cromo) enrollado en forma de espiral. Sin embargo, este proceso de fabricación se detallará en el capítulo 5.2.3. La composición de la pólvora negra es de 76% de KNO3 , 14% de Carbón en polvo (a poder ser de madera natural) y un 10% de Azufre. La función de este último es la de facilitar la sencilla ignición del resto de pólvora. De hecho, es muy extendida entre los fusiles de chispa por esa misma razón. No obstante, puede usarse este mismo tipo de pólvora pero sin añadir Azufre (ya que no es indisoensable), añadiendo las siguientes cantidades de los otros dos componentes: 80% de KNO3 y 20% de Carbón en polvo. El principal objetivo de la pólvora negra, como ya se ha comentado, es el de propiciar la ignición de los granos de propulsante sólido dentro del motor, y el consecuente arranque de la combustión. Para un arranque rápido y eficiente es imperativo tener una presión alta, por ello la carga de pólvora negra debe ser suficiente para generar esa presión inicial necesaria. Para tener una estimación teórica de esa presión puede recurrirse a la siguiente fórmula: P=λ·∆·ρ ρ−∆·G+Pa(3.4) PPresión en la cámara de combustión ρDensidad del material de carga (ignitor) ∆=C VDensidad de descarga CMasa original de la carga VVolumen libre de la cámara de combustión λ=R·T MFuerza efectiva (energía) RConstante universal de los gases ideales MPeso molecular efectivo de los productos de combustión 3.1 Estudios preliminares del motor cohete 17 TTemperatura de llama adiabática GFracción de la masa de carga original consumida PaPresión atmosférica En este caso, la masa efectiva se calcula a partir de M y T , y tiene el valor el valor de λ es 298906,83 m·N/kg. Este dato se obtiene a partir del impulso, que es conocido para este tipo de pólvora. Gracias a la fórmula 3.4 se puede estimar cuál es el aumento de presión en cámara en función de la cantidad de carga de pólvora negra que se suministre al ignitor. Para poner un ejemplo de la progresión de la curva Presión-Tiempo en la cámara de combustión, en la figura 3.9, se observan las 3 gráficas correspondientes a escoger 3, 7 o 15 gramos de Pólvora Negra respectivamente. Figura 3.9 Gráficas Presión vs Tiempo para distintas cargas de ignición [1]. Se comprueba por tanto que el caso mas deseable es aquel en el que la ignición es rápida y con un máximo al inicio, de modo que en el lanzamiento se asegura tanto la salida rápida del cohete de la plataforma de lanzamiento, así como la completa ignición de los granos de pólvora que se encargarán del posterior empuje continuo del cohete durante el tiempo que dure la combustión. 3.1.2 Tipos de aditivos para el propulsante sólido Cuando se prepara una receta en la cocina, cada ingrediente tiene una función particular, el azúcar endulza, la harina espesa, la sal potencia los sabores, las especias marcan aromas y sabores, etc. Y, como no podía ser de otra forma, en el proceso de fabricación del propulsante sólido también contamos con otras sustancias, elementos o aditivos que confieren unas características particulares al propulsante [ 2 ], como si de una receta de cocina se tratara. Veamos cuáles son los principales aditivos y cómo cambian las características del propulsante: • Metales: Permiten incrementar la temperatura y el calor de la combustión del propulsante. Por otro lado, al ser un metales, también aumentan la densidad del propulsante. Ejemplos: Aluminio, boro. 18 Capítulo 3. Estudios preliminares • Binder: Afectan a las propiedades mecánicas y químicas, y al envejecimiento de los propulsantes, sirviendo en muchas ocasiones de aglutinante. También permiten mejorar la densidad energética y, por tanto, las prestaciones del propulsante. A veces actúan como combustibles. Ejemplos: Resina Epoxi, Plibutadieno. • Modificadores o Catalizadores: Los catalizadores permiten variar la velocidad de una reacción química, es decir, lo rápido o lento que reaccionan los reactivos entre sí para transformarse en los productos finales. En este caso existen dos tipos: los catalizadores positivos que permiten acelerar la velocidad de la reacción química, y los negativos, que la ralentizan. Esto puede ser útil en el caso de que se desee acelerar o ralentizar la velocidad de quemado de un propulsante sólido. Ejemplos: Óxido de Hierro (catalizador positivo, acelera), Fluoruro de Litio (catalizador negativo, ralentiza), Azufre. • Plastificantes: Contribuyen a la energía térmica de la combustión. Además, mejoran las propiedades de procesado y conformado del propulsante. Ejemplos: Adipato de Dioctilo (DOA), Dietil ftalato (DEP). • Agentes de curado: Afectan a las propiedades físicas y de envejecimiento del propulsante. Al añadirse, causan la prepolimerización de la pólvora, es decir, tarda menos en curar. Ejemplo: Diisocianato de hexametileno (HDMI) • Opacificantes: Hacen más opaco el propulsante. Esto puede ser útil a la hora de prevenir o reducir el calor transferido por radiación a otras superficies de quemado, ya que sería mayormente absorbido por el propulsante. • Agentes enlazantes: Mejoran considerablemente la adhesión del propulsante a las paredes internas del motor cohete. Esto permite mantener inmóviles los granos de pólvora en el interior de la cámara de combustión. • Agentes insensibilizadores: Dotan al propulsante de resistencia ante igniciones accidentales, lo que permite asegurar que la carga de pólvora sólo se iniciará con el debido ignitor, evitando que agentes externos como chispas, fricciones o fuentes de calor den lugar a su arranque. • Oxidantes orgánicos: Se trata de componentes altamente energéticos y que pueden llegar a ser explosivos. Su función principal es aportar energía a la combustión, y por lo tanto hacerla más eficiente. Ejemplos: Nitroglicerina, Nitrocelulosa. 3.1.3 Tipos de secciones de quemado y combustión En general, los granos de propulsante presentan una forma cilíndrica. Esto permite que se maximice el volumen que ocupa la pólvora dentro de la cámara de combustión tubular del cohete. Sin embargo, no ocurre igual con la geometría de la sección trasversal del núcleo ("Core"). Como puede verse en la figura 3.10 existen multitud de secciones trasversales de quemado para los granos de propulsante. Cada una de ellas genera una curva Presión-Tiempo particular, que será la que defina las actuaciones propulsivas que realice posteriormente el cohete en vuelo. 3.1 Estudios preliminares del motor cohete 19 Figura 3.10 Secciones trasversales de quemado del alma [3]. En cohetería amateur es típico escoger una sección cilíndrica para el núcleo, debido a su facilidad de fabricación a la hora de introducir el propulsante fundido en el molde. No obstante, las curvas Presión-Tiempo más favorables a la hora de la combustión son las de tipo neutral (presión prácticamente constante a lo largo del tiempo). Para ello puede recurrirse tanto a la sección de estrella, como a la sección de barra y tubo. Ambas presentan muy buenos comportamientos a la hora de la combustión. Sin embargo, por razones de fabricación nuevamente, es más sencilla de implementar la forma de estrella. Si nos fijamos en la figura 3.11 podemos ver gráficamente cómo se va generando progresivamente la curva Presión-Tiempo en relación al área que va teniendo el núcleo del grano de pólvora a medida que transcurre la combustión. La forma de la curva, como se ha comentado, es neutral. El hecho de tener una presión prácticamente constante en el tiempo deriva en que la tobera puede operar de forma eficiente y puede ser optimizada para dicha presión. Mientras que en otras curvas, donde la presión no fuese constante, para que el comportamiento fuera similar se necesitaría una tobera de sección variable. Figura 3.11 Representación temporal de secciones de quemado para geometría de estrella del núcleo [1]. Cabe destacar que la progresión del quemado teóricamente va en dirección perpendicular al área del núcleo. A este área del núcleo se la denomina Área de Quemado y constituye un parámetro esencial para la determinación de las actuaciones del motor cohete. De este modo el flujo de gases de los productos de la combustión presenta un gasto másico que viene dado por la siguiente función: ˙mg=Ab·ρp·r(3.5) 20 Capítulo 3. Estudios preliminares Donde ˙mg es el gasto másico de los productos de la combustión, Ab el área de quemado, ρp la densidad del propulsante y rla velocidad de quemado. Por otro lado, estamos interesados en conocer cuánta masa de los gases productos de la combustión queda almacenada en la cámara de combustión. Esto viene dado por la siguiente ecuación: dMs dt =d dt (ρ0·v0) = ρ0 dv0 dt +v0 dρ0 dt (3.6) Del mismo modo que en la ecuación 3.5, sabemos que: ρ0 dv0 dt =ρ0·Ab·r(3.7) Por lo tanto, dMs dt =ρ0·Ab·r+v0 dρ0 dt (3.8) Concretando, ρ0 es la densidad instantánea del gas en la cámara, Ab es el área de quemado y v0 el volumen libre instantáneo en la cámara de combustión. Sin embargo, haciendo un balance de materia, existe una cantidad de masa de gases de combustión que se almacena en el motor cohete, pero otra fracción de dicha masa que sale por la tobera propulsando el cohete (ver ecuación 3.9). Se va a suponer que la tobera se encuentra bloqueada, es decir, con presión suficiente para que en la zona de la garganta la velocidad de los gases sea la del sonido (Mach 1). Para ello, debemos localizarnos en la zona de presión mantenida ("Steady-State") de la figura 3.12. ˙mg=dMs dt +˙mn(3.9) Figura 3.12 Caracterización de la curva Presión vs Tiempo genérica [1]. Si se tiene en cuenta el caso anterior correspondiente a la mayor parte de la curva Presión-Tiempo tenemos que el gasto másico a través de la tobera viene dado por la ecuación 3.10. 3.1 Estudios preliminares del motor cohete 21 ˙mn=P0A∗rγ R T02 γ+1γ+1 2(γ−1)(3.10) Donde ˙mn es el gasto másico a través de la tobera de salida, P0 es la presión en la cámara de combustión, A∗ es el área crítica o área de la garganta de la tobera, γ es el coeficiente de dilatación adiabática (una constante que depende del estado del gas), T0 es la temperatura en la cámara de combustión, R=R′/M donde R′ es la constante universal de los gases y M es el peso molecular efectivo. Con las ecuaciones 3.5, 3.8 y 3.10 sustituidas en el balance de materia de la ecuación 3.9, queda: ρp·Ab·r=ρ0·Ab·r+v0 dρ0 dt +P0A∗rγ R T02 γ+1γ+1 2(γ−1)(3.11) Por otro lado, contamos con una de las ecuaciones más importantes del mundo de la cohetería, la Ley de Saint Robert, que es la que relaciona la velocidad de quemado de la pólvora con la presión que haya en la cámara de combustión. La ecuación se detalla a continuación: r=a·Pn 0(3.12) En ella, r es la velocidad de quemado del propulsante, P0 la presión en cámara, a es el coeficiente de la velocidad de quemado y n el exponente de presión. Estas dos últimas son constantes que dependen de las características del propulsante y se calculan con una maquinaria muy concreta en laboratorios. Si también se tiene en cuenta la ley de los gases ideales expresada del siguiente modo: dρ0 dt =1 R T0 dP0 dt (3.13) Se pueden sustituir las ecuaciones 3.12 y 3.13 en 3.11 quedando la siguiente: v0 R T0 dP0 dt =Ab·a·Pn 0·(ρp−ρ0)−P0A∗rγ R T02 γ+1γ+1 2(γ−1)(3.14) Una vez se ha llegado a la ecuación 3.14 que se trata de la más general de todas, se debe particularizar para cada uno de los regímenes representados en la figura 3.12: • Régimen transitorio de arranque (Start-up): Se caracteriza por el rápido crecimiento de la presión y por tanto de la velocidad de quemado. De este modo la ecuación 3.14 queda idéntica: 22 Capítulo 3. Estudios preliminares v0 R T0 dP0 dt =Ab·a·Pn 0·(ρp−ρ0)−P0A∗rγ R T02 γ+1γ+1 2(γ−1)(3.15) • Régimen constante de combustión (Steady-State): Se trata del régimen que predomina durante la combustión del motor cohete y donde se encuentra casi la totalidad de la presión generada durante la combustión. Es, sin lugar a dudas, el régimen más importante de todos. Teniendo en cuenta que , la expresión de la presión en cámara se particulariza de la siguiente manera: P0=    Ab A∗ a·ρp rγ R T02 γ+1γ+1 γ−1     1 1−n (3.16) P0=Kn·ρp·r·c∗(3.17) Los valores de r pueden obtenerse del apéndice A.1. También se conocen las siguientes expresiones: c∗=v u u u t R T0 γ2 γ+1γ+1 γ−1 (3.18) Kn=Ab A∗(3.19) • Régimen transitorio de apagado (Tail-off): Se caracteriza por ser la fase de la combustión en la que los restos remanentes de pólvora del motor cohete se consumen hasta que toda el propulsante haya desaparecido. Es por eso que durante esta etapa el área de quemado disminuye enormemente, mientras que el volumen disponible en la cámara de combustión es grande. Es por ello que se puede considerar que el área de quemado es prácticamente nula pues, idealmente, este régimen ocurre justo después de haberse consumido el propulsante. Por lo tanto, puede asumirse que Ab=0, que particularizando en la ecuación 3.14 queda: v0 R T0 dP0 dt =−P0A∗ c∗(3.20) Al resolver esta ecuación diferencial queda: P0=Pb0·e−R T0A∗ v0c∗·t(3.21) 3.1 Estudios preliminares del motor cohete 23 Donde Pb0 es la presión en cámara justo después de haberse consumido toda la pólvora y t el tiempo transcurrido desde ese mismo instante. Con esto queda totalmente caracterizada la zona de apagado del motor cohete. 3.1.4 Tipos de inhibición La inhibición en cohetería se refiere a los distintos materiales usados para recubrir los granos de propulsante y así lograr un control del área de quemado. De hecho, la inhibición tiene como principal objetivo evitar la ignición de determinadas zonas del grano de propulsante, en particular las zonas exteriores de éste que están en contacto con las paredes internas del motor cohete, tal y como se muestra en la figura 3.13. Por otro lado, se encarga también de, en cierto modo, aislar térmicamente la combustión de los granos de la carcasa del motor cohete. Esto se traduce en una pequeña mejora de la eficiencia de la combustión al minimizar las pérdidas de calor a través de las paredes del motor. Figura 3.13 Esquema del motor cohete y su inhibición [4]. Además, si nos fijamos en la ecuación 3.17 o en la 3.15, ambas dependen del área de quemado Ab , lo que significa que están directamente relacionados el área total quemada con la cantidad de propulsante consumido, así como con la presión que hay en cámara. Es por ello que un aumento del área de quemado, provocado por un fallo en la inhibición, puede llevar el motor cohete a operar fuera de los rangos de diseño, generando una sobrepresión y provocando un fallo catastrófico. La inhibición, al igual que el cocinado de pólvora, se trata de un arte, más que de una ciencia. El principal objetivo no es el de encontrar cuál es el inhibidor que mejores características tiene o el más efectivo, sino más bien ser capaz de realizar una buena integración de este en el grano de propulsante. La clave de un buen resultado es tener un inhibidor bien diseñado y correctamente integrado, que conceda los suficientes parámetros de seguridad, aprovechando al máximo el preciado espacio de la cámara de combustión del que dispone. De este modo, las características que debe tener un buen inhibidor son las siguientes: •Baja conductividad térmica. •Resistencia a la degradación por calor. •Resistencia al desprendimiento por flujo de gas. •Buenas características de adaptación y pegado al grano de pólvora. •Bajo coste. •Disponibilidad en el mercado. Algunos ejemplos de inhibidores que cumplen con estas características son los siguientes: cartulina, resina epoxi, resina poliéster, poliuretano, etc. 24 Capítulo 3. Estudios preliminares En la web de Richard Nakka [ 1 ] se han realizado sucesivos experimentos y ensayos con distintos materiales para determinar su efectividad como inhibidores de los granos de pólvora. El experimento consiste en usar una muestra de pólvora KNO3 -Dextrosa, recubrirla de uno de los materiales mostrados en la tabla 3.3 y posteriormente incidirle verticalmente sobre la zona del inhibidor con una llama. De este modo, se mide el tiempo que tarda el grano de pólvora en arrancar y así se puede calificar la eficiencia de cada inhibidor, siendo más eficientes los que producen que el grano de propulsante tarde más tiempo en encender. Muestra Material de inhibición Espesor (cm) Tiempo hasta ignición (s) 1 Ninguno 0 1,3 2 Cartón pintado pegado con pegamento 0,069 9 3 Tela impregnada de Silicato de Sodio 0,102 4,5 4 Tela impregnada de Silicato de Sodio 0,127 12,8 5 Tela impregnada de Neopreno 0,028 3,7 6 Tela impregnada de Neopreno 0,033 5,7 7 Cartón liso pegado con pegamento 0,066 12,2 8 Lámina de PVC 0,099 24,8 9 Tela impregnada de Epoxi 0,030 8,9 10 Tela impregnada de Poliéster 0,033 10 11 Cartulina pegada con pegamento 0,030 7,1 Tabla 3.3. Muestras para experimento de materiales de inhibición Una vez hecha la prueba para cada uno de los materiales anteriores se obtiene la siguiente gráfica (figura 3.14), la cual está normalizada como si todos los inhibidores tuvieran el mismo espesor. Figura 3.14 Gráfica del tiempo hasta combustión usando distintos materiales para la inhibición [ 1 ]. Las conclusiones que se extraen de este ensayo es que, sin lugar a dudas el mejor material para la inhibición es el PVC, que además es barato y sencillo de encontrar. Sin embargo, tiene el problema de que es difícil de adherirlo a determinados tipos de pólvora. Mientras que el algodón impregnado de Neopreno o Silicato de Sodio no presentan un comportamiento demasiado bueno, para el caso de la cartulina los resultados son bastante impactantes ya que es un material muy barato, muy sencillo de encontrar y con unas prestaciones excepcionales como inhibición. Además, cuenta con la ventaja de que es muy manejable y fácil de enrollar alrededor del grano de pólvora y adaptarse fácilmente a este. 3.1 Estudios preliminares del motor cohete 25 3.1.5 Teoría de toberas Una tobera es un elemento ubicado en uno de los extremos del motor cohete, con una apertura central y una forma adecuada para dirigir los gases de salida. Su función principal es transformar la energía potencial del fluido (que se encuentra en forma de presión y temperatura) en energía cinética de los gases a la salida. De hecho, constituye uno de los elementos principales del motor cohete y una de las partes que requiere un diseño más óptimo. Y aunque existen toberas convergentes, convergentes-divergentes, divergentes... En está sección sólo se tendrá en cuenta el tipo Convergente-Divergente (figura 3.15). Sin embargo, antes de comenzar con la teoría de toberas es importante comprender cómo es el movimiento de los fluidos. Para ello, simplemente hay que imaginar un conducto donde en uno de los extremos la presión es mayor que en el extremo opuesto. Naturalmente, el fluido en el interior del conducto tenderá a desplazarse desde la zona de mayor presión a la de menor presión. Esto mismo es lo que ocurre en un motor cohete, donde la cámara de combustión alberga presiones muy altas, mientras que en el exterior las presiones ambiente serán siempre más bajas. De este modo, los gases procedentes de los productos de la combustión del propulsante emprenderán un camino desde el interior de la cámara de combustión hacia el exterior, propulsando el cohete hacia el sentido opuesto de la dirección de salida de gases. Una vez expuesto el trasfondo del comportamiento básico de los gases, cabe destacar algunos parámetros o expresiones que se usarán durante esta sección, así como la figura 3.15 que representa un esquema de la tobera: Área en función de la sección de tobera A(s) Área de garganta (o crítica) Ag=A∗ Área de salida As Relación de Áreas A(s) A∗ Número de Mach M(s) Número de Mach Subsónico a la salida Ms1 Número de Mach Supersónico a la salida Ms2 Onda de Choque Normal O.C.N. Onda de Choque Oblicua O.C.O. Presión en cámara P0 Presión exterior Pext Rel. de Presiones π=Pext P0 Rel. de Presiones para O.C.N. en garganta πs1 Rel. de Presiones para O.C.N. a la salida πch Rel. de Presiones para Tobera Adaptada πs2 Figura 3.15 Esquema de la tobera Convergente-Divergente. 32 Capítulo 3. Estudios preliminares Figura 3.27 Esquema de tobera con Ondas de Expansión. Figura 3.28 Esquema de tobera Sobre-Expansionada (comportamiento teórico). Figura 3.29 Tobera de NAOS Sobre-Expansionada (comportamiento real). 3.2 Estudios preliminares del sistema de liberación y recuperación 3.2.1 Planteamiento general Uno de los sistemas más importantes del cohete es el sistema de liberación y recuperación. Su propósito principal es permitir que el cohete sea reutilizable tras el lanzamiento. Consiste en un paracaídas (elemento recuperador) y un muelle con una carga ignitora (elementos liberadores). Por todo ello, es importante conocer la teoría relativa al paracaídas y las características más importantes del mismo. 3.2 Estudios preliminares del sistema de liberación y recuperación 33 Si se establece un equilibrio entre el peso del cohete en vacío ( W0 ) y la resistencia aerodinámica (Drag, D), se obtiene la siguiente ecuación: W0=D=1 2·ρ·V2 d·S·CD(3.26) Si ahora se despeja la velocidad de descenso ( Ve ) la nueva ecuación queda escrita de la siguiente forma: Vd=s2·W0 ρ·S·CD (3.27) Donde W0 es el peso en vacío del cohete, ρ la densidad del aire, S la superficie frontal del paracaídas, CD el coeficiente de resistencia aerodinámica. Este último se trata del factor más importante de todos, ya que es dependiente a su vez de muchos otros parámetros difíciles de predecir. Sin embargo, podemos decir que el coeficiente de resistencia aerodinámica (CD) es dependiente de: •El área de la superficie en la que el Cdestá basado. •Características de planeo •Flujo de aire alrededor de la campana del paracaídas •Forma de la campana •La permeabilidad de la tela •La longitud de las cuerdas del paracaídas ("paracords"). •Velocidad de descenso Para calcular dicho valor de Cd , generalmente se suele testear en, por ejemplo, un túnel de viento, midiendo la fuerza de resistencia aerodinámica para una velocidad determinada. De hecho, en las figuras 3.30 y 3.31 se muestra una comparativa del comportamiento ante un flujo de corriente un perfil aerodinámico y la campana de un paracaídas, ambos con la misma altura ( D ) de sección perpendicular al flujo de aire. Figura 3.30 Perfil aerodinámico inmerso en un campo fluido. Figura 3.31 Campana de paracaídas inmerso en un campo fluido. Mientras que en la figura 3.30 los valores del perfil aerodinámico con ángulo de ataque nulo que actúa como un cuerpo fuselado suelen rondar valores del CD en torno al 0,05 y 0,1, en el caso de la figura 3.31 la campana del paracaídas actúa como un cuerpo romo, lo que significa que el flujo de 34 Capítulo 3. Estudios preliminares aire se desprende al rebordear el cuerpo originando tras de sí una zona de bajas presiones y aire turbulento que deriva en una resistencia aerodinámica notable. De este modo los valores de CD suelen estar entre 1,3 y 1,4. En función de la forma que tenga el paracaídas el coeficiente de rozamiento varía considerablemente. Es por ello que en el apéndice B.1 aparecen unas tablas muy sencillas de consultar donde se aprecian algunas características básicas en relación a la geometría del paracaídas. Estas tablas están extraídas del libro "Parachute Recovery Systems Design Manual (T.W.Knacke)" [6]. 3.2.2 Tiempo de apertura del paracaídas Para calcular el tiempo hasta la apertura del paracaídas desde el momento de su liberación es pertinente fijarse en la longitud desde los extremos de la campana del paracaídas donde se une con las cuerdas hasta la zona donde dichas cuerdas convergen y se unen entre sí, tal y como se muestra en la figura 3.32 se denota por la distancia sf. Figura 3.32 Esquema Paracaídas desplegado. De este modo el tiempo desde que se lanza hasta que se despliega completamente el paracaídas (representado en la figura 3.33) viene denotado por: tf=n·D V=sf V(3.28) Donde, sf=n·D(3.29) El parámetro nse denomina "Constante de llenado" y representa la distancia de llenado en relación a las características y geometría del paracaídas. Sin embargo, para un paracaídas sencillo tipo semiesférico es suficiente con usar las ecuaciones anteriormente nombradas, de donde n se puede obtener fácilmente conociendo sf , extraída a su vez por trigonometría a partir del valor de Lcuerda (ver la ecuación 3.34). Por otro lado, Des el diámetro nominal del paracaídas desplegado. 3.2.3 Fuerza en la apertura del paracaídas Es de vital importancia conocer las fuerzas que debe soportar el cohete en el momento de la apertura del paracaídas para poder mantener y asegurar su integridad. La fuerza que se ejerce viene dada por: FX=1 2·V2(CD·S)paraca ·CX·X1(3.30) Donde V la velocidad del cohete en el momento inmediatamente posterior a la apertura, (CD·S)paraca es el área de resistencia aerodinámica del paracaídas completamente desplegado, CX es el coeficiente 3.2 Estudios preliminares del sistema de liberación y recuperación 35 de fuerza de apertura (que se puede consultar en las tablas del apéndice B.1, X1 (adimensional) es el factor de reducción de la fuerza de apertura. Para comprender la función del parámetro X1 hay que definir el concepto de masa infinita. En el caso de un paracaídas sencillo, se puede considerar que la campana se abre instantáneamente, sin que exista una disminución de la velocidad a medida que se va inflando. Este concepto equivale a colgar una "masa infinita" del paracaídas y suponer que se encuentra completamente abierto en ese momento. En este caso particular de masa infinita el valor de X1 adquiere el valor unidad ( X1=1 ). En caso contrario, se tendría un modelo de masa finita, con valores inferiores a 1 y donde se tendría un valor con límite inferior de 0,02, para el caso de paracaídas utilizados en los tramos finales del descenso donde la carga sobre la campana es muy baja. Figura 3.33 Gráfica Fuerza vs Tiempo de despliegue del paracaídas (comportamiento para el modelo de "masa infinita") [6]. En la figura 3.33 diferenciamos 3 fuerzas importantes: •Fs:Se trata de la fuerza ejercida por el paracaídas plegado en el momento de ser eyectado. •FX :Como ya se ha visto, corresponde a la fuerza justo en el momento del despliegue completo del paracaídas. Se aprecia que es la máxima fuerza ejercida durante la fase de apertura del paracaídas, lo que la convierte en la más importante a la hora de asegurar la integridad del cohete completo. •Fc :Representa la fuerza constante ejercida por el paracaídas durante la etapa de descenso controlado. Se observa que es prácticamente constante. 3.2.4 Tipo de descenso del paracaídas Por otro lado, es importante destacar que en función del tipo de descenso que realice el paracaídas se usarán distintas fórmulas para predecir su comportamiento de forma teórica. Veamos las diferentes actuaciones que puede desarrollar: 1. DESCENSO CONTINUO (Steady Descent): En este estado el paracaídas desciende de forma constante e ininterrumpida verticalmente, sin vientos laterales ni perturbaciones u oscilaciones. Es el modelo más sencillo y básico de descenso y se rige por las siguientes ecuaciones: Vd=s2·W0 ρ0·S·Cd·1 pρ/ρ0 =VD0 pρ/ρ0 (3.31) 36 Capítulo 3. Estudios preliminares 2. DESCENSO EN PLANEO (Gliding Descent): Cuando el paracaídas efectúa un planeo es porque existe una componente de viento lateral que lo hace descender con una resultante oblicua (con ángulo de descenso φ ) de la velocidad de descenso. Esto se puede ver como que tiene dos componentes: VH componente horizontal y VV componente vertical. Sabiendo además que la resultante (R) de las fuerzas de sustentación y resistencia aerodinámica deben estar en equilibrio con el peso del cohete en vacío (W0) nos quedará que: R=pL2+D2=1 2·CR·ρ·S·V2 d=W0(3.32) Vd=v u u t 2·W0 ρ·S 1 qC2 L+C2 D =s2·W0 ρ·S·CR→VH=Vd·cos(φ) VV=Vd·sen(φ)(3.33) Este modo de descenso suele predominar para velocidades de descenso lentas. 3. DESCENSO OSCILATORIO (Oscilating Descent): Se trata de un descenso marcado por el carácter oscilatorio del sistema cuerpo-paracaídas. De modo que mientras desciende se producen oscilaciones de la masa colgante del paracaídas. El ángulo máximo de dichas oscilaciones puede caracterizarse por los datos reflejados en las tablas del apéndice B.1, más precisamente en la última columna. Cabe destacar que para que un paracaídas sea estable es necesario que en la curva CMvs α , donde CM es el coeficiente de momentos y α el ángulo de ataque, como se muestra en la figura 3.34, el valor de la pendiente dCM dαsea negativo. Figura 3.34 Paracaídas descendiendo con ángulo de ataque respecto a la corriente incidente [6]. En la figura anterior, puede comprobarse que D corresponde a la resistencia aerodinámica, L es la sustentación, T es una componente de la resultante R en la dirección del eje de simetría del sistema, mientras que N va en la dirección normal a éste. Se aprecia que en el caso de que α=0se cumple que L=NyD=T. El descenso oscilatorio suele predominar para velocidades de descenso intermendias o moderadas. 3.3 Estudios preliminares de aerodinámica y estabilidad 37 Si se quiere obtener más información sobre estabilidad de paracaídas consultar la bibliografía [ 6 ] o Stability and Drag of Parachutes With Varying Effective Porosities, by H. G. Heinrich and E. L. Haak. USAF. (USAF Report ADS-TDR-62-100) Existe, sin embargo, la tabla 3.5 donde se pueden ver las principales influencias que tiene el hecho de estar en cualquiera de los 3 casos de descenso anteriormente nombrados. Velocidad de descenso Modo de descenso CD 7m/sDescenso continuo 1,26 6,1 m/sDescenso en planeo 2,40 4,9 m/sDescenso oscilatorio 1,60 Tabla 3.5. Características generales según el modo de descenso Por último, en lo relativo a la longitud de las cuerdas del paracaídas, se recomienda que sigan la siguiente proporcionalidad: Lcuerda =1,125 ·D(3.34) Donde D es el diámetro del paracaídas. Realmente, el ratio Lcuerda D puede ser el que se desee, teniendo en cuenta que cuanto mayor sea más se podrá inflar la campana del paracaídas y mayor resistencia aerodinámica ejercerá. También es cierto, que dicho incremento de resistencia aerodinámica se nota más para valores crecientes comprendidos entre 0,5<Lcuerda D<1 , y es menos apreciable para valores de Lcuerda D>1. Es por ello que Lcuerda D=1,125 se trata de un valor bastante adecuado. 3.3 Estudios preliminares de aerodinámica y estabilidad Tanto la aerodinámica como la estabilidad del cohete son esenciales para el correcto desarrollo de sus actuaciones. Antes de comenzar con la teoría orientada a diseñar un cohete estable y aerodinámico es pertinente definir algunos conceptos: • Aletas: Se trata de los elementos anexionados al cohete en su zona inferior y que le permiten permanecer estable durante todo el tiempo de vuelo. Las aletas constituyen un elemento muy sencillo de control de la estabilidad del cohete, de modo que en función de su área y posición respecto del fuselaje lograremos tener una mayor o menos estabilidad. • Centro de Gravedad (CG): Se trata del punto del cohete donde se puede concentrar de manera ficticia toda la masa del cohete. De este modo, si el cohete se posara sobre la punta de un lápiz justo en ese punto, el cohete permanecería completamente equilibrado. Es importante conocer que el cohete pivotará respecto a ese punto. • Centro de Presiones (CP): Se trata del punto sobre el cual se puede aplicar la resultante de todas las fuerzas aerodinámicas ejercidas sobre el cohete, de forma que dicha resultante en el Centro de Presiones tenga el mismo efecto que el que tendrían todas las fuerzas aerodinámicas por separado sobre la aeronave. Sin embargo, el CP tiene la peculiaridad de que varía con el ángulo de ataque de la aeronave (α) y con Número de Mach. Una vez definidos estos conceptos, puede surgir la pregunta de a qué distancia situar el Centro de Gravedad del Centro de Presiones y cuál de ellos debe estar por encima del otro. Pues bien, en primer lugar hay que saber que el Centro de Gravedad debe estar por encima del Centro de Presiones 38 Capítulo 3. Estudios preliminares Figura 3.35 Situación estable: El CG está situado por encima del CP. para que el cohete sea estable. De hecho en las siguientes figuras puede verse gráficamente lo que ocurriría tanto si el CP está por encima del CG, como el caso contrario. En la figura 3.35 se aprecia como ante una perturbación lateral, inicialmente el cohete se inclinaría. Sin embargo, la resultante de las fuerzas de sustentación sobre el Centro de Presiones es tal que el momento que ejerce sobre el Centro de Gravedad hace que el cohete vuelva a la situación de equilibrio. Esto se denomina momento recuperador. No obstante, no ocurre igual en el caso representado en la figura 3.36 donde se comprueba que la resultante de las fuerzas de sustentación generaría un momento en sentido contrario, desestabilizando el cohete aún más. Esto se denomina momento desestabilizador. Figura 3.36 Situación inestable: El CG está situado por debajo del CP. Por otro lado, si nos centramos en la distancia a la que tienen que estar separados el CP y el CG surgen 3 casos diferentes: NOTA: Un "calibre" equivale a 1 diámetro del fuselaje del cohete. 1. CG y CP separados menos de 1 calibre: En este caso los Centros de Presiones y Gravedad estarían considerablemente pegados y no puede asegurarse la estabilidad del cohete, por lo tanto podemos decir que el cohete sería muy poco estable. 3.3 Estudios preliminares de aerodinámica y estabilidad 39 2. CG y CP separados más de 1 calibre y menos de 2,5 calibres: Este es el caso más favorable de todos, pues se asegura la estabilidad del cohete en todo momento. 3. CG y CP separados más de 2,5 calibres: En esta situación se puede decir que el cohete se vuelve excesivamente estable, tanto, que en el caso de recibir una corriente de aire lateral, la aeronave se desviaría de su trayectoria vertical y apuntaría hacia la zona desde donde le sople el viento. Este comportamiento se denomina "Weathercocking". Ya por último, es interesante ver qué efecto tiene el posicionamiento de las aletas y su área sobre la localización del centro de presiones en el cohete. En primer lugar, a medida que se bajan las aletas a lo largo del cohete también lo hace el Centro de Presiones (ver posicionamiento de aletas en figuras 3.35 y 3.36). En lo relativo al área de las aletas, se cumple que cuanta más área posean las aletas más bajará el Centro de Presiones. Además la geometría de las aletas puede ser la que que se desee, manteniendo siempre unos estándares (Delta recortado, Trapezoidal, Barrido afilado, etc.). Dichas geometrías se muestran en la siguiente figura. Figura 3.37 Geometría típica de aletas de cohetes. 4 Diseño de NAOS Para comprender el diseño que tiene esta aeronave es necesario tener clara la misión que debe efectuar (ver Capítulo 2). En primer lugar, es preciso escoger un nombre para el cohete. Para este caso se ha seguido el mismo criterio que para anteriores cohetes fabricados. Consiste en conocer la altura que se quiere alcanzar con el cohete en base a la misión (3000 metros de altura en este caso) y localizar un astro o estrella en el espacio profundo que se encuentre en orden de magnitud, a esa distancia en años luz de la Tierra. Es decir, en este caso se tratará de buscar un objeto astronómico que se encuentre aproximadamente a 3000 años luz de la Tierra en orden de magnitud. Por lo tanto, se ha escogido el nombre de NAOS, que es el nombre que recibe la estrella de tipo Supergigante Azul, con 14 veces el radio solar y una antigüedad de 3,202 millones de años, localizada en la constelación de Puppis, a 1076 años luz de la Tierra. En definitiva, a partir de ahora, cuando se mencione el nombre de NAOS, se tendrá más en cuenta su sentido. Por último, hay que tener en cuenta que el diseño será el punto de partida para poder comprender apropiadamente el resto de capítulos. Pues es como todo, si no se conoce la estructura o el esquema completo de un sistema, no se puede construir ni mucho menos ensayar con él. Además, es muy útil conocer los diferentes aspectos de NAOS, pues luego nos permitirá comprender mejor el origen de algunos de los fallos que aparecen en el capítulo de Ensayos y pruebas de NAOS. 4.1 Introducción En este capítulo se van a estudiar a fondo todos los estudios previos, cálculos y diseños aplicados a NAOS. Al tratarse de la aeronave más compleja construida hasta el momento, es lógico pensar que estará dotada de numerosos componentes y sistemas que aseguren su correcto funcionamiento, así como el cumplimiento de la misión que se planteo inicialmente. En resumen, NAOS esta compuesto en primer lugar por un motor cohete de 60 mm de diámetro y capacidad para albergar casi 2 kg de propulsante sólido (KNDX-Nitrato Potásico + Dextrosa), que podríamos decir que es su alma, ya que sin él no sería capaz de ser propulsado hasta el apogeo deseado. También cuenta con eficientes elementos aerodinámicos y de estabilización pasiva, como son las aletas, el anillo de aletas y la ojiva. Asimismo, se le han incluido varios sistemas alternativos como el Sistema de Liberación y Recuperación, el Sistema Electrónico y Telemétrico o el Sistema de Videograbación a bordo. Todos ellos en conjunto deben permitir el correcto vuelo de NAOS, así como el posterior aporte de datos de vuelo para ser analizados y poder extraer conclusiones. Para establecer una visión general se adjunta una imagen del esqueleto de NAOS con sus diferentes sistemas. 41 48 Capítulo 4. Diseño de NAOS dando valores entre 0 (sin combustión erosiva) y 1 (predomina la combustión erosiva). Ya sólo queda hacer click en "Click para Resolver (Paso 2)" y seguidamente en "Click para Resolver (Paso 3)". Las ecuaciones utilizadas en los pasos 2 y 3 no son más que la famosa Ley de Saint Robert (ver ecuación 3.12) y su forma en la que aparece la presión en cámara ( Pc ) despejada (ver ecuación 3.17). Figura 4.5 Captura de pantalla del programa "SRM-CASTELLANO.xls", pestaña "Presiones". Como se comprueba, la presión obtenida es Pmax =57,9atm , aproximadamente 60 atmósferas, que era uno de los objetivos del diseño. Esto se ha logrado tras varias iteraciones, dándole valores a " Kn0 " (pestaña de "Datos y Kn") y realizando el proceso de cálculo de presión máxima seguidamente, hasta alcanzar la deseada. Esto, como ya se ha comentado, nos devolverá un valor del diámetro de la garganta de la tobera. Además, habría que comprobar en la pestaña de "Performance" (4.6) que el valor del Impulso Total es el que necesitamos en base al estudio preliminar que se ha hecho (ver ecuaciones 4.8) Por último, llegaríamos a la pestaña de "Performance", donde tendremos que hacer click en "Click para Resolver (Paso 4)", y se nos generará una lista de las características esenciales del motor cohete, como el empuje máximo, el impulso total o el impulso específico. Si nos fijamos en la tabla C.5 del apéndice C.3, podemos calcular la clase y clasificación del motor. Para ello, deberemos obtener la letra correspondiente al impulso total ( It=1867 ) y acompañarla del valor del empuje medio en Newtons. Es decir, este motor cohete es de clase "K" y clasificación K-1171. Figura 4.6 Captura de pantalla del programa "SRM-CASTELLANO.xls", pestaña "Performance". 4.2 Diseño del motor cohete 49 Cálculo de resistencia estructural Una vez conocidas las características del motor cohete es momento de realizar los cálculos pertinentes de resistencia estructural de la cámara de combustión. Para ello, se seguirán los siguientes criterios de diseño: • Preferiblemente, la rotura debe producirse en los tornillos antes que en cualquier otra pieza del cohete. De este modo, en caso de sobrepresión podrían recuperarse convenientemente las piezas que componen el motor cohete, sólo a falta de sustituir nuevos tornillos. • Deben romperse antes los tornillos de la tobera que los del cierre posterior. En caso contrario, el cierre posterior saldría despedido por las altas presiones y dañaría la sección de la electrónica. Sin embargo, si se rompiera antes la tobera, únicamente saldría esta sección despedida, sin dañar estructuralmente la integridad del cohete. Es necesario comprender el concepto de calidad de los tornillos para entender cómo se ha diseñado estructuralmente el motor cohete. Si nos fijamos en la figura 4.7 comprobaremos que en los tornillos aparecen números serigrafiados en la cabeza que directamente te dan las características de resistencia del tornillo. Por ejemplo, un tornillo de calidad 8.8 tendrá las siguientes características [8]: •Resistencia a rotura (ftu) = 100 ·8=800 MPa •Limite de f luencia =800 ·0,8=640 MPa Figura 4.7 Calidad de los tornillos [8]. Sin embargo, existen otros esfuerzos a los que también se encuentra sometido el conjunto del motor cohete y que merecen ser estudiados. Estos son: • Resistencia a tracción de los tornillos: Se calcula en base a la calidad del tornillo, tal y como se ha indicado anteriormente. • Resistencia a cortadura de los tornillos: Se trata de la resistencia que ofrecen los tornillos ante esfuerzos cortantes o de cizalladura. La resistencia a cortadura se calcula del siguiente modo [8]: Resistencia a Cortadura =0,8·Resistencia a Traccion (4.10) • Resistencia a desgarro de la carcasa: Se trata de la resistencia de la carcasa ante el aplastamiento por parte de los tornillos, lo que podría producir un desgarro del agujero del tornillo. Se calcula en base a las siguiente ecuaciones [9]: 50 Capítulo 4. Diseño de NAOS Fdesgarro =2,5·α·fu·d·t γMb (4.11) Con fu el límite de rotura ( N/mm ), d el diámetro el tornillo, t el espesor y γMb el factor de seguridad (se ha usado 1,25). Y donde αcorresponde al menor valor de los siguientes:          α=e1 3·d0 α=p1 3·d0−1 4 α=fub fu α=1 (4.12) Con e1 siendo la distancia libre desde el agujero hasta el extremo de la carcasa, p1 la distancia entre agujeros, d0 el diámetro del agujero del tornillo y fub el valor nominal de la tensión de rotura. • Resistencia circunferencial o anular de la carcasa: Corresponde a la resistencia en la dirección radial de la carcasa del motor, o lo que es lo mismo, la tracción en la dirección perimetral [10]. Pcamara =fu·t D/2(4.13) Con Del diámetro interior de la cámara. • Resistencia axial o a tracción de la carcasa: Hace referencia a la resistencia en la dirección axial de la carcasa del motor, es decir, en la dirección longitudinal [10]. Pcamara =2·fu·t D/2(4.14) Tras analizar todos los casos de esfuerzos que más pueden llegar a comprometer la estructura del motor cohete, se pasa a hacer unas tablas con dichas fórmulas en Excel, las cuales se muestran a continuación. Figura 4.8 Estudio de Resistencia del Cierre Posterior (Ver 4.3). 4.2 Diseño del motor cohete 51 Figura 4.9 Estudio de Resistencia de la Carcasa . Figura 4.10 Estudio de Resistencia de la Tobera (Ver 4.3). Figura 4.11 Estudio de termoelasticidad para temperaturas de combustión previstas para AISI 304 y PVC. Llama la atención que en la tobera (figura 4.10) hay dos tornillos menos que en el cierre posterior (figura 4.8). La razón de esto es la necesidad de que en caso de CATO (explosión indeseada del motor cohete) sea la tobera la que ceda en primer lugar ante la sobrepresión, como ya se ha indicado con anterioridad. Es por ello por lo que vemos que los tornillos ubicados en la zona de la tobera son los que menos presión aguantan hasta su rotura. Sin embargo, se comprueba que la carcasa de la cámara (figura 4.9) es la que limita la presión de cámara, ya que si se superara, se deformaría plásticamente el tubo, sin posibilidad de recuperar su estado original. Además, se puede identificar que, para los resultados obtenidos en las tablas, el espesor de pared del tubo de acero inoxidable 304 de la carcasa es 1,5mm (ver apéndice C.2, figura C.3). Por último, con el objetivo de reducir el efecto de deformación térmica (figura 4.11) se decide recubrir el motor cohete con una manta térmica, que es típicamente utilizada en el aislamiento de sistemas que trabajan a 1100 ºC, por lo que debería ser suficiente para aislar el motor cohete del fuselaje de manera efectiva. 4.2.3 Diseño de la tobera Para el diseño de la tobera, se debe tener en cuenta que es interesante hacerla lo más eficiente posible para optimizar sus prestaciones. Para ello, como ya se ha visto en estudios preliminares, la tobera adaptada resulta ser la mejor. Para ello, se diseñará una tobera cuya relación de áreas de 52 Capítulo 4. Diseño de NAOS garganta y salida permita que, para la presión de cámara media durante la combustión, permita mantener la tobera adaptada el mayor tiempo posible. Para ello, se ha desarrollado un programa de Matlab que permite adaptar cualquier tipo de tobera. Se han utilizados las ecuaciones 3.24 y 3.25. Es pertinente recordar que de las dos soluciones que tiene la ecuación del Número de Mach a la salida, nos interesa aquella que hace referencia al régimen supersónico, es decir, Ms2. 1 2 3 %Relación de áreas para tobera adaptada a partir de una presión 4 5 %**************Rellenar DATOS****************** 6 h0=7; %Altitud[m] respecto al nivel del mar de la zona de lanzamiento (en este caso Sevilla) 7 h=300; %Altura[m] media durante la propulsión del cohete 8 D_g=19; %[mm] Diámetro de garganta 9 p0=43.4737e+05; %Presión[Pa] en cámara p0(Pa)=p0atm*101325 10 %********************************************** 11 12 htotal=h0+h; %[m] 13 T0=298; %Temperatura[K] a nivel del mar media 14 T=T0 - 0.65e-2*htotal; %Temperatura[K] en función de la altura 15 pa=101325; %Presion[Pa] atmosferica a nivel del mar 16 g=9.80665; %Gravedad [N/kg] 17 m=28.966e-3; %Masa molar [kg/mol] de las moleculas que componen el aire (aire seco en este caso) 18 k=8.314472; %Cte de Boltzman [J/mol K] 19 p=pa*exp(-m*g*htotal / (k*T)); 20 pext=p %Presion con la que se harán todos los calculos 21 A_garganta=pi*D_g^2; %[mm^2] 22 gamma=1.4; 23 pi_0=pext/p0; 24 25 Mach=sqrt( (( 1/pi_0 )^((gamma-1)/gamma) - 1)*(2/(gamma - 1)) ) 26 27 28 Rel_Areas= ( ( 1 + (gamma-1)/2 )^(-(gamma+1)/2/(gamma-1)) ) / ( Mach*(1+(gamma-1) /2*Mach^2)^(-(gamma+1)/2/(gamma-1)) ) 29 %Rel_Areas= A_salida/A_garganta 30 31 32 disp('Este se trata del diámetro de a la salida que debe tener la tobera para que se encuentre en condiciones de máxima eficiencia, es decir, tobera adapatada: ') 33 D_s=sqrt(A_garganta*Rel_Areas/pi) %diametro de salida [mm] Destacar que sólo será necesario rellenar el apartado de "Rellenar DATOS", donde se nos pedirá la altitud de la zona de lanzamiento, la altura media que alcanza el cohete durante la etapa de propulsión, lo cual puede consultarse en la gráfica y datos de la figura 4.5. Se hará uso, por otro lado, del diámetro de la garganta de la tobera, que, como ya anticipamos se obtiene de los datos de la figura 4.4. Del mismo modo, se nos pedirá la presión en cámara (es importante seleccionar la presión media) extrayéndola de las gráficas de la figura 4.5. Dependerá del diseñador la presión escogida, pero lo recomendable sería seleccionar los datos relevantes (proporcionados en el Excel SRM-CASTELLANO.xls) de la presión en cámara durante la combustión y realizarles una media en Excel. 4.2.4 Diseño final del motor cohete En este apartado se recapitula el diseño general del motor cohete, entrando un poco más en el detalle. Por ello, es recomendable que se atienda a los planos de cada una de las partes mencionadas con 4.2 Diseño del motor cohete 53 anterioridad, situados en el apéndice C.4 En primer lugar, se debe tener en cuenta que tanto el cierre posterior como la tobera deben tener un diámetro algo menor que la carcasa para poder encajar en ella. Sin embargo, debe realizarse hermeticidad en el interior de la cámara para lograr mantener la presión, evitando fugas. Para ello se han diseñado un par de ranuras tanto en la tobera como en el cierre posterior, que servirán de alojamiento para 2 juntas tóricas de tipo 55x3 (NBR70). Por otro lado, para poder encastrar el motor cohete en el interior del tubo de PVC de dicha sección del cohete, será necesario diseñar dos piezas cilíndricas que ajusten ambos diámetros. A estas piezas se las denomina "Anillos del motor cohete". Serán fabricados en resina Epoxi que presenta unas excelentes propiedades de conformado, así como buena resistencia a la temperatura. Ésta se reforzará con fibra de vidrio para compensar la fragilidad de la resina y hacerla más resistente ante impactos. En las siguientes figuras se muestra en su conjunto el diseño en 3D del cierre posterior, la carcasa del motor, la tobera, los anillos del motor cohete y los tornillos fijadores. Figura 4.12 Motor cohete de NAOS vista de ensamblaje . 54 Capítulo 4. Diseño de NAOS Figura 4.13 Motor cohete de NAOS vista de ensamblaje completo. 4.3 Diseño del Sistema Electrónico y Telemétrico 55 4.3 Diseño del Sistema Electrónico y Telemétrico En esta sección se describirán todos los elementos y subsistemas electrónicos que se han diseñado para NAOS. La información extra como hojas de características se pueden ver en los apéndices, en caso de necesitar más información. 4.3.1 Diseño conceptual Para ser capaces de cumplir la misión establecida al principio de esta memoria, es necesario que el cohete esté provisto de diferentes elementos electrónicos que permitan cumplir las especificaciones. Se quiere que: • Cohete recuperable: Para que esto sea posible, es necesario que NAOS cuente con un sistema de liberación y recuperación. Esto se hará con un paracaídas que se libera en el momento del apogeo. Para ello, el método más seguro y probado hasta ahora ha sido la incorporación se un sistema TIMER, que realiza una cuenta atrás hasta el momento estimado del apogeo. • Cohete rastreable telemétricamente: Se requiere para ello un módulo GPS acompañado de una antena emisora embarcada y otra receptora en tierra. • Registro de medidas inerciales: Para ello será necesario una unidad de medidas inerciales (IMU) junto con un Datalogger con una microSD para almacenar los datos recopilados. • Video-grabación a bordo: Se necesitará una cámara embarcada en el cohete, junto con un sistema de fijación apropiado. Con todo lo descrito anteriormente, se diseñó de manera conceptual los subsistemas que se pretendían incorporar en el interior de NAOS. Dichos subsistemas son los siguientes: 1. Subsistema de Alimentación: Se encarga de proporcionar energía a todos los elementos electrónicos del cohete, así como a la carga ígnea del sistema de liberación del paracaídas. Debe ofrecer una alta autonomía para que, en caso de pérdida del cohete, la telemetría esté operativa el mayor tiempo posible. 2. Subsistema de Registro de Medidas Inerciales: Se compone de un Arduino UNO (elegido por su extensa cantidad de información y divulgación en el mundo de la electrónica), un Shield para el pinado del arduino con el módulo IMU (Inertial Measurement Unit), qe tiene como función medir presión, altitud, temperatura, aceleraciones, orientación y velocidades angulares, y el DataLogger, encargado de almacenar toda la información suministrada en una tarjeta Micro SD para su posterior interpretación y estudio. 3. Subsistema de Rastreo y Telemetría: Consta, nuevamente, de un Arduino UNO que incorpora una antena de radio LoRa capaz de emitir a largas distancias, así como de una unidad GPS que recoge medidas de coordenadas, altitud, etc. en tiempo real para transmitirlas mediante la antena LoRa al receptor en tierra. 4. Subsistema TIMER: Permite establecer una cuenta atrás desde el momento en el que el circuito se abre hasta el instante que se haya establecido mediante la resistencia variable o potenciómetro. El modo de abrir el circuito es mediante un conector en el fuselaje del cohete conectado a otro situado en la plataforma de lanzamiento. En el momento del despegue, ambos conectores se desenchufan y el circuito queda abierto, iniciando así la cuenta atrás. 5. Subsistema de Vídeo-Grabación: Incorpora una cámara de vídeo junto con una cápsula que la protege, y con su forma aerodinámica hace que se perturbe la corriente lo menos posible. Pasemos ahora a ver más detenidamente el diseño de cada uno de los diferentes módulos que se integran en el denominado Sistema Electrónico y Telemétrico. 56 Capítulo 4. Diseño de NAOS 4.3.2 Diseño del Timer El módulo del Timer se trata de una parte esencial del Sistema de Liberación y Recuperación. Como ya se ha mencionado, en él es donde ocurre la cuenta atrás para el despliegue del Paracaídas y así permitir la recuperación de NAOS. Por ello, debe ser un sistema fiable y testeado varias veces. Antes de mencionar los componentes necesarios para implementar en el Timer, es pertinente tener en la cabeza el siguiente esquema de funcionamiento de este módulo. Figura 4.14 Esquemático del Módulo Timer. Expliquemos brevemente el funcionamiento del sistema. Para ello, es necesario conocer el elemento central (NE555) que se trata de un circuito integrado Timer, que es el que permite que ocurra la cuenta atrás. Veamos la función de cada uno de sus pines de conexión [?]: •Pin 1 (GND): Este pin va conectado a tierra. • Pin 2 (Disparo o Trigger): En este pin es donde se inicia la cuenta atrás. La cuenta atrás ocurre cuando este pin está por debajo del 1/3 del voltaje de alimentación (Vcc). • Pin 3 (Salida): Por aquí se muestra la respuesta que da el Timer transcurrido el tiempo deseado. El voltaje a través de este pin será el de aplicación (Vcc) menos 1,7V. •Pin 4 (Reset): Al tener un valor por debajo de 0,7Vestablece el pin 3 a nivel bajo. • Pin 5 (Control de Voltaje): En el caso de que el modo de controlador de voltaje, el voltaje en este pin puede ir desde casi Vcc hasta prácticamente 0V. • Pin 6 (Umbral): Se trata de la entrada a un comparador interno del propio NE555, y que se utiliza para poner el pin de salida a nivel bajo. • Pin 7 (Descarga): Su función es descargar con efectividad el condensador externo utilizado por el temporizador. • Pin 8 (V+): Se trata del pin donde se conecta el voltaje de alimentación que puede ir desde los 4,5Vhasta los 16V. El circuito integrado NE555 puede actuar en dos modos diferentes en función de como esté diseñado el circuito. El primero, es el modo "astable", en el cual el la salida va alternando entre nivel alto 4.3 Diseño del Sistema Electrónico y Telemétrico 57 durante un periodo de tiempo y bajo durante otro periodo, siendo regulable con el valor de las resistencias, pero siempre de manera periódica. Por otro lado, encontramos el modo "monoestable", que se trata del modo en el que el circuito sólo entrega un único pulso de salida con valor de voltaje establecido por el diseñador. Será este último el caso que nos ocupa, y en base al cual se ha diseñado el circuito de la figura 4.14 [?]. Figura 4.15 Simulación de funcionamiento del Timer en el programa "Livewire". Para comprender el funcionamiento interno del Timer debemos fijarnos en la figura 4.15. Definamos los elementos clave del circuito: • Cable Trigger (CN3): Se trata del cable que va conectado a un pequeño conector sujeto a la plataforma de lanzamiento, y, que antes del despegue se mantiene cerrado. Será en el momento del despegue cuando el conector se desenchufe y active la cuenta atrás. • Power ON/OFF (SW3): Se trata de un conmutador deslizante que actúa de interruptor de la batería. Cuando está en OFF el circuito se encuentra sin alimentación de entrada. • Ignitor (CN1): Consiste en unos cables que conectan el voltaje de salida del Timer con la carga de pólvora (ignitor) del Sistema de Liberación, que será la que accione la salida del paracaídas. • Armado (SW2): Su función no es otra que la de armar el sistema, y dejarlo preparado para el despegue. De hecho tiene dos estados: Armado ON, que indica que el sistema está preparado para el despegue o Armado OFF, que permite realizar una prueba de funcionamiento del Timer previa al despegue para asegurar su funcionamiento y fiabilidad. Dicha prueba consiste en abrir el circuito en los cables del Trigger, esperar el tiempo de retardo que se haya establecido, y comprobar que pasado dicho periodo de tiempo se enciende el LED D3. Esto indicaría que el Timer funciona correctamente y está preparado para el lanzamiento. • Potenciómetro (Ajuste Tiempo VR1): Se trata del principal parámetro de diseño del circuito. Es una resistencia variable que permite cambiar a conveniencia el tiempo de retardo hasta la respuesta de la salida del Pin 3. • Condensador (C1): Será el encargado de, una vez abierto el circuito por el cable del Trigger, ir disminuyendo la caída de tensión en el Pin 2 (Disparo o Trigger) a medida que el Condensador C1 se va cargando. • MOSFET (Q1): Actúa como interruptor electrónico. Cuando recibe voltaje del Pin 3 de salida, el interruptor se cierra y permite que la batería alimente al Ignitor del Sistema de Liberación. 64 Capítulo 4. Diseño de NAOS ∗Frecuencia de transmisión: Funcionamiento en la banda ISM 433 MHz. ∗Potencia Máxima de Transmisión: 1W. ∗Alcance Máximo de Transmisión: 8 Km. Figura 4.27 PinOut del Módulo LoRa E32-433T30D. Figura 4.28 Módulo LoRa E32-433T30D. – Antena omnidireccional: Se ha escogido esta antena por ser omnidireccional (emite en todas las direcciones) y por tener una baja ganancia (3 dBi) lo que permite que el lóbulo de emisión de datos sea especialmente útil mientras va embarcada en el cohete. Esto se debe a que la transmisión predomina en las zonas axiales, siguiendo el eje longitudinal del cohete. Veamos sus principales características: ∗Marca: CDSENET ∗Ganancia: 3 dBi. ∗Frecuencia 433 MHz. ∗Dimensiones: 210x13 mm. •Sistema Terrestre de Recepción de Telemetría –LoRa E32-433T30D: Mostrado anteriormente. – Acoplador E15-USB-T2: Se trata de un elemento donde se insertan los pines del módulo LoRa E32-433T30D y permite la conexión con el ordenador mediante un puerto COM. Esto será extremadamente útil para cambiar los parámetros tanto del transmisor de LoRa 4.3 Diseño del Sistema Electrónico y Telemétrico 65 Figura 4.29 Antena omnidireccional de emisión de 3 dBi. como del receptor. Otra ventaja es que permite visualizar directamente en el ordenador los paquetes de información que envía el módulo emisor de LoRa. Para obtener más información de su funcionamiento o el PinOut se recomienda ver el apéndice C.5.5, sin embargo, veamos sus principales características: ∗Modos de operación (para más información ver C.5.5): ·Modo Normal: Modo para transmitir. ·Modo Despierto (no se ha usado este modo) ·Modo Bajo consumo · Modo Dormido: Se usa para cambiar los parámetros del dispositivo E32- 433T30D. ∗Adaptador USB-TTL ∗Dimensiones: 40x20 mm. ∗Software para configuración de parámetros :"RF_Setting3.7.zip" , que puede obtenerse en la página web de Ebyte. El archivo a descargar es el correspondiente al 27-04-2020. Este programa permitirá cambiar la paridad, el canal, el AirRate, la dirección y muchos otros parámetros importantes para la transmisión por radio LoRa. Esto también se explica en el apéndice C.5.5. ∗Software para la visualización de datos en el PC : Gracias al programa de "Access- Port136.exe" será posible visualizar de manera sencilla los paquetes de datos emitidos por el módulo de radio emisor. Figura 4.30 Módulo E15-USB-T2. – Antena direccional: Se ha escogido esta antena para la recepción desde tierra por ser adecuada a la hora de realizar el tracking del cohete. Esto se debe a su gran ganancia 66 Capítulo 4. Diseño de NAOS (15 dBi) que genera un lóbulo muy estrecho en la antena, pero que alcanza grandes distancias, por lo que con ligeros movimientos de la antena se podrá interceptar el lóbulo de emisión del cohete NAOS y así recibir la información del GPS en tierra. Sus principales caracaterísticas son las siguientes: ∗Ganancia: 15 dBi. ∗Frecuencia 315, 433, 470 MHz. ∗Longitud: 220 mm. Figura 4.31 Antena direccional de recepción de 15 dBi. •Subsistema de Vídeo-Grabación – YI Action Camera (Xiaomi): La cámara se ha obtenido de segunda mano con el objetivo de no invertir demasiado dinero en un elemento que potencialmente puede sufrir daños. A la hora de buscar una cámara de grabación, la experiencia demuestra que no sólo es importante la calidad de vídeo, sino también los FPS que tenga, pues supondrá la diferencia entre un vídeo que ofrezca mucha información de cada momento del vuelo, a otro que se vea poco fluido y con poca información. Veamos algunas características de esta cámara: ∗Resolución Máxima: 1080P 60fps (1920 x 1080). ∗Sin pantalla: Imagen visualizable desde un smartphone. ∗Resolución fotográfica: 16 Mp. ∗Lente: 16MP CMOS F2.8 (Apertura focal) 155 gran angular. ∗Wifi: Hasta 100m de alcance. ∗Bluetooth 4.0 ∗Batería: 1010mAh. ∗Dimensiones: 60,4x42x21,2 mm 4.3 Diseño del Sistema Electrónico y Telemétrico 67 Figura 4.32 Cámara de a bordo YI Cam (Xiaomi). 4.3.4 Diseño de los shield’s En este apartado se va a desarrollar el diseño de los shield’s que se acoplan a los Arduinos y que permiten la conexión con los diferentes componentes: GPS, LoRa, IMU y Data Logger. El routado de los shield’s se hace en base al pinado que se describirá en los apartados 5.3.1 y 5.3.2 correspondiente al software programado y posteriormente implementado en los arduinos. Todos los diseños que se muestran a continuación han sido elaborados mediante el programa Altium. Shield del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales A continuación se muestra el esquemático generado por el programa Altium, que será de gran utilidad a la hora de comprender el pinado y las conexiones entre el Arduino UNO y el resto de componentes del Subsistema. Figura 4.33 Archivo Esquemático del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales. 68 Capítulo 4. Diseño de NAOS Por otro lado, se muestran las siguientes figuras en 3D, donde es posible visualizar el shield completo con los pines correspondientes donde irían acoplados cada uno de los módulos, según indican las huellas correspondientes. Además cuenta con una muesca en la zona superior izquierda para que sea posible reiniciar el software del Arduino una vez soldada la placa. Del mismo modo, hay varias aperturas y ranuras en el shield que hacen posible que puedan verse los leds del Arduino, ya que son de vital importancia para ver, por ejemplo, si al Arduino le llega alimentación o no. Figura 4.34 Vista en 3D de la ilustración del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales. Figura 4.35 Vista en 3D del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales. También se aprecian taladros en la placa estratégicamente colocados para atornillar los módulos al shield y, a su vez, para que todo el conjunto Arduino, Shield y componentes pueda anclarse a la cápsula de electrónica, que posteriormente se introducirá en el cohete. Shield del Subsistema de Rastreo y Telemetría Al igual que para el subsistema anterior, se muestra a continuación el archivo Esquemático generado por Altium, muy útil para comprobar las conexiones a nivel de software a la hora de programar el Arduino internamente. 4.3 Diseño del Sistema Electrónico y Telemétrico 69 Figura 4.36 Archivo Esquemático del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales. Se muestran, a continuación, las vistas en 3D del diseño del shield relativo al Subsistema de Rastreo y Telemetría. Al igual que con el Subsistema del apartado anterior, en las imágenes se percibe la ergonomía a la hora de realizar el acople del shield con el Arduino y sus componentes. Únicamente deben situarse los pines de cada elemento en su hueco correspondiente. Nuevamente contamos con una muesca en la parte superior izquierda para que sea posible reiniciar el software del Arduino. Figura 4.37 Vista en 3D de la ilustración del Subsistema de Rastreo y Telemetría. Esta placa también cuenta con aperturas, ranuras y taladros que cumplen las mismas funciones que en el caso anterior. Con la salvedad de que ahora se sitúan dos nuevos taladros que serán los que permitan fijar la antena del GPS al shield. 70 Capítulo 4. Diseño de NAOS Figura 4.38 Vista en 3D del Subsistema de Rastreo y Telemetría. 4.3.5 Diseño de accesorios y cápsula de electrónica Será en esta sección donde se detalle el diseño de los diferentes elementos cuya función será acomodar los distintos componentes y subsistemas anteriormente mencionados en el interior del cohete. De este modo, quedarán protegidos y con la posibilidad de ser fijados a la carcasa o fuselaje de PVC que recubrirá la electrónica. Para el desarrollo de dichos elementos se ha utilizado el programa de diseño "Catia". Veamos cuáles son. Cápsula de Batería y Subsistema de Medidas Inerciales En esta cápsula irán ubicados la batería y el subsistema de Medidas Inerciales, que estarán uno en frente de otro. Por su parte, el arduino, junto con el shield, el IMU y el DataLogger se unirán a la cápsula mediante 4 tornillos y tuercas. Este ajuste es de vital importancia para evitar que el IMU vibre durante el vuelo, y así evitar ruido en las mediciones. Asimismo, la batería dispondrá de dos tapas o abrazaderas que se fijarán al alojamiento mediante tornillos. Con ello, la batería quedará totalmente fijada e inmóvil en la cápsula. A continuación podemos ver el 3D de dicha cápsula. Del mismo modo, en el apéndice C.6.1 están los planos de la pieza y en el apéndice ?? los planos de las tapas de la batería, en caso de que se quiera más información. Figura 4.39 Cápsula de Batería y Subsistema de Medidas Inerciales. Vista 1 . 4.3 Diseño del Sistema Electrónico y Telemétrico 71 Figura 4.40 Cápsula de Batería y Subsistema de Medidas Inerciales. Vista 2. Esta pieza se fabricará por medio de una impresora 3D. Por su bajo coste y buenas propiedades mecánicas, el material usado será PLA. Cápsula de Subsistema de Rastreo y Telemetría A continuación, se muestra la cápsula donde irá ubicado el arduino y el shield, junto con los módulos GPS y LoRa. Al mismo tiempo, se acoplará la antena, que necesitará un espacio considerable para desarrollarse hacia arriba. Es por ello, que entre esta cápsula y la siguiente existe un agujero extra, que ha sido medido y diseñado para que atraviese la antena de manera adecuada. Sin embargo, esto se verá en el siguiente módulo. Figura 4.41 Cápsula de Subsistema de Rastreo y Telemetría. Nuevamente, esta pieza será fabricada en PLA mediante una impresora 3D. Y sus planos detallados se ubican en el apéndice C.6.3 Cápsula de Antena y Timer Esta sección de la cápsula es una de las más críticas, ya que era necesario hacerla rígida, para evitar roturas durante el vuelo, pero al mismo tiempo debe carecer de material en la medida de lo posible. No sólo por temas de peso, sino también para evitar que el exceso de PLA de la impresión 3D apantalle la emisión de datos de la antena y el equipo LoRa. Por esta razón, se pueden apreciar en la figura 4.42 dos barras trasversales a la cápsula, cuya función será la de rigidizar la estructura, sin perturbar la señal emitida por el conjunto LoRa. Los planos detallados de esta pieza se encuentran en el apéndice C.6.4. 72 Capítulo 4. Diseño de NAOS Figura 4.42 Cápsula de Antena y Timer. Conjunto de cápsulas ensambladas En esta sección se podrá apreciar con mayor precisión, el conjunto de las 3 cápsulas explicadas anteriormente. Todas las cápsulas incluyen algunos elementos de interés, que son los siguientes: • Agujero para la línea de vida: En la primera imagen de la figura 4.43 se incluye un agujero pasante a través de todas las superficies de unión entre cápsulas. A través de ellos pasará la línea de vida, que se trata de una cuerda de gran resistencia que unirá todo el cohete, desde el motor hasta el cono, sirviendo de sistema de seguridad extra, para que, en caso de separación de las secciones del cohete durante el tirón de la apertura del paracaídas, todas sus partes sigan manteniéndose unidas. • Larguerillos: Con el objetivo, nuevamente, de aligerar peso, se han incluido largerillos en las paredes de las cápuslas, para mantener una buena resistencia a flexión, sin engordar mucho la estructura. Figura 4.43 Conjunto de cápsulas ensamblado. Vistas 1 y 2. 4.3 Diseño del Sistema Electrónico y Telemétrico 73 Figura 4.44 Conjunto de cápsulas ensamblado. Vistas 3 y 4. Observando las vistas 3 y 4 de la figura 4.44 nos percatamos de la existencia de una barra trasversal en la parte superior, con 3 agujeros pasantes. Será ahí donde esté ubicado el Timer. Su localización se justifica con el hecho de que es deseable que esté lo más cerca posible del Sistema de Liberación, para así ahorrar en cable y mejorar en seguridad. Alojamiento de la YI Cam (cámara de a bordo) Con el objetivo de que la cámara de a bordo se encuentra fija en todo momento ha sido necesario el diseño de un encapsulamiento que le permita sobresalir ligeramente por el fuselaje del cohete, para así poder realizar una grabación del exterior. Sin embargo, como el ángulo de la lente no es de 90º, y la intención es grabar el fuselaje del cohete, incluidas las aletas, se ha tenido que hacer un diseño en el que se le introduce ángulo a la cámara, en lugar de sacarla paralela al fuselaje. Esto ha condicionado la necesidad de incluir una zona aerodinámica en la pieza, cuyo propósito es reducir al mínimo la resistencia aerodinámica que implícitamente generará la cámara al sobresalir por el fuselaje. Por otro lado, se ha incluido una apertura lateral en la pieza, para que sea posible la inserción y extracción de la cámara de a bordo. Además, se han habilitado tres accesos en la zona aerodinámica. Dos de ellos para fijar la pieza al fuselaje, y el otro, para que sea posible encender el wifi de la cámara, una vez que esté integrada en el conjunto del cohete, y así iniciar desde el dispositivo móvil la grabación de vídeo (ver el pequeño agujero pasante en la vista 2 de la figura 4.46). El resultado final es el que se ve en las figuras 4.45 y 4.46. Asimismo, en caso de querer profundizar más aún en el diseño de esta pieza, se han incluido los planos de la misma en el apéndice C.6.5. 80 Capítulo 4. Diseño de NAOS Figura 4.53 Ventana NoseCone Aerolab. En la pestaña de "Body" será donde se defina la longitud total del cohete, así como su diámetro de fuselaje. Ver figura 4.54. Figura 4.54 Ventana Body Aerolab. Ahora se debe pasar a la siguiente pestaña de la ventana, que corresponde a "Fins". En ella se establecerán las medidas de las aletas, que tendrán influencia en la estabilidad del cohete completo. El diseño puede ser de cualquier tipo, de acuerdo con las geometrías que ya se vieron en 3.37. Por otro lado, en "Fin Position" se define la posición de las aletas con respecto a la punta del cono del 4.5 Diseño de Fuselaje, Elementos Aerodinámicos y Estabilizadores 81 cohete. Este es otro parámetro importante con el que se puede jugar, ya que cuanto más lejos estén las aletas del centro de gravedad más alejado estará también el centro de presiones, y, por lo tanto, más estable será el cohete. Figura 4.55 Ventana Fins Aerolab. La siguiente pestaña hace referencia a los elementos que servirán de guía del cohete a través de la plataforma de lanzamiento durante el despegue. En el caso de NAOS se han incluido dos elementos guía de las dimensiones que se muestran en la figura 4.56. Figura 4.56 Ventana Launch Lugs Aerolab. 82 Capítulo 4. Diseño de NAOS Por último, nos encontramos la pestaña de "Conditions". Será aquí donde se definirá el rango del Número de Mach del motor cohete durante el vuelo, así como las unidades que usen las cotas. Figura 4.57 Ventana Conditions Aerolab. Una vez se han introducido todos los parámetros, es momento de volver a la pantalla principar, donde nos aparecerá el modelo ya generado tal y como se muestra en la figura 4.58. Figura 4.58 Modelo generado en Aerolab. El siguiente paso consiste en hacer click en la opción de "Calculate" y nos aparecerá una gráfica con el coeficiente de resistencia aerodinámica en función del Número de Mach, que puede ser de posteriormente en la fase de pruebas para estimar el rozamiento aerodinámico que habrá durante el vuelo. Sin embargo, se debe cerrar esta gráfica y hacer click en la opción de "Draw" → "Stabiliy". El resultado final será el que aparece en la figura 4.59, que nos muestra la variación que sufrirá el centro de presiones durante el vuelo, en función del Número de Mach al que esté sometido el cohete. Recordemos que la distancia a la que debe encontrarse el Centro de Presiones del Centro de Gravedad debe estar entre 1-2,5 calibres (ver la sección 3.3). Con esto ya estamos en disposición de diseñar los elementos de estabilización pasivos (aletas) para el cohete. La principal dificultad que se encontró en el diseño fue el acoplamiento de las aletas 4.5 Diseño de Fuselaje, Elementos Aerodinámicos y Estabilizadores 83 Figura 4.59 Esquema de cotas y Centro de Presiones de Aerolab. al resto del cohete. Esto se solventó diseñando a la par el denominado "anillo de aletas", que se trata de un cilindro que se acopla exteriormente al fuselaje de NAOS y se ancla a él mediante 4 tornillos que convergen finalmente a 4 de los 6 agujeros para tornillos en el motor cohete. Es decir, 4 tornillos fijan "anillo de aletas", "fuselaje", "motor cohete" y "tobera", y otros 2 tornillos sólo fijan el "motor cohete" a la "tobera". Figura 4.60 Anillo de aletas inferior. Vistas 1 y 2. Figura 4.61 Anillo de aletas inferior. Vistas 3 y 4. 84 Capítulo 4. Diseño de NAOS Figura 4.62 Anillo de aletas superior. Vistas 1 y 2. Figura 4.63 Anillo de aletas superior. Vistas 3 y 4. Una vez se tenga el anillo de aletas fijado al fuselaje, servirá de acoplamiento para las aletas, que deslizarán longitudinalmente a través de una cola de milano al encastre del anillo. Esto se ve en la figura 4.64, en la que se la forma de la cola de milano y en la figura 4.65 donde se aprecia el ensamblaje entre todos los elementos. Figura 4.64 Aletas de NAOS con cola de milano en el encastre. Vistas 1, 2 y 3.. 4.5 Diseño de Fuselaje, Elementos Aerodinámicos y Estabilizadores 85 Figura 4.65 Ensamblaje del anillo de aletas con las aletas a través de las colas de milano. Figura 4.66 Anillo de aletas y aletas ensamblados. Vistas 1 y 2. Figura 4.67 Anillo de aletas y aletas ensamblados. Vistas 3 y 4. En caso de que se quiera ahondar en el diseño de las aletas y el anillo de aletas acudir a los apéndices C.8.4, C.8.5 y C.8.6. 86 Capítulo 4. Diseño de NAOS 4.5.4 Diseño del fuselaje El fuselaje de NAOS es la parte exterior del cohete, cuya misión es generar la menor fricción posible con el aire. Se compone de 3 tubos de PVC. El primero, recubre la sección del Sistema de Propulsión (motor cohete), el segundo, envuelve toda la sección de electrónica y el tercero será el que contenga el Sistema de Liberación y el paracaídas, y al que se le ensamble el cono. Las dimensiones del fuselaje las marcarán las longitudes de todos y cada uno de los sistemas y subsistemas que componen el cohete. El momento más crítico, estructuralmente hablando, del vuelo es en el momento de apertura del paracaídas. Por lo tanto, la interconexión entre las diferentes secciones del cohete debe aguantar los esfuerzos en ese momento. Para ello se ha hecho un estudio de tensión y fuerza normal aplicados sobre las cuerdas del paracaídas y los tornillos, respectivamente. Para dicho estudio se han hecho las siguientes hipótesis: • Se asume que toda la masa del cohete procede del motor cohete y de la electrónica, despreciando así el peso del muelle, émbolo, carcasa, línea de vida, etc. • Se desprecia la fuerza de rozamiento del cuerpo del cohete que será muy pequeña comparada con la de apertura del paracaídas. • Como sistema de referencia se toma la aceleración y velocidad positivas hacia arriba en todo momento. De este modo, cuando v>0 la fuerza de resistencia aerodinámica del paracaídas será negativa ( D<0 ), ya que estaríamos en un momento de subida del cohete, y si se abriera el paracaídas en ese momento generaría una fuerza en sentido contrario a la velocidad, que tendería a frenar el cohete. En caso contrario, si v<0 se asume que la resistencia aerodinámica es positiva ( D>0 ), lo que representaría el caso de que el paracaídas se abriera después del apogeo, durante la caída libre. Las ecuaciones utilizadas para calcular las fuerzas sobre los diferentes puntos de la estructura son las siguientes, que están acompañadas del esquema de la figura 4.68. Figura 4.68 Esquema de Esfuerzos sobre la estructura de NAOS generados por la apertura del paracaídas. 4.5 Diseño de Fuselaje, Elementos Aerodinámicos y Estabilizadores 87 Si se hace equilibrio de fuerzas partiendo en todas cada una de las secciones mostradas en la figura anterior, se igualan a la Segunda Ley de Newton y se despejan las fuerzas de tensión y reacción nos quedará que: a= 1 2·ρCDSV 2−MT·g MT (4.17) T0= 1 2ρCDSV 2−MT(g+a) nc (4.18) T1=1 2ρCDSV 2−(mc+Mpa)(g+a)(4.19) T2=MT(a+g)(4.20) N0=mcey(a+g) n0 (4.21) N1=n0N0+T2−(mmu +m1)(a+g) n1 (4.22) N2=n3N3+ (m2+mel)(a+g) n2 (4.23) N3=(mcm +mm+m3)(a+g) n3 (4.24) N4=(Mm+m3)(a+g) n4 (4.25) Figura 4.69 Tabla de parámetros de esfuerzos sobre NAOS a la apertura del paracaídas. El valor de cada parámetro que aparece en las ecuaciones anteriores se muestra en la tabla 4.69, donde, además se incluye el valor real de cada uno de ellos para el cohete NAOS. Cabe destacar 88 Capítulo 4. Diseño de NAOS también que n0,n1,n2,n3y n4 corresponden al número de tornillos que se colocan en cada sección. Es lógico pensar que cuanto mayor sea el número de tornillos en cada una de las secciones menor será el valor de la fuerza normal que se ejerza sobre cada uno de ellos durante el momento de despliegue del paracaídas. Por otro lado, nccorresponde al número de cuerdas del paracaídas, por lo que T0 será el valor de la tensión en cada una de las cuerdas del paracaídas. Sin embargo, para las tensiones T1 y T2 ya solo tenemos la línea de vida (una única cuerda) a la que se han anudado todas las cuerdas del paracaídas. La tabla anterior junto con los datos de Empuje-Tiempo del ensayo en banco de Diciembre de 2018 (ver sección 6.1.2) permiten que se puedan obtener los valores de los esfuerzos anteriormente mencionados para cualquier momento del vuelo, desde el despegue hasta la toma de tierra. Dichos valores se representan en la siguiente gráfica. Figura 4.70 Esfuerzos sobre cada punto del cohete en función del momento en el que se despliegue el paracaídas. La gráfica anterior aporta información de vital importancia a la hora de programar el tiempo de apertura del paracaídas, pues se puede saber cuál es el límite de tiempo antes o después del apogeo para que el cohete aguante estructuralmente. En el caso de NAOS la apertura del paracaídas se establece unos segundos antes del apogeo, donde la velocidad es reducida, y por lo tanto no generará una fuerza excesiva. Para ser capaz de tomar esta decisión se deben trazar rectas horizontales en la gráfica 4.70 que tengan el valor de la tensión de rotura de la cuerdas del paracaídas y el de el esfuerzo cortante máximo en cada tornillos. De este modo, se delimitará el momento a partir del cual, si se abriera el paracaídas, la estructura de NAOS rompería. 4.6 Diseño de otros elementos esenciales 89 4.6 Diseño de otros elementos esenciales En esta sección se va a hablar del diseño de otros elementos esenciales que se han usado para el desarrollo del cohete. Por ejemplo, se va a mostrar el complejo diseño que tiene el banco de ensayos o la plataforma de lanzamiento, imprescindible para guiar inicialmente el lanzamiento. 4.6.1 Diseño del banco de ensayo El banco de ensayos se trata de un elemento imprescindible para el desarrollo del cohete, pues es en el donde se realizan las pruebas del motor cohete, con diferentes propulsantes, secciones, características, etc. De hecho, en el caso de NAOS se han realizado más de 15 ensayos en banco con diferentes configuraciones antes del lanzamiento. Esto permite que el día del lanzamiento el motor cohete se encuentre muy optimizado y sea totalmente fiable. Sin embargo, el diseño del banco de ensayos no es algo tribial. Cuenta con muchos elementos diferentes y equipos de medición, aunque, el corazón del banco de ensayos es, sin lugar a dudas, la Célula de Carga. Su función es la de medir la forma de la curva Empuje-Tiempo del motor cohete. Que luego resultará de esencial para los cálculos reales de las prestaciones del cohete. En definitiva, la Célula de Carga es el puente entre lo teórico (los cálculos hasta ahora descritos) y lo real (lo que veremos en el capítulo 6). La Célula de Carga requiere de tres elementos para su funcionamiento: • Equipo de Adquisición de Datos: Se trata de un elemento capaz de interpretar la señal de un equipo analógico y transferirla al PC mediante un USB. De este modo, nos permitirá dibujar en tiempo real la gráfica de Empuje-Tiempo en tiempo real, así como la posibilidad de manipularla. En el caso de NAOS se ha obtenido el Equipo de Adquisición de Datos DI-149 DATAQ Starter Kit. Que si se desea profundizar en su funcionamiento se puede acceder al apéndice C.9.1. Figura 4.71 Equipo de Adquisición de Datos DATAQ DI-149. • Célula de Carga: Como ya se ha comentado, es el alma de todo el sistema de adquisición de datos, pues es la que recibe la excitación exterior y genera una señal cuya variación de voltaje es directamente proporcional a la variación de la excitación exterior. La célula de carga escogida para el banco de ensayos de NAOS ha sido el modelo YZC-516 de 200kg de carga máxima y de la marca GUANG CE. 96 Capítulo 4. Diseño de NAOS "caja A", tomándolos nuevamente como cables conectados directamente a tierra. Haciendo esto, el sistema se convierte en un circuito muy sencillo. En la "caja B" se encuentran conectados el ignitor, que es el encargado de encender el motor cohete mediante una carga de pólvora negra, y a la batería, cuyo voltaje de salida es de 12 V con 800 A de pico. La marca de la batería es Superpow modelo D12. En la "caja A", por su parte, se encuentra el botón pulsador de encendido junto con un interruptor de armado, que debe estar cerrado para que pueda funcionar el pulsador de encendido. Con todo ello se conformaría un sistema seguro y simple de ignición o encendido del motor cohete. En el siguiente capítulo se explicará cómo fabricar el ignitor de pólvora negra. 4.7 Diseño final de NAOS Veamos algunas imágenes de cómo será el diseño final de NAOS. Figura 4.82 Diseño NAOS en vuelo. Imagen 1. Estas imágenes se obtuvieron a partir del modelo en 3D de NAOS a escala real en Catia. Una vez se tenía el archivo de 3D, se exportó a un programa llamado "Keyshot" y en él fue donde se le aplicaron los colores y los materiales al cohete, así como el sombreado y el renderizado final. Por último, usando photoshop, se añadió fuego y humo saliendo de la tobera, para darle algo más de realismo a la imagen. De hecho, estas imágenes han tenido un uso corporativo en varias ocasiones. 4.7 Diseño final de NAOS 97 Figura 4.83 Diseño NAOS en vuelo. Imagen 2. 5 Fabricación y ensamblaje de NAOS En este capítulo se hará alusión a todos los procesos des fabricación y montaje más relevantes de NAOS, así como a la descripción de algunos software integrados en los dispositivos electrónicos. Se tocarán temas como el cocinado y curado de los granos de pólvora o la elaboración de los distintos tipos de ignitores que se han usado. En definitiva, éste capítulo permite llevar a la práctica los temas hasta ahora tocados en diseño. 5.1 Fabricación del motor cohete En primer lugar, se comentará cómo ha sido el proceso de fabricación del motor cohete, que sin duda ha sido el más costoso en términos de costes y dificultad de conformado. 5.1.1 Fabricación de la tobera, cierre posterior y cámara Como ya se ha anticipado se trata del proceso de fabricación más costoso de todos. Fue un reto lograr encontrar torneros que quisieran realizar el trabajo de torneado tanto de la tobera como del cierre posterior a particulares. En estos casos, resultaría más sencillo para una empresa adquirir dichos servicios. Sin embargo, al final se consiguió encontrar a un tornero que hiciera el trabajo a un precio económico. Debía eliminar material de un tocho de acero inoxidable hasta con seguir las piezas del cierre posterior y la tobera. Por su parte, el tubo de acero inoxidable de diámetro 60 mm se consiguió comprar online, por lo que lo único que había que hacerle era taladrarle los agujeros pasantes correspondientes en cada uno de sus extremos. Tras hacer todo esto, el resultado es el siguiente. Figura 5.1 Motor cohete de NAOS. Carcasa, cierre posterior y tobera sobre expansionada. 99 100 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS Figura 5.2 Motor cohete de NAOS por partes. Tanto en la tobera como en el cierre posterior se dispone de 2 ranuras en cada pieza, cuyo objetivo es el de servir se alojamiento para 2 juntas tóricas O-Ring 55x3 (NBR 70). La función de las juntas tóricas es la de hermetizar la cámara de combustión y evitar que los gases escapen por la pequeña holgura que queda entre la tobera o el cierre posterior, y la carcasa del motor cohete. Generalmente, tras un lanzamiento o ensayo en banco, la primera junta tórica (la más cercana a la cámara de combustión) queda totalmente calcinada e inservible. Pero en el caso de la segunda junta, a veces se puede reutilizar. Para el ensamblaje de la tobera y el cierre posterior se sigue el siguiente proceso: • Se untan la ranura para las juntas tóricas mas cercana a la cámara de combustión con grasa de Litio (fácil de encontrar en tiendas de bricolaje), tanto en la tobera como en el cierre posterior. la grasa debe cubrir todo el hueco. • Se acoplan una junta tórica en la ranura con grasa del cierre posterior y otra de la tobera. Al introducirlas, la grasa rebosará. • Con la grasa sobrante que ha rebosado se vuelve a rellenar la ranura para las juntas tóricas más cercanas al exterior y se repite el proceso. • Con las 4 juntas colocadas se acopla primero el cierre posterior. Para ello se alinearán los taladros y los agujeros pasantes del cierre posterior, la carcasa y los anillos fijadores del motor. Y con unos tornillos de la calidad que requiera el motor cohete (en el caso de NAOS, calidad 8,8) se atornilla cada agujero. • Ahora deberemos acoplar por el exterior la manta térmica, que servirá para aislar el motor del fuselaje de PVC del cohete. •Posteriormente, se introducirán los granos de propulsante que se requieran para la prueba. • Hecho esto, se procede a ensamblar la tobera con la carcasa y el otro anillo fijador. Nuevamente se atornillan los tornillos de calidad 8,8. Una vez hecho esto, el cohete ensamblado quedará como se muestra a continuación. 5.1 Fabricación del motor cohete 101 Figura 5.3 Motor cohete de NAOS ensamblado y con manta térmica. NAOS ha contado con con dos tipos de toberas a lo largo de su desarrollo. La primera, se trata de una tobera sobre expansionada, cuyas prestaciones no eran las óptimas. La segunda, se trata de la tobera descrita en el capítulo de diseño, la cual sí se encuentra adaptada para la altura media de vuelo durante la etapa de combustión. Las toberas son las que se muestran a continuación. Figura 5.4 Tobera sobre expansionada con rebaje de peso (izquierda), tobera adaptada (derecha). 102 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS 5.2 Fabricación de propulsante sólido Esta es una de las secciones más importantes de la memoria, ya que será aquí donde se den los procedimientos y procesos de fabricación pertinentes para la obtención del propulsante que usará el motor cohete, y gracias al cual se elevará hasta su apogeo máximo. En el mundo de la cohetería existen muchos tipos de propulsantes, así como otros ya prefabricados. Muchos aficionados compran ya los granos de pólvora hechos y únicamente los introducen dentro del motor. Aunque dichos granos de pólvora pueden ser más seguros para la combustión que los elaborados de forma casera, no se dispone de la capacidad de adaptar tu grano a las dimensiones de tu propio motor cohete, ni a las prestaciones necesarias en cada misión. De hecho, en la industria no se venden granos de propulsante de dimensiones excesivamente grandes. Es por ello que aquí se va a enseñar cómo puede fabricarse un grano de pólvora totalmente casero. 5.2.1 Fabricación de moldes de granos de propulsante Antes de comenzar con el cocinado de los granos debe fabricarse el molde dentro del cual se verterá el propulsante líquido y se dejará curar. Durante el proceso de fabricación del molde hay que tener especial cuidado con las tolerancias y ajustes entre piezas. De hecho, es muy probable que al terminar el proceso de fabricación se deban lijar superficies y ajustar algunas partes. Los elementos que se necesitarán son los siguientes: • Base del molde (figura 5.5): Se trata de una base de madera con una lámina de plástico flexible (típico cartel de "SE VENDE") enrollada en forma tubular y pegada a la madera con fibra de vidrio y resina Epoxi para que quede fija y resistente. La función de dicho tubo de lámina de plástico es guiar a la carcasa dentro de la cual se introducirá el propulsante sólido a alta temperatura (115ºC aprox) y se dejará curar. Pueden verse a simple viste 4 cosas que llaman la atención. La primera de ellas es una ranura existente pegada a la lámina de plástico tubular. Su función es que en su interior encaje el tubo de acero inoxidable. La segunda es el característico brillo que tiene la base de madera. Esto es porque se le ha aplicado una capa de barniz para evitar que el propulsante se adhiera a la base durante el curado y facilite la extracción. La tercera, es hueco semiesférico existente en el centro de la base de madera. Su finalidad es permitir el encaje del vástago (que se muestra en la figura 5.6). El cuarto y último es que en el reverso de la base de madera existe un agujero pasante y una pequeña ranura guía. Esto permite que a través del pequeño saliente que hay en la punta del vástago pueda atravesar un alambre fino y mantener fijo el vástago durante el curado del propulsante. Figura 5.5 Base del molde de propulsante. Vista al derecho (izquierda), vista del revés (derecha). 5.2 Fabricación de propulsante sólido 103 • Vástago (figura 5.6): Se trata de un tubo de aluminio que en la punta cuenta con una forma semiesférica que ajusta en el anteriormente nombrado hueco. Asimismo, el recrecido de la punta atravesará el agujero pasante en la base y permitirá la fijación del vástago. Por último, en el otro extremo del vástago existe un par de agujeros pasantes radialmente, cuya utilidad es la de permitir pasar una pequeña barra de aluminio que facilitará la extracción del vástago después del curado, únicamente tirando de ella. El vástago será esencial para marcar el diámetro interior (diámetro del alma, ver figura 4.4) del grano de propulsante. Por lo que su diámetro dependerá única y exclusivamente del resultado que se haya obtenido en los cálculos. Figura 5.6 Vástago del molde de propulsante. • Carcasa de acero inoxidable (figura 5.7): Su función es albergar el contenido del propulsante líquido y aguantar la presión que posteriormente se ejercerá sobre éste. El diámetro que se elija de la carcasa del molde será determinante para definir el diámetro exterior que tendrá el grano de pólvora. Figura 5.7 Carcasa exterior del molde de propulsante. • Tapa del molde (figura 5.8): Se trata de una tapa para la parte superior del molde. En este caso el ajuste debe ser lo mejor posible para evitar que haya pérdidas de propulsante por los bordes durante el curado de la pólvora. Es deslizante para permitir la adaptación al volumen que se haya introducido de propulsante. Está hecho en su totalidad de resina Epoxi. La forma se le ha dado vertiendo la resina en un molde de impresión 3D diseñado con los ajustes pertinentes. 104 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS Figura 5.8 Tapa móvil del molde de propulsante. • Sargento (figura 5.9): Se trata de una herramienta se sujeción en la mayoría de los casos. Cuenta con un tornillo con el que se puede ejercer una fuerza tremendamente grande con muy poco esfuerzo. Su función principal es presionar el propulsante líquido una vez se ha vertido en el molde. Con ello se eliminan las burbujas de aire existentes en la mezcla y al mismo tiempo se mejora la densidad de la pólvora (para que se parezca más a la densidad real) evitando la tendencia a expandirse del propulsante durante el curado. Figura 5.9 Tapa móvil del molde de propulsante. • Adaptador de Presión (figura 5.10): Su principal función es adaptarse al molde para que al ejercer presión con el sargento, ésta sea los más uniforme y centrada posible. Figura 5.10 Soporte de presión del molde de propulsante. Vistas 1 y 2. • Láminas de plástico enrolladas (figura 5.11): Se posicionan entre la carcasa del molde y las cartulinas de inhibición del grano de propulsante. Su función principal es facilitar la 5.2 Fabricación de propulsante sólido 105 extracción del grano de propulsante. Pero además, al no ir posteriormente incluidas dentro del motor cohete, dejan una holgura en el grano que facilita el deslizamiento de éste dentro de la cámara de combustión, ya que el motor cohete y la carcasa del molde tienen exactamente el mismo diámetro. Figura 5.11 Láminas de plástico enrolladas para facilitar extracción del grano de propulsante. • Cartulina (figura 5.12): Se trata de dos cartulinas dobles, es decir, cada cartulina doble consiste en dos cartulinas normales pegadas con pegamento líquido entre ellas. Este par de cartulinas dobles cumplen la función de actuar de inhibición para el grano de propulsante, que ya se explicó su importancia en la sección de estudios preliminares. Las cartulinas deben ser de una longitud igual al perímetro de la carcasa de acero inoxidable, pues se introducirán en él doblándolas tubularmente, para que el propulsante se adhiera a ellas durante el curado. Figura 5.12 Cartulinas dobles de inhibición para el grano de propulsante. Para la fabricación del molde, en primer lugar debe integrarse la carcasa del molde en la base, asegurándose de que encaja hasta el fondo de la ranura en la madera. 112 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS • El siguiente paso es incorporar encima de la tapa móvil el adaptador de presión y presionar todo el conjunto mediante el sargento (ver figura 5.27). Deben aplicarse unos 30 kg de fuerza. Según la experiencia con NAOS, 30 kg equivale a aproximadamente 2,5 vueltas de la manivela del sargento. Figura 5.27 Sargento apretando el conjunto del molde. • Finalmente, se mantendrá así durante 2 días completos hasta que finalice el proceso de curado. Es importante NO apretar el sargento durante ese tiempo, ya que, en el momento en el que el propulsante se va solidificando se vuelve frágil y podrían crearse grietas en el grano. Cuando haya finalizado el curado, sólo queda desmoldear cuidadosamente, retirando en primer lugar el alambre de sujección del vástago, extrayendo el conjunto de la carcasa, grano de propulsante, tapa y vástago. En segundo lugar se deben cortar las cintas adhesivas y extraer el grano de la carcasa. Seguidamente, se retira la tapa móvil y por último el vástago. Se recorta la cartulina sobrante y el resultado será el de la figura 5.28. Figura 5.28 Grano de propulsante. • El último paso para finalizar el proceso es la conservación del grano de propulsante, pues recordemos que la mezcla entre Nitrato Potásico y Dextrosa es hidrófila, es decir, tiende a absorber el agua de la humedad del aire. Para evitarlo, el grano se envuelve primero en papel de aluminio (figura 5.29)y luego en film transaparente. Finalment, se almacena en un lugar seco o en un recipiente cerrado. 5.2 Fabricación de propulsante sólido 113 Figura 5.29 Conservación del grano de propulsante. Tras acabar el proceso de cocinado del grano de propulsante se deben hacer las mediciones pertinentes para evaluar la calidad de dicho grano. Para ello, se comenzará por pesarlo y restarle el peso de las cartulinas que se hayan incluido como inhibición. Una vez hecho esto, se deben tomar las medidas de altura, diámetro exterior e interior del grano con un pie de rey y calcular el volumen. Posteriormente, se dividirá la masa entre dicho volumen y se obtendrá el valor real de la densidad de ese grano de propulsante. Se conoce que la densidad ideal del propulsante KNO3−Dextrosa es de 1,879 g/mm3 . La densidad real debe compararse con la densidad ideal mediante el denominado "porcentaje densidad real/ideal", con la siguiente ecuación: %Real/Ideal =ρreal ρideal ·100 =ρreal [g/mm3] 1,879 g/mm3·100 (5.1) Se considera que un grano de propulsante es válido cuando dicho porcentaje se encuentra por encima del 90%. En ese caso, se tratará de un grano convenientemente fabricado. En la experiencia adquirida nunca se ha logrado pasar de más de un 97% de relación entre densidades real e ideal. 5.2.3 Fabricación de los ignitores Los ignitores se tratan de los elementos que permitirán encender el motor cohete o activar el Sistema de Liberación, permitiendo que se derrita el hilo de nailon y se eyecte el paracaídas. Es por ello que se va a explicar la fabricación tanto del ignitor del motor cohete como el ignitor para el Sistema de Liberación. Ignitor del motor cohete Este ignitor es esencial para realizar el encendido del motor cohete e iniciar la combustión en la cámara. Se trata del ignitor que va conectado al Sistema de Ignición (del que se ha hablado en la parte de diseño). Por lo tanto, para la fabricación del ignitor será necesario seguir los siguientes pasos: 1. Pelar 3 mm de la punta de un cable de unos 40 cm de longitud (figura 5.30). Figura 5.30 Cables de ignición pelados pelados. 114 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS 2. Para este paso se necesitará hilo de Nicrom, que se trata de un hilo capaz de actuar como resistencia eléctrica y que está fabricado en una aleación de Níquel y Cromo. Se utilizará hilo de Nicrom de 0,1 mm de diámetro y se cortarán unos 55 mm del mismo. A continuación, se liará el hilo de Nicrom a uno de los extremos pelados del cable de cobre (figura 5.31). Figura 5.31 Cable de ignición verde envuelto en Nicrom. 3. Se cogerá ahora el otro extremo del hilo de Nicrom y se liarán 4 vueltas, a modo de resistencia eléctrica, alredeor de una aguja fina (figura 5.32). Figura 5.32 Espira de hilo de Nicrom a modo de resistencia eléctrica. 4. Ahora se debe anclar el extremo libre del hilo de Nicrom al otro cable pelado. Debe mantenerse 1 mm aprox. entre la primera espira y el extremo pelado del cable (figura 5.33). Figura 5.33 Cables de ignición fijos al hilo de Nicrom. 5.2 Fabricación de propulsante sólido 115 5. El siguiente paso es doblar las puntas de cobre de los cables pelados para fijar aún más el hilo de Nicrom y asegurar que le llega corriente eléctrica. También se cortarán los extremos sobrantes del hilo de Nicrom y se trenzarán los cables eléctricos entre ellos, dejando un pequeño arco en el extremo para no perturbar las espiras de Nicrom (figura 5.34). Figura 5.34 Cables de ignición fijos al hilo de Nicrom. 6. Por último, para rigidizar aún más el ignitor, se puede añadir una pequeña unión entre los dos cables mediante una pistola de pegamento (figura 5.35). Haciendo esto se inmovilizan los cables, se aislan y se evita el contacto entre los extremos pelados de ambos cables. Sin embargo, este paso es opcional. Figura 5.35 Punto con pistola de pegamento en cables de ignición. 7. A continuación, se debe preparar papel fusible. El papel fusible hay dos formas de hacerlo: • La primera de ellas es preparando una disolución saturada (con la mayor cantidad de soluto posible) de agua caliente y Nitrato Potásico. Posteriormente, se impregnan de dicha disolución los típicos papeles moldes de magdalenas. Una vez bien mojados, se dejan secar. De este modo ya tendríamos el primer tipo de papel fusible. • El segundo tipo de papel fusible es más fácil de obtener. Se trata de papel de fumar. Sin embargo, es menos resistente que el primer tipo. 116 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS Una vez ecogido el papel fusible se que desee, se debe cortar un rectángulo de 50x35 mm aproximadamente. Se coloca sobre una superficie plana y se le añade pólvora negra (76% KNO3 + 14% Carbón en polvo + 10% Azufre ó 74% KNO3 + 16% Carbón en polvo + 10% Azufre) en abundancia (figura 5.36). Figura 5.36 Papel fusible y Pólvora Negra. 8. Se debe ahora sobreponer el ignitor previamente fabricado encima de la pólvora negra, procurando que la resistencia de Nicrom quede en el centro del montón de pólvora negra (figura 5.37) y totalmente recubierta por ella. Así, se asegurará la ignición cuando se le aplique corriente eléctrica. Figura 5.37 Ignitor sobre montón de Pólvora Negra y papel fusible. 9. Seguidamente, enrollamos el papel fusible sobre sí mismo (figura 5.38) a modo de crisálida, procurando que se mantenga compacto y con la Pólvora Negra bien concentrada en el centro. Así, el calor que se genere en su combustión será mayor y el ignitor más efectivo. 5.2 Fabricación de propulsante sólido 117 Figura 5.38 Doblado del papel fusible. 10. Por ultimo, se comprimen ligeramente las puntas del papel con los dedos, dejando todo convenientemente empaquetado. Se le añaden en cada extremo unas finas tiras de cinta adhesiva y ya se tendría totalmente preparado el ignitor del motor cohete (figura 5.39). Figura 5.39 Ignitor del motor cohete completo. En el caso en el que se requiera mayor energía o un arranque más rápido del motor cohete se puede disolver alcohol con Pólvora Negra hasta que quede como una pasta, pintar con ello el interior de los granos de propulsante (el alma) y posteriormente introducir el ignitor a un 20% de distancia del cierre posterior. De este modo, cuando se queme el ignitor, se convertirá en una fuente de calor que encenderá la Pólvora Negra con la que se han recubierto las almas de los granos de propulsante y se dará lugar a una rápida ignición de la combustión dentro del motor. Posteriormente, la propia presión será la que eyecte los cables del ignitor del interior del motor cohete. Ignitor del Sistema de Liberación Ahora pasaremos a ver el proceso de fabricación del ignitor que irá ubicado en el Sistema de Liberación de NAOS. De hecho, es muy parecido al ignitor del motor cohete, con la salvedad de que en este hay que incluir el hilo de nailon. 1. Todos los pasos son idénticos hasta el punto 8 del apartado anterior, en el que se posiciona la resistencia de Nicrom sobre la Pólvora Negra y el papel fusible. 2. Paralelamente, se debe cortar una tira de cuerda de nailon (1 mm de diámetro) de longitud suficiente para que permita la máxima compresión posible del muelle (ver figura 4.47) que eyectará al paracaídas. A dicha cuerda de nailon se le deben hacer dos cocas a cada extremo para luego poder anclarlas convenientemente al Sistema de Liberación (figura 5.40). 118 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS Figura 5.40 Hilo de nailon con cocas en los extremos. 3. El centro de dicho hilo de nailon se posicionará sobre la Pólvora Negra y la resistencia de Nicrom, enterrándolo ligeramente en la Pólvora Negra (figura 5.41) Figura 5.41 Hilo de nailon con cocas en los extremos. 4. Procurando que los extremos del hilo de nailon donde están las cocas queden libres, se procederá al liado del papel fusible. De nuevo se debe tener especial cuidado en que el grueso de la Pólvora Negra quede confinado en el centro del ignitor (figura 5.42). Figura 5.42 Papel fusible liado con hilo de nilon. 5. Por último, se colocan dos tiras finas de cinta adhesiva, una en cada extremo del papel ignitor, aprentando y cerrando perfectamente el paquete, del que deben sobresalir el cable trenzado y el hilo de nailon con las cocas (figura 5.43). 5.3 Fabricación y programación del Sistema Electrónico y Telemétrico En este apartado se va a explicar todo lo relacionado no solo con la fabricación de las PCB’s, componentes y cápsulas, sino también con la programación y configuración de los equipos embar- 5.3 Fabricación y programación del Sistema Electrónico y Telemétrico 119 Figura 5.43 Ignitor del Sistema de Liberación completado. cados. Es por ello que este apartado es de vital importancia en caso de que se quiera comprender el funcionamiento completo del Sistema Electrónico y Telemétrico. 5.3.1 Software Arduino de telemetría (GPS, LoRa) Se va a proporcionar el Software que se ha incorporado en el interior del Arduino UNO de Telemetría y GPS. Ello permitirá el correcto funcionamiento y el envío de paquetes de datos de interés al receptor de tierra. El programa es el siguiente: 1 2 3 /* 4 This code objective is for the electronic of the rocket project NAOS_PUPPIS whose main targets are: 5 1.- Localize the rocket when landed sending the GPS location through LoRa radio 6 2.- Record the rocket apogee and the cinematic data (speed, acceleration, ...) to feed back the theoretical design calculations 7 Secondary targets: 8 1.- Send data in real time through LoRa radio (telemetry) 9 2.- Potential redesign of the recovery system release via electronics instead of current timer to do it more accurate. Requires validate the reliability of the electronics 10 Future objectives: 11 - Guidance system control through electronics 12 For doing that rocket electronics is composed of the following breakboards: 13 LORA radio E32-433T30D 14 GPS_NEO-M8N 15 GY-91 (IMU MPU-9250 & BMP280) 16 MicroSD card reader (datalogger) 17 18 Pinout hook up: 19 GPS (UART): SoftwareSerial 20 Rx: D5 21 Tx: D4 22 LORA radio (UART): SoftwareSerial 23 Rx: D1 24 Tx: D0 25 Monitor (UART): Serial port 26 Salida estándar vía USB tipo B (pines por defecto 0 y 1 no se pueden usar porque están conectados al USB tipo B) 27 GY-91 (I2C): 28 SDA: A4 29 SCL: A5 30 MicroSD card (SPI): 31 MOSI: D11 120 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS 32 MISO: D12 33 CLK: D13 34 CS: D7 35 Procedimiento (SI EL CÓDIGO NO ESTÁ CARGADO EN EL ARDUINO)!!!: 36 1.- Desconectar los pines Rx y Tx del LORA del pin 1 y 0 respectivamente 37 2.- Conectar el cable USB tipo B al PC 38 3.- Subir el código al arduino 39 4.- Desconectar el cable USB tipo B del PC 40 5.- Conectar la pila al conector jack de alimentación del arduino 41 6.- Conectar los pines Rx y Tx del LORA al pin 1 y 0 respectivamente 42 Procedimiento (SI EL CÓDIGO ESTÁ CARGADO EN EL ARDUINO)!!!: 43 Pasos 5 y 6 del procedimiento anterior 44 */ 45 46 #include <TinyGPS++.h> 47 #include <SoftwareSerial.h> 48 int counter = 0; 49 50 static const int RXPin = 4, TXPin = 5; 51 //static const int RXPin_LORA = 8, TXPin_LORA = 9; 52 static const uint32_t Baud = 9600; //GPS y LORA baud 53 54 TinyGPSPlus gps;// The TinyGPS++ object 55 SoftwareSerial ss_GPS(RXPin, TXPin); // The serial connection to the GPS device 56 //SoftwareSerial ss_LORA(RXPin_LORA, TXPin_LORA); // The serial connection to the LORA device 57 58 59 void setup() { 60 61 Serial.begin(9600); 62 while (!Serial) { 63 ;// wait for serial port to connect. Needed for native USB port only 64 } 65 // Serial.println("Serial started"); 66 ss_GPS.begin(Baud); 67 68 //ss_LORA.begin(Baud); 69 Serial.println("GPS SoftwareSerial started"); 70 } 71 72 void loop() { 73 counter++; 74 Serial.print(counter); 75 Serial.println(": "); 76 77 78 // This sketch displays information every time a new sentence is correctly encoded. 79 while (ss_GPS.available() > 0) 80 if (gps.encode(ss_GPS.read())) 81 displayInfo(); 82 83 if (millis() > 5000 && gps.charsProcessed() < 10) 84 { 85 Serial.println(F("No GPS detected: check wiring.")); 86 while(true); 87 } 88 /* 89 if (gps.location.isUpdated()) //After the object has been fed you can query it to see if any data fields have been updated 90 91 Serial.print("LAT="); Serial.print(gps.location.lat(), 6); 5.3 Fabricación y programación del Sistema Electrónico y Telemétrico 121 92 Serial.print(F(",")); 93 Serial.print("LNG="); Serial.println(gps.location.lng(), 6); 94 */ 95 delay(100); 96 } 97 98 void displayInfo() 99 { 100 if (gps.location.isValid()) 101 { 102 Serial.print(counter); 103 Serial.print(": "); 104 Serial.print(millis()); 105 Serial.print(", "); 106 Serial.print(gps.location.lat(), 6); 107 Serial.print(F(",")); 108 Serial.print(gps.location.lng(), 6); 109 Serial.print(F(", ")); 110 Serial.print(gps.altitude.meters(), 2); 111 Serial.print(F(", ")); 112 Serial.print(gps.course.deg(), 2); 113 Serial.print(F(", ")); 114 Serial.print(gps.speed.kmph(), 2); 115 Serial.print(F(", ")); 116 Serial.print(gps.satellites.value(), 5); 117 Serial.print(F(", ")); 118 Serial.print(gps.hdop.hdop(), 1); 119 } 120 else 121 { 122 Serial.print(F("INVALID")); 123 } 124 125 Serial.println(); 126 } 127 128 /* 129 Serial.print(gps.location.lat(), 6); 130 Serial.print(F(",")); 131 Serial.print(gps.location.lng(), 6); 132 Serial.print(F(", ")); 133 Serial.print(gps.altitude.meters(), 2); 134 Serial.print(F(", ")); 135 Serial.print(gps.course.deg(), 2); 136 Serial.print(F(", ")); 137 Serial.print(gps.speed.kmph(), 2); 138 Serial.print(F(", ")); 139 Serial.print(gps.satellites.value(), 5); 140 Serial.print(F(", ")); 141 Serial.print(gps.hdop.hdop(), 1); 142 */ Una vez que se incorpore este programa en el Arduino UNO del Sistema de Rastreo y Telemetría y comience a funcionar, emitirá paquetes de coordenadas GPS de manera continua. Dichas coordenadas representan lo siguiente: Ejemplo: 3025: 2232113865, 37.347141,-6.038013, 67.70, 26.95, 1.11, 21, 0.9 donde cada número separado por comas se corresponde a [counter]: [Tiempo (ms)], [latitud], [longitud], [altitud (m)], [rumbo (grados)], [velocidad (km/h)], [nºde satélites], [precisión (m)]. Así, se pueden 128 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS Hecho esto es momento de iniciar la recepción de la antena de tierra haciendo click en el boton azul de "ON/OFF" arriba a la izquierda de la pantalla. Asimismo, se conectará la antena receptora embarcada en el cohete dando lugar a la afluencia de datos por radio. Será entonces cuando se comience a recibir datos, al principio "INVALID" y tras unos instantes paquetes de datos del GPS (ver figura 5.46) Figura 5.46 Pantalla principal del AccessPort.exe recibiendo datos de telemetría. Finalmente, en caso de que se desee guardar los datos recibidos durante el el lanzamiento se debe ir a"File" →"Save as" y elegir la carpeta de destino, el nombre y el tipo de archivo. 5.3.4 Fabricación del Subsistema de Rastreo y Telemetría Para poder fabricar el Subsistema de Rastreo y Telemetría fue necesario enviar a la página Web de ALL PCB el siguiente archivo de fabricación: Figura 5.47 Archivo del Shield de Rastreo y Telemetría, fabricación capa superior. 5.3 Fabricación y programación del Sistema Electrónico y Telemétrico 129 Figura 5.48 Archivo del Shield de Rastreo y Telemetría, fabricación capa inferior. Tras un mes de espera y a un precio muy económico llegó la PCB fabricada tal y como se había diseñado. A continuación, se muestran unas imágenes del resultado. Figura 5.49 PCB del Shield del Subsistema de Rastreo y Telemetría. Lo único que queda es seguir las instrucciones del esquemático e ir soldando cada uno de los componentes a las PCB. Es importante destacar que existen tornillos para la fijación de los componentes a la PCB. Además, será necesario levantar levemente, con unos pequeños soportes debajo, el módulo LoRa para que no quede en el aire. Tras hacerlo, ya es momento de soldar la PCB al Arduino UNO. Si se hace, el resultado es el siguiente: Figura 5.50 Subsistema de Rastreo y Telemetría completo. El último paso sería anclar el Subsistema de Rastreo y Telemetría a la cápsula de electrónica que le corresponde. 5.3.5 Fabricación del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales De nuevo, se enviaron los archivos de fabricación a la Web de ALL PCB. 130 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS Figura 5.51 Archivo del Shield de Registro de Medidas Inerciales, fabricación capa inferior. Figura 5.52 Archivo del Shield de Registro de Medidas Inerciales, fabricación capa inferior. La PCB que se muestra es la que aparece en la figura 5.53. Figura 5.53 PCB del Shield del Subsistema de Rastreo y Telemetría. En este caso, el ensamblaje es mas sencillo ya que hay que hacer menos soldaduras que en el caso anterior. Sin embargo, es importante comprobar la colocación de los ejes del IMU para luego interpretar convenientemente los datos registrados. Los ejes pueden verse en la figura 5.54 apuntados en una pegatina a mano. Figura 5.54 Subsistema de Rastreo y Telemetría completo. 5.3 Fabricación y programación del Sistema Electrónico y Telemétrico 131 5.3.6 Fabricación de cápsula de electrónica La fabricación de la cápsula de electrónica se llevo a cabo mediante su impresión 3D en PLA. Se escogió este material por ser barato, resistente y fácilmente programable en la impresora. Los parámetros que se usaron fueron los que se muestran a continuación: •Altura de capa (Layer Height): 0,1 mm •Altura de capa inicial (Initial Layer Height): 0,1 mm •Ancho de filamento (Line Width): 0,4 mm •Espesor de pared (Wall Thickness): 1,2 mm •Espesores superior/inferior (Top/Bottom Thickness): 0,5 mm •Expansión horizontal (Horizontal Expansion): 0 mm •Densidad de relleno (Infill Density): 100% •Patrón de relleno (Infill Pattern): Cubic (cúbico) •Temperatura de impresión (Printing Temperature): 220 ºC •Temperatura de la cama (Build Plate Temperature): 60ºC •Velocidad de impresión (Print Speed): 40 mm/s •Velocidad de relleno (Infill Speed): 40 mm/s •Velocidad de pared (Wall Speed): 15 mm/s •Velocidad de traslación (Travel Speed): 60 mm/s •Retracción (Retraction): Acivada (Enabled) •Distancia de retracción (Retraction Distance): 7 mm •Velocidad de retracción (Retraction Speed): 25 mm/s •Refrigeración durante la impresión (Print Cooling): Activado (Enabled) •Velocidad del ventilador (Fan Speed) 100 Es importante destacar también que los soportes deben estar activados y la pieza debe imprimirse verticalmente para que los acabados superficiales sean los mejores posibles. Tras acabar la impresión, retirar los soportes, lijar las imperfecciones más notables y acoplar todos los elementos, el resultado es el que se muestra en las siguientes imágenes. Figura 5.55 Cápsula de electrónica desde arriba. Timer integrado. 132 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS Figura 5.56 Cápsula de electrónica completa. 5.3.7 Fabricación del Alojamiento de la Yi CAM Al igual que en el caso anterior, el Alojamiento de la Yi CAM se ha fabricado en PLA, siguiendo los mismos parámetros que para las cápsulas de electrónica, con la salvedad de que: •Densidad de relleno (Infill Density): 40% Del mismo modo, los soportes se activaron para poder imprimir la pieza de manera correcta. Por otro lado, fue necesario un ejercicio de lijado muy fino, tanto en la superficie que estaría en contacto directo con la corriente exterior, como en los orificios implantados para el anclaje al fuselaje del cohete. Además, es importante destacar que el encendido de la cámara de a bordo debe hacerse mediante un orificio que posteriormente se taladró en el fuselaje de NAOS para poder pulsar el botón central de la Yi CAM. Así, el resultado final fue el siguiente: 5.4 Fabricación del Sistema de Liberación y Recuperación 133 Figura 5.57 Alojamiento de la Yi CAM . Debe tenerse en cuenta que para poder ensamblar correctamente la Yi CAM se debió realizar una perforación en el fuselaje con la silueta de la planta de la Yi CAM, que permitiera introducirla cómodamente y mantuviera en la medida de lo posible la aerodinámica del cohete. El resultado final se observa en la tercera imagen de la figura 5.57. 5.4 Fabricación del Sistema de Liberación y Recuperación Para comprender las imágenes que se mostrarán en esta sección es importante recordar el esquema mostrado del diseño conceptual del Sistema de Liberación en la figura 4.47, pues será éste en base al cual se lleve a cabo la fabricación de los distintos elementos necesarios. Para un correcto funcionamiento del sistema, el pistón debe estar lijado lo más finamente posible para que no haga fricción con las paredes interiores del fuselaje e impida la salida del paracaídas. El émbolo del pistón fue fabricado en fibra de vidrio con resina epoxi, usando como molde un tubo de diámetro ligeramente inferior al usado en el fuselaje. Por su parte, el vástago se trata de una fina barra de aluminio con una pequeña cuña en uno de sus extremos para poder anclar a él el hilo de nailon. Sin embargo, antes de fabricar el émbolo debe unirse el vástago a la zona central del molde y recubrir su extremo con abundante resina y fibra de vidrio para fijar lo mejor posible el vástago al émbolo. Con ello y dejándolo secar tendríamos el pistón finalmente fabricado. Sólo quedaría ensamblarlo al fuselaje del NAOS, añadiendo el muelle, tal y como se muestra en las figuras 5.58. 134 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS Figura 5.58 Sistema de Liberación y Recuperación fabricado y ensamblado. Se puede comprobar en la figura 5.59 cómo, tanto el vástago como la línea de vida disponen de dos orificios en el extremo contrario a la ojiva que atraviesan la tapa del fuselaje. Por su parte, se ve que la línea de vida se une con el cono del cohete manteniendo así unidas todas las secciones del cohete (ver figura 5.58). Figura 5.59 Sistema de Liberación y Recuperación (vista desde el extremo posterior). Por último, se debe realizar la compresión del muelle a través del pistón, añadir la pieza de sujeción y posteriormente unir un extremo del hilo de nailon con la carga de pólvora (se muestra su fabricación en la sección 5.2.3) al extremo del vástago aluminio y el otro extremo al perno con enlace de anillo de la pieza de sujeción (ver figura 5.60). 5.4 Fabricación del Sistema de Liberación y Recuperación 135 Figura 5.60 Sistema de Liberación y Recuperación armado ON. El siguiente paso será tensar el hilo de nailon mediante el perno para comprimir el muelle. Es importante comentar que se pintaron unas marcas en el vástago de aluminio para que no se comprimiera más de la longitud máxima de compresión del muelle (a partir de la cual entra en deformación plástica, ver tabla 4.1). Por último, es recomendable recubrir la pieza de sujeción con cinta adhesiva de aluminio para evitar que la electrónica quede dañada con la detonación de la carga de pólvora. El resultado final, listo para integrar esta sección con el resto, es la que se muestra en la figura 5.61. Figura 5.61 Sistema de Liberación y Recuperación armado ON, recubierto con cinta adhesiva de aluminio. 5.4.1 Fabricación del Timer Como ya sabemos, el Timer es el dispositivo encargado de iniciar la cuenta atrás que marcará la activación de la carga de pólvora del Sistema de Liberación y la posterior apertura del paracaídas. Éste se encuentra ubicado en la parte más alta de la sección de la electrónica (ver figura 5.62). Tras haber realizado el diseño en Altium, se generaron los archivos de fabricación que se muestran en las figuras 5.63 y 5.64. Como viene siendo costumbre, estos archivos se enviaron a ALL PCB, donde los fabricaron y los enviaron a España, siendo el resultado el que se muestra en figura 5.65. El siguiente paso fue soldar todos los componentes electrónicos que se especifican tanto en la sección 4.3.2 como en el esquema del Timer mostrado en la figura 4.19. Además, para que sea más 136 Capítulo 5. Fabricación y ensamblaje de NAOS Figura 5.62 Ubicación del dispositivo Timer en la cápsula de electrónica. Figura 5.63 Archivo del Shield del Timer, fabricación capa superior. Figura 5.64 Archivo del Shield del Timer, fabricación capa inferior. Figura 5.65 PCB del dispositivo Timer. intuitivo se añadieron huellas a la PCB para indicar la ubicación de cada uno de ellos (ver figura 5.65 (izquierda)). Una vez finalizadas las soldaduras el resultado será el siguiente: 5.4 Fabricación del Sistema de Liberación y Recuperación 137 Figura 5.66 Dispositivo Timer acabado. Llaman la atención los tres bloques terminales del timer, dos de ellos conectados por un par de cables a otras dos clemas. Los cables procedentes del bloque de terminales del "Ignitor" van directamente conectados a los cables de la carga de pólvora encargada de eyectar el paracaídas que pueden verse en las figuras 5.60 y 5.61. Por su parte, los cables que conectados al "Trigger" se conectarán a su vez al dispositivo Trigger (ver figura 4.16) en el exterior del cohete mediantes las clemas. Dicho trigger, como ya se ha explicado, será el encargado de dar comienzo a la cuenta atrás una vez el cohete haya dejado la plataforma de lanzamiento. 5.4.2 Confección del paracaídas Para ser capaces de fabricar el paracaídas en primer lugar debe haberse leído y comprendido la sección de Diseño del Paracaídas. De este modo se sabrá el diámetro que necesitamos de paracaídas, pues será esencial para comenzar con la confección. Debe también adquirirse tela de nailon para paracaídas por internet. Del mismo modo, deberán comprarse cintas de raso) para usarlas como cuerdas del paracaídas. Para obtener el patrón que se deberá seguir para el recorte de las piezas se debe ingresar en la Web de (pinchando Richard Nakka), bajar hasta la parte de "Parachute Gore Pattern Maker" y descargar el archivo de Excel "PARAPAT_V1.1.XLS". Haciendo esto podremos general las dimensiones de cada una de las secciones que compondrán el paracaídas en función del diámetro, así como definir el número de segmentos que se desee (en el caso de NAOS se escogieron 12 secciones). En la siguiente imagen puede verse la pestaña e "COORDINATES" del archivo de Excel. En las pestaña "PATTERN" será donde nos aparezca la geometría del patrón a imprimir en función de las dimensiones que se hayan introducido. FEATURES PT-15 15 mm Carbon Potentiometer www.piher.net MECHANICAL SPECIFICATIONS ELECTRICAL SPECIFICATIONS –Equivalent Noise Resistance: –Operating temperature**: –25°C + 70°C (–13°F + 158°F) * Others: check availability. –Life*: Up to 100K cycles 223 Value H01 Mounting Method H01 H2.5 H05 H5 H25 HC5 H06 B H02 H2.5P H10 H5P V02 V12.5 V12 VA V15 V15 V17 V17.5 V18 D V24 VD15 V21 V12.5P V22 VAP V23 V15P 504 = 500 K L Rotors C F G L M N R T X W Y Z PT15 Series A Taper A = Lin. B = Log. C = Alog. (See note 4) 2020 Tolerance 0505 = ± 5% 0707 = ± 7% 1010 = ± 10% 2020 = ± 20% 3030 = ± 30% 505 = 5 M 223 = 22 K Code (See note 1) (See note 2) (See note 3) HOW TO ORDER (See note 7) Shaft/rotor colour RO=Red NE=Black VE=Green AM=Yellow AZ=Blue MA=Brown GR=Grey NA=Orange CR=Cream Magazine T Torque – = Standard L = Low torque (See note 8) Cut track PCI = Initial PCF= Final (See note 6) Wiper position PM = 50% PF = Final I= non flammable Detents PAI PAM PAF P1I P1F P02 . . . P38 Shaft/Thum. 01 – Fig. 1 28 – Fig. 28 (See note 10) Life E= Long life (See note 5) U= Extra Long life --- NOTE: The information contained here should be used for reference purposes only. NOTES: (1) "Z" adjustment only available on "H" versions. Standard colour for the “T” rotor: Orange. (2) Terminal styles: "P" are crimped terminals. V24 terminals material: brass. V=Vertical adjust; H=Horizontal Adjust (8) (4) Non standard tolerance: check availability. (5) Life (6) Non flammable: housing, rotor and shaft. According to UL 94V-0 (9) (10) If you wish to use your own custom plastic shaft/knob/actuator please contact Piher for advice about compatible materials. (3) Value: . 51 –Range of values*: –Max. Voltage: 250 VDC (lin) 125 VDC (no lin) –Nominal Power 50°C (122°F) (see power rating curve) 0.25 W (lin) 0.12 W (no lin) –Tolerance*: ± 20% ± 30% –Taper*: (Log. & Alog. only Rn 1K) Lin ; Log; Alog. (See note 9) Flammability Example: 10 1Numb of zeros. First two digits of the value. Code: Example: +7% -5% 07 05 negative tolerance positive tolerance Code: Standard: 1K cycles. Long life: 10K cycles. Cream colour only available in standard plastic. (7) Colour shaft/rotor: Potentiometer without shaft: only rotor Potentiometer with shaft: only shaft Extra long life: 100K cycles (Only for low torque versions. To be studied case by case.) ** Up to 85°C depending on application. –Stop torque: > 10 Ncm. ( >14 in-oz) –Torque: 0.5 to 2.5 Ncm. (0.7 to 3.4 in-oz) –Electrical rotation angle: 240° ± 20° –Mechanical rotation angle: 265° ± 5° 240º ± 5º available under drawing (blue housing only) Magazines (35 pcs/mag): available for VA (12.5), V (12.5), V (12.5P), V (15), V15 (P) and H models. For more information please contact your nearest Piher supplier. –Residual resistance*: S - Carbon resistive element. - IP54 protection according to IEC 60529. - Polyester substrate. - Also upon request: • Long life model for low cost control pot. applications • Low torque option • Supplied in magazines for automatic insertion. • Wiper positioned at initial, 50% or fully clockwise. • Self extinguishable plastic UL 94V-0. • Cut track option. • Special Tapers. • Mechanical detents. OPTIONAL EXTRAS C.5 DataSheet e hojas de información de los componentes electrónicos 241 C.5.2 DataSheet del MOSFET IRF520 (Timer) Document Number: 91017 www.vishay.com S11-0511-Rev. B, 21-Mar-11 1 This datasheet is subject to change without notice. THE PRODUCT DESCRIBED HEREIN AND THIS DATASHEET ARE SUBJECT TO SPECIFIC DISCLAIMERS, SET FORTH AT www.vishay.com/doc?91000 Power MOSFET IRF520, SiHF520 Vishay Siliconix FEATURES • Dynamic dV/dt Rating • Repetitive Avalanche Rated • 175 °C Operating Temperature •Fast Switching • Ease of Paralleling • Simple Drive Requirements • Compliant to RoHS Directive 2002/95/EC DESCRIPTION Third generation Power MOSFETs from Vishay provide the designer with the best combination of fast switching, ruggedized device design, low on-resistance and cost-effectiveness. The TO-220AB package is universally preferred for all commercial-industrial applications at power dissipation levels to approximately 50 W. The low thermal resistance and low package cost of the TO-220AB contribute to its wide acceptance throughout the industry. Notes a. Repetitive rating; pulse width limited by maximum junction temperature (see fig. 11). b. VDD = 25 V, starting TJ = 25 °C, L = 3.5 mH, Rg = 25 , IAS = 9.2 A (see fig. 12). c. ISD  9.2 A, dI/dt  110 A/μs, VDD  VDS, TJ  175 °C. d. 1.6 mm from case. PRODUCT SUMMARY VDS (V) 100 RDS(on) ()V GS = 10 V 0.27 Qg (Max.) (nC) 16 Qgs (nC) 4.4 Qgd (nC) 7.7 Configuration Single N-Channel MOSFET G D S TO-220AB GD S Available RoHS* COMPLIANT ORDERING INFORMATION Package TO-220AB Lead (Pb)-free IRF520PbF SiHF520-E3 SnPb IRF520 SiHF520 ABSOLUTE MAXIMUM RATINGS (TC = 25 °C, unless otherwise noted) PARAMETER SYMBOL LIMIT UNIT Drain-Source Voltage VDS 100 V Gate-Source Voltage VGS ± 20 Continuous Drain Current VGS at 10 V TC = 25 °C ID 9.2 ATC = 100 °C 6.5 Pulsed Drain CurrentaIDM 37 Linear Derating Factor 0.40 W/°C Single Pulse Avalanche EnergybEAS 200 mJ Repetitive Avalanche CurrentaIAR 9.2 A Repetitive Avalanche EnergyaEAR 6.0 mJ Maximum Power Dissipation TC = 25 °C PD60 W Peak Diode Recovery dV/dtcdV/dt 5.5 V/ns Operating Junction and Storage Temperature Range TJ, Tstg - 55 to + 175 °C Soldering Recommendations (Peak Temperature) for 10 s 300d Mounting Torque 6-32 or M3 screw 10 lbf · in 1.1 N · m * Pb containing terminations are not RoHS compliant, exemptions may apply www.vishay.com Document Number: 91017 2S11-0511-Rev. B, 21-Mar-11 This datasheet is subject to change without notice. THE PRODUCT DESCRIBED HEREIN AND THIS DATASHEET ARE SUBJECT TO SPECIFIC DISCLAIMERS, SET FORTH AT www.vishay.com/doc?91000 IRF520, SiHF520 Vishay Siliconix Notes a. Repetitive rating; pulse width limited by maximum junction temperature (see fig. 11). b. Pulse width  300 μs; duty cycle  2 %. THERMAL RESISTANCE RATINGS PARAMETER SYMBOL TYP. MAX. UNIT Maximum Junction-to-Ambient RthJA -62 °C/WCase-to-Sink, Flat, Greased Surface RthCS 0.50 - Maximum Junction-to-Case (Drain) RthJC -2.5 SPECIFICATIONS (TJ = 25 °C, unless otherwise noted) PARAMETER SYMBOL TEST CONDITIONS MIN. TYP. MAX. UNIT Static Drain-Source Breakdown Voltage VDS VGS = 0 V, ID = 250 μA 100 - - V VDS Temperature Coefficient VDS/TJ Reference to 25 °C, ID = 1 mA - 0.13 - V/°C Gate-Source Threshold Voltage VGS(th) VDS = VGS, ID = 250 μA 2.0 - 4.0 V Gate-Source Leakage IGSS V GS = ± 20 V - - ± 100 nA Zero Gate Voltage Drain Current IDSS VDS = 100 V, VGS = 0 V - - 25 μA VDS = 80 V, VGS = 0 V, TJ = 150 °C - - 250 Drain-Source On-State Resistance RDS(on) V GS = 10 V ID = 5.5 Ab-- 0.27  Forward Transconductance gfs VDS = 50 V, ID = 5.5 Ab2.7 - - S Dynamic Input Capacitance Ciss VGS = 0 V, VDS = 25 V, f = 1.0 MHz, see fig. 5 - 360 - pFOutput Capacitance Coss - 150 - Reverse Transfer Capacitance Crss -34- Total Gate Charge Qg VGS = 10 V ID = 9.2 A, VDS = 80 V, see fig. 6 and 13b --16 nC Gate-Source Charge Qgs --4.4 Gate-Drain Charge Qgd --7.7 Turn-On Delay Time td(on) VDD = 50 V, ID = 9.2 A, Rg = 18 , RD = 5.2, see fig. 10b -8.8- ns Rise Time tr -30- Turn-Off Delay Time td(off) -19- Fall Time tf -20- Internal Drain Inductance LD Between lead, 6 mm (0.25") from package and center of die contact -4.5- nH Internal Source Inductance LS-7.5- Drain-Source Body Diode Characteristics Continuous Source-Drain Diode Current IS MOSFET symbol showing the integral reverse p - n junction diode --9.2 A Pulsed Diode Forward CurrentaISM --37 Body Diode Voltage VSD TJ = 25 °C, IS = 9.2 A, VGS = 0 Vb-- 1.8 V Body Diode Reverse Recovery Time trr TJ = 25 °C, IF = 9.2 A, dI/dt = 100 A/μsb-110 260 ns Body Diode Reverse Recovery Charge Qrr -0.53 1.3 μC Forward Turn-On Time ton Intrinsic turn-on time is negligible (turn-on is dominated by LS and LD) D S G S D G 244 Capítulo C. Diseño de NAOS C.5.3 DataSheet del Circuito Integrado Temporizador NE555 1 2 3 4 8 7 6 5 GND TRIG OUT RESET VCC DISCH THRES CONT 3 2 1 20 19 9 10 11 12 13 4 5 6 7 8 18 17 16 15 14 NC DISCH NC THRES NC NC TRIG NC OUT NC NC GND NC CONT NC VCC NC NC RESET NC NC – No internal connection NA555...D OR P PACKAGE NE555...D, P, PS, OR PW PACKAGE SA555...D OR P PACKAGE SE555...D, JG, OR P PACKAGE (TOPVIEW) SE555...FK PACKAGE (TOPVIEW) NA555, NE555, SA555, SE555 www.ti.com SLFS022H –SEPTEMBER 1973–REVISED JUNE 2010 PRECISION TIMERS Check for Samples: NA555,NE555,SA555,SE555 1FEATURES • Timing From Microseconds to Hours • Adjustable Duty Cycle • Astable or Monostable Operation • TTL-Compatible Output Can Sink or Source up to 200 mA DESCRIPTION/ORDERING INFORMATION These devices are precision timing circuits capable of producing accurate time delays or oscillation. In the time-delay or monostable mode of operation, the timed interval is controlled by a single external resistor and capacitor network. In the astable mode of operation, the frequency and duty cycle can be controlled independently with two external resistors and a single external capacitor. The threshold and trigger levels normally are two-thirds and one-third, respectively, of VCC. These levels can be altered by use of the control-voltage terminal. When the trigger input falls below the trigger level, the flip-flop is set, and the output goes high. If the trigger input is above the trigger level and the threshold input is above the threshold level, the flip-flop is reset and the output is low. The reset (RESET) input can override all other inputs and can be used to initiate a new timing cycle. When RESET goes low, the flip-flop is reset, and the output goes low. When the output is low, a low-impedance path is provided between discharge (DISCH) and ground. The output circuit is capable of sinking or sourcing current up to 200 mA. Operation is specified for supplies of 5 V to 15 V. With a 5-V supply, output levels are compatible with TTL inputs. 1 Please be aware that an important notice concerning availability, standard warranty, and use in critical applications of Texas Instruments semiconductor products and disclaimers thereto appears at the end of this data sheet. PRODUCTION DATA information is current as of publication date. Copyright © 1973–2010, Texas Instruments Incorporated Products conform to specifications per the terms of the Texas On products compliant to MIL-PRF-38535, all parameters are Instruments standard warranty. Production processing does not tested unless otherwise noted. On all other products, production necessarily include testing of all parameters. processing does not necessarily include testing of all parameters. NA555, NE555, SA555, SE555 www.ti.com SLFS022H –SEPTEMBER 1973–REVISED JUNE 2010 Electrical Characteristics VCC = 5 V to 15 V, TA= 25°C (unless otherwise noted) NA555 SE555 NE555 PARAMETER TEST CONDITIONS UNIT SA555 MIN TYP MAX MIN TYP MAX VCC = 15 V 9.4 10 10.6 8.8 10 11.2 THRES voltage level V VCC = 5 V 2.7 3.3 4 2.4 3.3 4.2 THRES current(1) 30 250 30 250 nA 4.8 5 5.2 4.5 5 5.6 VCC = 15 V TA= –55°C to 125°C 3 6 TRIG voltage level V 1.45 1.67 1.9 1.1 1.67 2.2 VCC = 5 V TA= –55°C to 125°C 1.9 TRIG current TRIG at 0 V 0.5 0.9 0.5 2 mA 0.3 0.7 1 0.3 0.7 1 RESET voltage level V TA= –55°C to 125°C 1.1 RESET at VCC 0.1 0.4 0.1 0.4 RESET current mA RESET at 0 V –0.4 –1 –0.4 –1.5 DISCH switch off-state 20 100 20 100 nA current 9.6 10 10.4 9 10 11 VCC = 15 V TA= –55°C to 125°C 9.6 10.4 CONT voltage V (open circuit) 2.9 3.3 3.8 2.6 3.3 4 VCC = 5 V TA= –55°C to 125°C 2.9 3.8 0.1 0.15 0.1 0.25 VCC = 15 V, IOL = 10 mA TA= –55°C to 125°C 0.2 0.4 0.5 0.4 0.75 VCC = 15 V, IOL = 50 mA TA= –55°C to 125°C 1 2 2.2 2 2.5 VCC = 15 V, IOL = 100 mA Low-level output voltage TA= –55°C to 125°C 2.7 V VCC = 15 V, IOL = 200 mA 2.5 2.5 VCC = 5 V, IOL = 3.5 mA TA= –55°C to 125°C 0.35 0.1 0.2 0.1 0.35 VCC = 5 V, IOL = 5 mA TA= –55°C to 125°C 0.8 VCC = 5 V, IOL = 8 mA 0.15 0.25 0.15 0.4 13 13.3 12.75 13.3 VCC = 15 V, IOL = –100 mA TA= –55°C to 125°C 12 High-level output voltage VCC = 15 V, IOH = –200 mA 12.5 12.5 V 3 3.3 2.75 3.3 VCC = 5 V, IOL = –100 mA TA= –55°C to 125°C 2 VCC = 15 V 10 12 10 15 Output low, No load VCC = 5 V 3 5 3 6 Supply current mA VCC = 15 V 9 10 9 13 Output high, No load VCC = 5 V 2 4 2 5 (1) This parameter influences the maximum value of the timing resistors RAand RBin the circuit of Figure 12. For example, when VCC = 5 V, the maximum value is R = RA+ RB≉3.4 MΩ, and for VCC = 15 V, the maximum value is 10 MΩ. Copyright © 1973–2010, Texas Instruments Incorporated Submit Documentation Feedback 5 Product Folder Link(s): NA555 NE555 SA555 SE555 NA555, NE555, SA555, SE555 SLFS022H –SEPTEMBER 1973–REVISED JUNE 2010 www.ti.com Operating Characteristics VCC = 5 V to 15 V, TA= 25°C (unless otherwise noted) NA555 SE555 NE555 TEST PARAMETER UNIT SA555 CONDITIONS(1) MIN TYP MAX MIN TYP MAX Each timer, monostable(3) TA= 25°C 0.5 1.5(4) 1 3 Initial error of timing % interval(2) Each timer, astable(5) 1.5 2.25 Each timer, monostable(3) TA= MIN to MAX 30 100(4) 50 Temperature coefficient of ppm/ timing interval °C Each timer, astable(5) 90 150 Each timer, monostable(3) TA= 25°C 0.05 0.2(4) 0.1 0.5 Supply-voltage sensitivity of %/V timing interval Each timer, astable(5) 0.15 0.3 CL= 15 pF, Output-pulse rise time 100 200(4) 100 300 ns TA= 25°C CL= 15 pF, Output-pulse fall time 100 200(4) 100 300 ns TA= 25°C (1) For conditions shown as MIN or MAX, use the appropriate value specified under recommended operating conditions. (2) Timing interval error is defined as the difference between the measured value and the average value of a random sample from each process run. (3) Values specified are for a device in a monostable circuit similar to Figure 9, with the following component values: RA= 2 kΩto 100 kΩ, C = 0.1 mF. (4) On products compliant to MIL-PRF-38535, this parameter is not production tested. (5) Values specified are for a device in an astable circuit similar to Figure 12, with the following component values: RA= 1 kΩto 100 kΩ, C = 0.1 mF. 6Submit Documentation Feedback Copyright © 1973–2010, Texas Instruments Incorporated Product Folder Link(s): NA555 NE555 SA555 SE555 248 Capítulo C. Diseño de NAOS C.5.4 DataSheet de Batería LIPO 8000 mAh Batería LIPO_8000 mAh Zeee 2S Lipo batería 7,4 V 100C 8000mAh Hardcase RC cargador de batería Deans enchufe para RC coche camión barco helicóptero FPV RACING Características: 1. Materias primas superiores de polímero de litio de Japón y Corea 2. Tecnología de apilamiento automático, mejor rendimiento 3. Progreso de coincidencia estricta, excelente consistencia 4. Densidad de energía de hasta 200Wh/kg y larga vida útil. 5 certificado: CE ROHS MSDS... UN38.3 UL Especificación: Marca: Zeee Química de la batería: polímero de litio Voltaje: 7,4 V Capacidad: 8000mAh Tasa de descarga (C): 100C Configuración: 2S2P Tipo de conector: enchufe Deans Conector de equilibrador tipo: JST-XH Longitud: 138mm/5,43 pulgadas Ancho: 47mm/1,85 pulgadas Altura: 25mm/0,98 pulgadas Peso de la batería (dev.10g): 320g/11,3 onzas/unid Aplicación: Zeee 7,4 V 100C batería de 8000mAh Lipo diseñado especialmente para 1/8 y 1/10 RC modelo de coche como Losi... Traxxas Slash automodelismo Strada XB 1/10 RTR eléctrico Buggy equipo asociado ElectrixRC... Emaxx... Bandit, versión Rustler, etc.-también se puede utilizar para Avión RC, helicóptero RC, barco RC, ¡Drone FPV! -Para la batería RC, solo si el voltaje, la dimensión y el enchufe coinciden, entonces encajará. Las notas de seguridad: 1. Para garantizar la seguridad, comprueba y confirma que la superficie y el voltaje de la batería lipo son normales antes de usarla. 2. Si la nueva batería lipo no tiene una carga completa o pierde la carga muy rápidamente en poco tiempo, utiliza un cargador de batería lipo profesional para cargar y reciclar varias veces primero. Para la mayoría de las baterías lipo, la tasa de carga más segura es 1C. 1.3 R 51.07 40.6 52 1.3 R 1 R 49.05 30 A A B B 39.31 82.72 7.36 10.72 189 143 3 4 10 67 31.5 R 33.5 R 38.1 R 2.5 R 53.6 2.5 R 1.25 R 15.78 47.6 4 Section view A-A Scale: 1:3 35.1 R 6 7.55 8.61 16 3 Section view B-B Scale: 1:3 3.83 30 30 19 19 C.6 Croquis del diseño de las cápsulas de electrónica 257 C.6.2 Croquis de las tapas de fijación de la batería 7 61.6 1 R 53.6 6.3 3 3 3 30 C.6 Croquis del diseño de las cápsulas de electrónica 259 C.6.3 Croquis de cápsula de Subsistema de Rastreo y Telemetría 10 10 19.29 24.06 24.6 2.5 R 8.72 1.3 R A A B B 27.5 R 1.25 R 2.5 R 9.5 R 15.96 22.5 R 1.25 R 38.1 R 2.5 R 135 2 2 30.21 81.21 60.2 87.25 Section view B-B Scale: 1:2 6 7.55 C.6 Croquis del diseño de las cápsulas de electrónica 261 C.6.4 Croquis de cápsula de Antena y Timer 2 10 10 A A 9.5 R 22.5 R 38.1 R 1.25 R 2.5 R 15.96 3.2 1.5 R 16 35.11 R 6 87.25 60.2 7.55 52 103.2 175 201 2 Section view A-A Scale: 1:2 3 R C.6 Croquis del diseño de las cápsulas de electrónica 263 C.6.5 Croquis del alojamiento de la YI Cam (cámara de a bordo) 62.46 9.5 R 43.8 4 R 36.3 7.8 15 1 R 21.15 A A B B 43.8 24.63 65.28 24.63 21 1.5 4.98 Section view A-A Scale: 1:2 7 2.46 44.95 80 27.54 11.35 3.5 R 12 R 3.19 6.5 Section view B-B Scale: 1:2 40.03 R 25 R C.7 Sistema de Liberación y Recuperación 265 C.7 Sistema de Liberación y Recuperación C.8 Croquis del diseño de la aerodinámica y estabilidad C.8.1 Croquis Ojiva Parte inferior 43.93 A A B B 40.1 R 45 R 18.14 11 7 14 12.42 116.29 1.8 R 2 R 5 R 11 12.43 1.5 4 42.6 R 8.53 Section view A-A Scale: 1:2 11.08 5 R 2.4 4.9 65 116.47 13.14 Section view B-B Scale: 1:2 6.5 135 C.8 Croquis del diseño de la aerodinámica y estabilidad 273 C.8.5 Croquis Anillo de Aletas Superior 13 148.97 10 1 R 7 85 3.5 A A 40.3 R 42.5 R 45 R 1.8 R 2 R 5 R 11.94 2.2 4.7 32.91 R 3.97 R 13.14 8.28 10.58 15.64 Section view A-A Scale: 1:2 35.57 C.8 Croquis del diseño de la aerodinámica y estabilidad 275 C.8.6 Croquis Aletas NAOS 5 242.2 99.85 69.42 148 101 13.91 1 13.47 79.67 73.74 137.68 R 1 R 1.65 R 2.15 R C.9 Diseño de otros elementos esenciales 277 C.9 Diseño de otros elementos esenciales C.9.1 DataSheet del DI-149 USB Data Acquisition Starter Kit 9Low-cost, Compact USB Data Acquisition Starter Kit 9Eight ±10 V Differential Analog Inputs 9Analog Inputs Protected to ±150V 910-bit Resolution 9Up to 10 kHz Sample Rate 94 Digital Inputs incl. 2 Counter/Timers 9Provided with WinDaq/Lite Software 9Optional WinDaq/HS Software for turnkey high speed sampling DI-149 USB Data Acquisition Starter Kit DI-149 Close-up LED Indication Power LED indicates power is applied. Active LED indicates the device is recording to disk. Remote LED indicates use of a digital input. Bulkhead Mounting Ears Analog In Channels 1-4 ±10VFS, ±150V transient, max. Digital In Channels DI0 and DI1 can be used for Remote Start/Stop using WinDaq DI2 and DI3 can be used for Counter/Timer applications All inputs may be programmed to operate as a 4-bit digital input port. Mini-B USB connection Bulkhead Mounting Ears Remote Event push-button Trigger events either from the remote event inputs (through WinDaq software) or by pushing this button. DI-149 Description www.dataq.com 2 330-668-1444 Analog In Channels 5-8 ±10VFS, ±150V transient, max. Digital Out Channels 30 VDC max., 0.5 A sink current max. The DI-149 is a new product for general-purpose data acquisition applications in a long line of low-cost starter kits from DATAQ Instruments. Suitable for measuring preamplified analog signals, the DI-149 in tandem with the included WinDaq software allows real time data acquisition, playback, and analysis performance equal to or better than other products that cost ten times or more than its low price. Predecessors of this instrument have been sold to thousands of hobbyists and professionals for countless data acquisition applications around the world. The DI-149 continues this legacy with noise-cancelling differential analog inputs that are transient-protected to ±150 VDC or peak AC. This tough and tolerant starter kit is an eight-channel version of the popular DI-145, with some enhanced capability. The DI-149 offers eight analog inputs and four each discrete (digital) input and output channels. Two of the digital inputs (bits D2 and D3) can be used to measure rate up to 10 kHz and counts up to 16,383. The analog inputs offer a fixed measurement range of ±10 VFS at 10 bits of resolution. Sample rates as slow as 11.44 Hz (0.3052 Hz when using WinDaq software) and as fast as 10 kHz (divided by the number of enabled channels) are supported. Included WinDaq software allows a real time display of any combination of analog, digital, or counter/timer channels, and the ability to stream acquired data to disk in recorder-like fashion. Two digital inputs may be used for remote stop/start and remote event operations using WinDaq software. WinDaq also includes software to review recorded data files, including waveform analysis and data file export to Microsoft Excel and other applications. The DI-149 is supplied with WinDaq/Lite software, which limits total sample throughput to 240 Hz or lower. Optional WinDaq/HS allows the DI-149 to operate at the full 10 kHz rate. No throughput restrictions exist at the programming level. 330-668-1444 3 www.dataq.com 1.612" 5.500" 4.750" 4.250" 0.750" 2.625" Ø 0.200" (2 places) Eight Analog Input Channels Connect the DI-149 to any preamplified signal in the typical range of ±5 to ±10VFS. 10-bit ADC resolution Provides 19.5 mV resolution across the entire DI-149 measurement range. Ruggedized Inputs All eight DI-149 analog inputs transient-protected to ±150 VDC or peak AC and four discrete inputs protected to ±30 VDC or peak AC. Accidents that happen are quickly forgiven. Noise-cancelling Analog Input Configuration The noise-immunity of differential inputs minimizes the effects of common mode noise so often encountered in industrial measurements. Built-in USB interface The DI-149 is provided with a built-in USB interface. Connect and run it with any laptop or desktop PC. The USB interface provides power to the DI-149, eliminating clumsy external power supplies. Four Digital Inputs Four discrete inputs allow remote event and stop/start operations with WinDaq software. Two double as counter/timer inputs for rate and totalize operations. Wide OS support Signed drivers are provided with the DI-149 that allow troublefree installation for Windows XP and both 32- and 64-bit versions of Windows Vista and Windows 7. Included WinDaq/Lite software Our WinDaq/Lite data acquisition software offers real time display and disk streaming for the Windows environment up to 240 Hz. The real time display can operate in a smooth scroll or triggered sweep mode of operation, and can be scaled into any unit of measure. Event markers with comments allow you to annotate your data acquisition session with descriptive information as you’re recording to disk. Raise your productivity to new heights with WinDaq’s unique multitasking feature. Record waveform data to disk in the background while running any combination of programs in the foreground — even WinDaq Playback software to review and analyze the waveform data as it’s being stored! Playback supports waveform analysis (Statistics, X-Y plots, frequency analysis) and the ability to export data to Microsoft Excel. WinDaq/Lite recording and playback software is provided free with every DI-149 purchase. See the WinDaq Multimedia Tutorial for more information. Optional WinDaq/HS unlocks the 240 Hz real time recording restriction to allow sample rates to the full 10 kHz capability of the hardware. DI-149 Features DI-149 Dimensional Drawing C.9 Diseño de otros elementos esenciales 281 C.9.2 DataSheet del INA122 TEST REPORT “M60-AC_13-12-20” Page 1 Table of content 1 Objetive ..................................................................................................................................................................... 3 2 Antecedents .............................................................................................................................................................. 3 2.1 Test Log ............................................................................................................................................................. 3 2.2 Engine ................................................................................................................................................................ 3 2.3 Propellant .......................................................................................................................................................... 3 2.4 Grain and ignitor position in the chamber ........................................................................................................ 4 2.5 Grain inhibition ................................................................................................................................................. 4 2.6 Ignitor ................................................................................................................................................................ 4 2.7 Manufacturing and assembly of the grains ...................................................................................................... 4 2.8 Load cell ............................................................................................................................................................ 4 3 Results ....................................................................................................................................................................... 5 3.1 Inspection .......................................................................................................................................................... 5 3.2 Test observation................................................................................................................................................ 5 3.3 Conclusions ....................................................................................................................................................... 6 4 Analysis ..................................................................................................................................................................... 6 4.1 Rupture and deformation of the chamber ....................................................................................................... 7 4.2 Failure modes and causes ............................................................................................................................... 12 4.3 Corrective actions ........................................................................................................................................... 12 5 Next actions ............................................................................................................................................................ 13 ANNEX I: CHAMBER PRESSURE EQUATIONS ............................................................................................................... 14 • CHAMBER PRESSURE EQUATIONS .................................................................................................................. 14 • INFLUENCE OF THE EROSIVE COMBUSTION PARAMETERS IN THE BURNING RATE ....................................... 14 ANNEX II: DESIGN MECHANICAL STRENGH CALCULATION ......................................................................................... 15 ANNEX III: TESTS SUMMARY TABLE ............................................................................................................................ 18 ANNEX IV: ROCKET MOTOR D60-1 “AS BUILT” ........................................................................................................... 19 ANNEX V: NOZZLE THEORY ......................................................................................................................................... 20 Page 2 Table of illustrations Figure 1: Grain 1 ................................................................................................................................................................ 3 Figure 2: Grain 2 ................................................................................................................................................................ 3 Figure 3: Test Thrust (kg) vs time (s) curve ....................................................................................................................... 6 Figure 4: Test Thrust (kg) vs time (s) curve. Cut ................................................................................................................ 6 Figure 5: Test Thrust (kg) vs time (s) curve. Enlarged ....................................................................................................... 7 Figure 6: Test Thrust (kg) vs time (s) curve. Enlarged ....................................................................................................... 7 Figure 7: Chamber tube bulging........................................................................................................................................ 8 Figure 8: Chamber length measuring ................................................................................................................................ 9 Figure 9: Grain thickness (mm) burnt function of time (s) ............................................................................................... 9 Figure 10: Thrust (kg) vs time (s) comparation of several tests ...................................................................................... 10 Figure 11: Thrust (kg) vs time (s) comparation of several tests ...................................................................................... 10 Figure 12: Thrust (kg) vs time (s) comparation of several tests. Enlarged...................................................................... 11 Figure 13: Thrust (kg) vs time (s) comparation of several tests. ..................................................................................... 11 Figure 14: Thrust (kg) vs time (s) comparation of several tests. Enlarged...................................................................... 12 Page 3 Long media 147,37 mm Long Total 294,75 mm Diámetro medio 58,50 mm Masa Total 1186,5 g 1 Objetive Test the engine D60-1 (Inox. Steel. 60 mm diameter) with two long grains (131 y 156mm), equivalent to 4 short ones, 52% of the maximum propellant load to get the real data, compare them with the previous test and be able to calculate the time to open the parachute. It is also intended to compare the data with other tests to see the influence of the long grains, as well as verify the theoretical calculations and the apogee foreseen, as previous step to perform the initial launching, at low height, of NAOS rocket. With this initial launching is intended to test that all the systems work properly (parachute release system, Avionics, …). 2 Antecedents 2.1 Test Log See annex VI 2.2 Engine D60-1 engine made of stainless steel. Detailed dimensions of the engine are shown in annex IV. The four O-rings (two at the nozzle and two at the forward bulkhead) are greased. Nozzle exit is covered with a membrane build with two paper layers (see membrane tests) to get an initial pressure peak, improve the grains ignition and the engine start up. The objective is to improve the efficiency of the engine through the improvement of the Trust vs t curve and the total impulse avoiding the initial propellant combustion without diving enough thrust to lift the rocket. 2.3 Propellant KDX (65% KNO3-35% Dextrose) The engine is loaded with 2 long grains, being at 52% of the maximum propellant load. 1. Grain 1: 07/12/20 Long: 147,75 mm Diameter: 58,3 mm (see note 1) Mass: 595,3 g (see note 1) Inner Hole Diameter of the grain: 16 mm Manufacturing date: 07/12/20 2. Grain 2: 08/12/20 Long: 147 mm Diameter: 58,71 mm (see note 1) Mass: 591,2 g (see note 1) Inner Hole Diameter of the grain: 16 mm Manufacturing date: 08/12/20 Figure 1: Grain 1 Figure 2: Grain 2 Page 4 Note 1: Grain measures does not include the inhibitor See annex VI for grains density calculation Inner hole is not covered with black powder (made with alcohol). 2.4 Grain and ignitor position in the chamber The grains are positions close to the forward engine bulkhead. Grain 1 (147,75 mm, 07/12/20) is placed close to the nozzle and grain 2 (147 mm, 08/12/20) close to the forward engine bulkhead. The ignitor is placed at the end of the chamber, 4 cm (aprox.) up to the forward engine bulkhead. 2.5 Grain inhibition Outer surface of the grains are inhibited with 3 layers of board in the grain closer to the bulkhead, batch 08/12/20, and 3 layer of board plus 1 layer of paper in the grain closer to the nozzle, batch 07/12/20. The core and ends surfaces are not inhibited. It is not inserted additional liner made by plastic layer as did it in previous test. Board thickness (inhibitor) = 0,22 mm. Board weight = 5000 mm2/g (0,0002 g/mm2). Every layer of the board weights 4,9 g 2.6 Ignitor Electrical ignitor with Ni-Cr resistor and Amonium Perclorate (AP) and Al powder. It is used fuse paper (the one used in the handmade cigarettes), without cover of KNO3, instead of the previously used (muffins paper moulds) thicker that it was covered with dissolved KNO3. It is evidenced the new fuse paper disappear with the ignitor combustion and leave no pieces of paper that could block the nozzle. 2.7 Manufacturing and assembly of the grains The propellant, before “cooking” it, is mixed in the electrical mixer. It is not done manually. The grain 1 (147,75 mm, 07/12/20, closer to the nozzle) is difficult to take it out of the mould and is hit it with a wood dowel. It is possible that have been broken or made internal cracks. The grain 2 (147 mm, 08/12/20, closer to the engine bulkhead) is also difficult to take it out of the mould, although not as much as the grain 1, and the engine bulkhead is used to take it out more gently and it is been extracted better than the previous grain. The grain 1 (closer to the nozzle) is inhibited with an additional paper layer (compared with the grain 2) in order to adjust it better in the chamber. Both grains go into the chamber very fit and have to be pushed slightly with the hand to place them. It is not inserted a spacer from nozzle to the grain (closer to nozzle) end surface to reduce the risk of internal movement of the grains during combustion. 2.8 Load cell In the data acquisition system is used the load cell with a nominal force = 200 kg Page 5 The calibration is made for 67 kg with reference weight (see sheet "calibración célula de carga" and pictures in the folder). With the engine on the load cell, it is done an offset to put the zero value. This, obviously, modify the initial values inserted, but not the calibration curve slope. Later it is checked that the load cell is measuring correctly with a reference weight of 19,1 kg getting a reading 6% lower than the real value. The test bench is built with the usual PVC tube (grey, see videos). 3 Results Engine explodes: CATO (CATastrOphic failure) 3.1 Inspection Inhibition boards, that initially were placed at the bottom (close to the forward engine bulkhead), are broken in pieces which are spread over the terrain. Most of the board pieces are from the grain 2 (closer to the bulkhead) and are in good condition observing the three board layers. There are found almost no inhibitor pieces from the grain 1 (closer to the nozzle) with the paper layer, so they have been burnt or broken in very small pieces due to the explosion. The rupture of the engine is tensile and circumferential (45°) in the chamber tube, at 34 mm from the tube edge of the nozzle part. The rupture coincides with the machining recess in the nozzle part. In the separated piece of the tube there is a part (equivalent to two screws) left and not found. The holes of the screws in the chamber tube are in good status, being no evidence of tear so the design is acceptable. The chamber tube has a bulging area close to the forward bulkhead and the central zone (see pictures). The diameters are measured and shown in figure 7. The forward bulkhead part of the tube is damaged due to the impact of the load cell and the supporting screw (M12) of the wood base. It maintains five screws and the other three have been tearing broken. The nozzle screws are also tearing broken or extracted out of the thread drill, except one that is bended and is still screwed in the nozzle. 3.2 Test observation The engine does not work at the first time. It is identified a shortcut in one of the connector of the extended harness of the ignition system. There is a failure in the 240 fps and 1080 video due to the expansive wave, and it is not recorded test video with the gopro camera. It is recorded video with the tablet and with the mobile camera. An increase of the thrust (pressure) is seen either in the T vs t curve and in the video when ignitor cable is exhausted (T = 48 kg, t = 0,18 s). There is not observed over-pressure, due to the exhaust of the ignitor paper which was observed in previous test, so the new fuse paper is working properly. The effect of the membrane closing initially the nozzle is very small, so it not going to be used anymore. Looking at the shape of the gases jet, the nozzle is under expanded as it was expected (See annex V. Figure 3.g). This implies that Pe > Pa, being Pe the exit pressure at the nozzle. Page 6 3.3 Conclusions The explosion is due to an overpressure caused by the high gradient of grain surface burnt, due probably to manufacturing of the grain, either cracks in the grain when de-moulded or when casting in the mould by creating bubbles. Another possible cause is a bad performance of the inhibition of the grain. See paragraph 4.2 for the failure analysis. 4 Analysis Figure 3: Test Thrust (kg) vs time (s) curve Figure 4: Test Thrust (kg) vs time (s) curve. Cut Page 7 Figure 5: Test Thrust (kg) vs time (s) curve. Enlarged Figure 6: Test Thrust (kg) vs time (s) curve. Enlarged 4.1 Rupture and deformation of the chamber Design values: 3. Combustion chamber Material: Stainless steel AISI 304 (see properties in annex II) Circumferential strength CHAMBER CASE Max pressure at rupture (Ftu) that bears the case: 239 atm Max pressure at deformation (Fty) that bears the case: 102 atm Tensile axial strength CHAMBER CASE Max pressure at rupture (Ftu) that bears the case: 426 atm Max pressure at deformation (Fty) that bears the case: 181 atm Note: chamber tube wall thickness: 1,34 mm Page 8 Maximum thrust logged with the data acquisition equipment Max. pressure at Tmax of 455,94 kg (possibly before the cell load breakage) in t=1,5547 s = 112 atm Max. pressure at Tmax of 400 kg (breakage load according to load cell specifications) in t=1,5538 s = 98 atm The tensile rupture of the tube is due to the mechanized recess made in the internal part of the tube from x=0 a x=34 mm. At x=34 there is a little groove made with the cut tool when mechanized. The tube deformation is shown in next figure 7. There is a narrowing in the rupture zone and a bulging in the rest, although not uniform how it was expected. Based in the design values, rupture shape and tube deformation, it can be deduced the pressure inside the chamber has been over 102 atm (tube circumferential deformation limit, equivalent to a thrust 415 kg) and below 239 atm (circumferential rupture limit), because it was not circumferential rupture. According to design calculations tensile rupture had not to be happened because it is much more higher than the circumferential rupture strength, even though having in mind the reduced thickness of the tube. The circumferential rupture has occurred due to it was a groove line (where the tube has been ruptured) due to the mechanizing process of the internal recess of the tube. Figure 7: Chamber tube bulging There is no explanation about why the bulging in x = 200 mm is not uniform and continuous from x = 34 mm to x = 200 mm From x= 200 a 550 there is no bulging probably due to in that part of the tube was located the polyester sleeve and the PVC tube (PN10) of the test bench, giving an additional strength of more than 10 atm (possibly 15 atm). Although the bulging is close to the grains ends, it is not believed that this has had any influence. Page 9 Figure 8: Chamber length measuring Total length of the tube before CATO = 550 mm Total mean length of the tube after CATO = 546,7 mm Those values are not reasonable, as the length after explosion should be longer, so the measures taken before and after has not to be accurate enough. Figure 9: Grain thickness (mm) burnt function of time (s) Following up it is shown a comparative between the T vs t curves measures in several tests with different propellant grains configurations. Those configurations are identified with two digits XY, where: X = no. of grains Y = length of the grain (S = short grains. 75 mm length each grain, aprox. L = Long grain. 134 mm, aprox.) Eg.: 7S = 7 short grains Page 16 CHAMBER CASE CIRCUMFERENTIAL STRENGH AS PER R. NAKKA Chamber rupture pressure = 243 atm (aprox) what validate the previous calculation where the result was 239 atm Design and Burst Pressures for Rocket Motor Casing [ Input data in blue text, English or (SI) units] Casing Dimensions and Design Factors Do = 63,5 in. (mm) Diameter, outside t = 1,5 in. (mm) wall thickness SD = 1 Design Safety factor Material Properties Fty = 215 ksi (MPa) Yield Strength Ftu = 505 ksi (MPa) Ultimate Strength E = 196000 Msi (MPa) Modulus of Elasticity  = 0,29 Poisson Ratio  = 0,426 Fty/Ftu B = 2,394 Burst factor Design and Burst Pressures PD = 10157 psi (kPa) Design pressure PU = 24317 psi (kPa) Burst pressure SU = 2,39 Burst Safety Factor Elastic Deformation under Pressure * D = 0,00006 in. (m.) Change in casing diameter, at PD c = 0,00019 in. (m.) Change in casing circumference, at PD DILATACIÓN TÉRMICA CÁMARA Coef Dilat Lineal AISI 304 (m/m °C) 1,80E-05 Diámetro Longitud axial ΔT (°C) Di (mm) Df (mm) ΔD (mm) ΔT (°C) Li (mm) Lf (mm) ΔD (mm) 200 63,5 63,73 0,23 200 550 551,98 1,98 400 63,5 63,96 0,46 400 550 553,96 3,96 600 63,5 64,19 0,69 600 550 555,94 5,94 800 63,5 64,41 0,91 800 550 557,92 7,92 1000 63,5 64,64 1,14 1000 550 559,90 9,9 Coef Dilat Lineal PVC (m/m °C) 9,00E-05 Diámetro Longitud axial ΔT (°C) Di (mm) Df (mm) ΔD (mm) ΔT (°C) Li (mm) Lf (mm) ΔD (mm) 200 63,5 64,64 1,14 200 550 559,90 9,9 400 63,5 65,79 2,29 400 550 569,80 19,8 600 63,5 66,93 3,43 600 550 579,70 29,7 800 63,5 68,07 4,57 800 550 589,60 39,6 1000 63,5 69,22 5,72 1000 550 599,50 49,5 Page 17 CHAMBER STAINLESS STEEL MECHANICAL PROPERTIES AISI 304 Component Wt. % Component Wt. % C Max 0.08 Ni 8 - 10.5 Cr 18 - 20 P Max 0.045 Fe 66.345 - 74 S Max 0.03 Mn Max 2 Si Max 1 Material Notes: Austenitic Cr-Ni stainless steel. Better corrosion resistance than Type 302. High ductility, excellent drawing, forming, and spinning properties. Essentially non-magnetic, becomes slightly magnetic when cold worked. Low carbon content means less carbide precipitation in the heat-affected zone during welding and a lower susceptibility to intergranular corrosion. Applications: beer kegs, bellows, chemical equipment, coal hopper linings, cooking equipment, cooling coils, cryogenic vessels, dairy equipment, evaporators, flatware utensils, feedwater tubing, flexible metal hose, food processing equipment, hospital surgical equipment, hypodermic needles, kitchen sinks, marine equipment and fasteners, nuclear vessels, oil well filter screens, refrigeration equipment, paper industry, pots and pans, pressure vessels, sanitary fittings, valves, shipping drums, spinning, still tubes, textile dyeing equipment, tubing. Corrosion Resistance: resists most oxidizing acids and salt spray. Physical Properties Metric English Comments Density 8 g/cc 0.289 lb/in³ Mechanical Properties Hardness, Brinell 123 123 Converted from Rockwell B hardness. Hardness, Knoop 138 138 Converted from Rockwell B hardness. Hardness, Rockwell B 70 70 Hardness, Vickers 129 129 Converted from Rockwell B hardness. Tensile Strength, Ultimate (Mpa) 505 73200 psi Tensile Strength, Yield (Mpa) 215 31200 psi at 0.2% offset Elongation at Break 70 % 70 % in 50 mm Modulus of Elasticity 193 - 200 GPa 28000 - 29000 ksi Poisson's Ratio 0.29 0.29 Charpy Impact 325 J 240 ft-lb Shear Modulus 86 GPa 12500 ksi Electrical Properties Electrical Resistivity 7.2e-005 ohm-cm 7.2e-005 ohm-cm at 20°C (68°F); 1.16E-04 at 650°C (1200°F) Magnetic Permeability 1.008 1.008 at RT Thermal Properties CTE, linear 20°C 17.3 µm/m-°C 9.61 µin/in-°F from 0-100°C CTE, linear 250°C 17.8 µm/m-°C 9.89 µin/in-°F at 0-315°C (32-600°F) CTE, linear 500°C 18.7 µm/m-°C 10.4 µin/in-°F at 0-650°C Specific Heat Capacity 0.5 J/g-°C 0.12 BTU/lb-°F from 0-100°C (32-212°F) Thermal Conductivity 16.2 W/m-K 112 BTU-in/hr-ft²- °F at 0-100°C, 21.5 W/m°C at 500°C Melting Point 1400 - 1455 °C 2550 - 2650 °F Solidus 1400 °C 2550 °F Liquidus 1455 °C 2650 °F Referencias Most of the data in MatWeb has been supplied directly by the manufacturers. Other data has been taken from similar materials and known relationships by the MatWeb staff. For more information about this specific material, see the following source(s): Page 18 ANNEX III: TESTS SUMMARY TABLE Motor Configuration Date BATEs Grain type Grain mean diameter (mm) Grain mean length (mm) Grain mean weight (g) Grain total length (mm) Grain total weight (g) Max propellant possible weight (g) Motor load (%) Burning time (s) Max pressure (atm) Max Thrust (kg) It (N·s) Isp (s) Thrust Peaks types P/E P (atm)/E (kg) Peaks Comments D60-1 3S 27/05/2020 3 Short 56,9 71,7 280,7 215,2 842,2 1873,5 45% 3,97 8,4 21,6 557 67 1,2 2: 14,64/38,7 D60-1 4S 25/12/2015 4 Short 57,4 73,1 291,2 292,4 1164,6 1873,5 62% 3,1 19,8 76,6 1419 124 1,2,3 1: 42 kg 2: 88,3 kg 3: 69,7 kg D60-1 4S 07/12/2015 4 Short 58,5 69,7 287,6 278,9 1150,4 1873,5 61% 2,0 6,2 (saturated) 20,9 (saturated) 387,5 (saturated) 1 1: 20,9 kg Saturated cell D60-1 5S 07/02/2016 5 Short 57,3 72,5 288,6 362,4 1443,0 1873,5 77% 1,5 40,1 (Estimated) 160 (Estimated) 1508 (Estimated) 107 1,3 1: 16 kg 3: 91 kg Saturated cell D60-1 7S 26/12/2018 7 Short 57,4 67,1 267,6 469,9 1873,5 1873,5 100% 0,98 63,0 254,4 1882 102 1,3 1: 3,4/9,5 3: 63/254,4 Saturated cell D60-1 2L 20/09/2020 2 Long 58,6 143,5 582,6 287,0 1165,1 1873,5 62% 3,95 10,7 39,5 1046 92 1,2 1: 8,4/28,9 2: 7,9/27,9 D60-1 2L 13/12/2020 2 Long 58,5 147,4 593,3 294,8 1186,5 1873,5 63% 0,32 68 270 1 1: 14/52,93 CATO: 126 atm, 302 kg Peak 1 Ignitor cables exhaust Peak 2 Peak in the increasing part of the curve before the maximum Peak 3 Peak in the decreasing part of the curve after the maximum Page 19 ANNEX IV: ROCKET MOTOR D60-1 “AS BUILT” Page 20 ANNEX V: NOZZLE THEORY Page 21 ANEXO VI: LOG DE LA PRUEBA Test Propellant Outer grain diam. (mm) Nozzle Diameter (mm) Grain Length (mm) Core hole Diam. (mm) Density (g/dm3) Rate (real/ideal) Propellant batch motor wall thickness (mm) Case internal Diam. (mm) Propellant weight (g) motor weight without propellant (g) motor length (mm) Grain inhibition Motor case material Ignition Grain location in the Chamber Ignitor location Ignitor Motor test_1_AC- D60-1 KDX (65- 35) 58,51 19 147,75+147 16 1618,5 86,1% 07/12/20 ;08/12/20 1,5 60,5 1186,5 1834,2 Total length: 550 Combust chamber: 483 3 board layers Stainless Steel Electrical Close to the motor forward bulkhead Close to the bottom of the chamber. At 4 cm from the motor forward bulkhead Electrical with Ni- Cr resistance and with Ammonium Perchlorate Powder (AP) and Al Ideal Density (Kg/m3) KNDX anhidrida 1.879 Grain diameter (mm) Length (mm) Core Hole Diameter (mm) Grain weight (gr) volume (mm3) Density (g/dm3) Rate (real/ideal) Grain 1 58,30 147,75 16 595,30 364.709 1632,3 86,9% Grain 2 58,71 147 16 591,20 368.397 1604,8 85,4% 310 Capítulo D. Documentación de apoyo para ensayos en banco y pruebas funcionales D.0.2 Informe Respuesta Richard Nakka CATO 13/12/2020 D60-1 Motor Test Failure Analysis Ref. test report M60-AC_13-12-20 & photos/videos R. Nakka 29 January 2021 Discussion I have reviewed the test report as well as photos and videos supplied by Álvaro Saez Zapata. I have concluded that the motor failure (overpressurization followed by catastrophic structural failure) was not likely caused by a single deficiency, rather, was a result of a combination of faults with the design details and manufacturing details of the motor and propellant. The basic design of the motor was satisfactory. Nominally, the pressure vs time curve is shown in Fig.1 (Ref.1): Figure 1 Causal Factors Factors that may have contributed to the test failure are as follows (not in any particular order of significance): 1. Grain core diameter less than nozzle throat diameter 2. Apparent lack of spacer between grain segments 3. Large empty void in chamber between grain and nozzle 4. Lack of thermal protection for chamber 5. Grain inhibitor deficiency 6. Grain tight fit in chamber 7. Possible cracked grain(s) 8. Poor propellant density Elaboration of Causal Factors 1. Core diameter should never be less than throat diameter. If the core diameter is less than, or equal to, throat diameter, flow through the core is sonic velocity. This is known to generate severe erosive burning which can result in an initial pressure spike with possible overpressurization of the motor. For sugar propellants, ‘rule of thumb’ based on experience, core diameter should be at least 1.5x throat diameter. It is unlikely that this was a primary factor in the failure but may have had a secondary effect. 2. It appears that there was no spacing between grain segments and that the ends butted against one another. This could have resulted in delayed ignition of these propellant faces. The result of such can lead to anomalous burn profile and greater maximum chamber pressure than expected by design. For example, if all end faces were “inhibited”, the pressure curve in Fig.2 would result for the D60-1 motor test (Ref.2): Figure 2 It is unlikely that this was a primary factor in the failure but may have had a secondary effect. 3. The two grain segments were placed at the forward end of the motor (aft of the bulkhead). This resulted in a large empty void in the combustion chamber between the burning grains and the nozzle. The flow of hot, high velocity combustion can result in severe heating of the casing walls with attendant loss of strength. This could result in motor casing failure at a lower pressure than design. It is unlikely that this was a primary factor in the failure but likely had a secondary effect. 4. No thermal liner was used to protect the casing walls from heating due to hot combustion gases in the chamber. Use of a thermal liner helps ensure casing walls remain cool and retain structural strength. It is unlikely that this was a primary factor in the failure but likely had a secondary effect. 5. The grain inhibitor consisted of 3 plies of untreated paper for a total thickness of 3x0.22 = 0.66mm. This inhibitor thickness is at the lower limit of effectiveness based on experience. In other words, if the motor had performed nominally, the inhibitor would likely have been effective, but would not have sufficient tolerance for off-nominal performance. This was likely a significant factor in the test failure. 6. Based on the narrative in the test report, the grains had a snug fit in the chamber. Grains should have sufficient spacing between casing walls and grains to allow for rapid flow of gases into this space upon initial motor startup. This is to ensure pressure equalization around the grain segments. This is to avoid structural loading of the grain and possible cracking. It is unlikely that this was a primary factor in the failure but may have had a secondary effect. 7. Based on the narrative in the test report, the grains (one in particular) were difficult to remove from the mould. To remove the grain, it was “hit with a wooden dowel”. This may very well have cracked the grain, especially considering the grain was of poor density with attendant weak structural integrity. During combustion, and particularly if the grains were structurally loaded, the crack(s) could result in fracture of the grain into pieces, resulting in highly anomalous burning area with resultant overpressurization. This was likely a significant factor in the test failure. 8. Propellant density ratio (actual to theoretical) was calculated as follows (Ref.3 & 4): Grain 1 0.869 Grain 2 0.854 These density values are very low and suggest poor grain quality. There was likely either an abundance of bubbles present or one or more large voids. This has the consequence of greatly increased burning area relative to design value in combination with structural weakness. The fact that previous tests with low-density grains were successful can be attributed to nothing more than good luck (e.g. perhaps the low density was a result of multiple bubbles and not large voids). This was likely a significant factor in the test failure. Recommendations for Design and Process Improvements 1. Increase grain core diameter to 1.5x throat diameter. This will eliminate potential for initial pressure spike due to erosive burning 2. Grain segments should be separated by a suitably sized rubber o-ring. O-ring should have a thickness of 3 or 4mm. This provides sufficient space between grain segments to allow for gases to flow upon startup and quickly ignite the grain faces. O-rings perform another important function, preventing gas flow around the outside of the grain during the burn. This reduces thermal damage to the inhibitor. O-ring should be solely between grain segments, not at ends (to allow a path for initial gas flow) as shown in Figure 3. A cardboard spacer ring keeps the grain Item Check Acción Tiempo estimado: 2h 30 min 1 Cargar baterías 2 Batería EMBARCADA en el cohete LIPO 7,4V 8Ah 3 Batería sistema de IGNICIÓN Cohete 12V 18Ah 4 Baerías PORTÁTILES parra localizar por GPS 5 Batería cámara Xiaomi YI 6 Batería cámara GOPRO 7 Batería Dron 8 Móviles 9 Tablet 10 Ajustar y comprobar el tiempo del timer 11 Comprobar con polímetro que ignitor paraca funciona 12 Borrador de tarjetas de memoria 13 Borrar la tarjeta micro SD del módulo electrónico del cohete 14 Insertar la tarjeta micro SD en el módulo electrónico del cohete 15 Borrar la tarjeta micro SD de la cámara Xiaomi YI 16 Insertar la tarjeta micro SD en la cámara Xiaomi YI 17 Ensamblaje motor 18 Cortar cilindro de madera a medida, si procede 19 Recubrir granos con capa de pólvora negra 20 Cargar motor con granos, cilindro de madera 21 Engrasar juntas 22 Cerrar motor 23 Fabricar ignitores x3 24 Ensamblaje cohete 25 Sección electrónica 26 Reapretar los tornillos de la electrónica 27 Asegurar que el interruptor de la BATERÍA de alimentación principal (LIPO 7,4V 8Ah) está en OFF 28 Asegurar que los interruptores del timer están en posición. BATTERY POWER: ON IGNITOR ARMED: ON 29 Introducir cápsula electrónica. Atención a alineamiento 30 Fijar cápsula a carcasa sección con tornillos 31 Fijar cámara YI 32 Fijar conector trigger a carcasa sección 33 Fijar lug a carcasa sección 34 Conectar conector trigger a timer 35 Conectar cables de ignitor a timer con clemas 36 Poner algodón ignífugo aislante entre ignitor y timer 37 Poner algodón ignífugo aislante en el hueco debajo de la batería LIPO 7,4V 8Ah 38 Sección paracaidas 39 Preparar hilo unido al cáncamo con ignitor 40 Montar hilo+ignitor al soporte 41 Tensar el muelle y anclar 42 Recubrir soporte del hilo de nylón con cinta de aluminio adhesiva 43 Doblar paraca 44 Unir a línea de vida 45 Unir ojiva a línea de vida 46 Sección motor 47 Pasar línea de vida por orificio 48 Introducir motor en la carcasa 49 Fijar motor, anillo aletas y carcasa con tornillos 50 Ensamblaje de secciones 51 Unir línea de vida sección paraca+electrónica 52 Fijar secciones con tornillos 53 Poner algodón ignífugo aislante entre sección electrónica y sección motor. Dejar hueco para que pase línea de vida 54 Unir línea de vida sección electrónica+motor 55 Poner tornillos secciones 56 Introducir aletas y fijar con tornillos. Esto se puede hacer el día del lanzamiento para evitar roturas durante el transporte 321 E.0.2 Check List Lanzamiento NAOS Item Check Acción Tiempo estimado: 1 h 10 min 1Reportaje audiovisual 2Comienzo de la grabación del reportaje 3Rampa 4Posicionar rampa 5 Montar guía de la rampa con tornillos. Revisar que está colocada la pieza de ajuste de plástico en el tubo de la rampa 6Introducir tornillo de fijación guía en la parte baja de la rampa 7Introducir el cohete en la guia de la rampa 8Foto de familia GOPRO/Drone 9Anclar rampa al suelo con piquetas 10 Alinear barra posterior de la rampa con cohete 11 Fijar y anclar barra posterior de la guía de la rampa 12 Conectar clavija del trigger del timer 13 Fijar cuerda del trigger a la rampa 14 Sistemas de vÍdeo y grabación 15 Posicionar la cámara fija orientada público 16 Posicionar la cámara fija orientada botón lanzamiento 17 Posicionar la GOPRO 18 Posicionar la tablet 19 Posicionar cámaras adicionales 20 Preparar y posicionar el dron 21 Sistema de ignición 22 Desplegar cable sistema de ignición 23 Conectar conector del sistema de ignición a la caja con interruptor de ignición 24 Confirmar que el interruptor de armado de la caja de ignición está en OFF 25 Conectar conector del sistema de ignición a la caja del sistema de ignición de alimentación de la batería de ignición (LANZAMIENTO). NO CONECTAR LA BATERÍA DE IGNICIÓN 26 Encender cámara Xiaomi YI introduciendo un alambre a través del orificio del interruptor de encendido 27 Activar bluetooth cámara Xiaomi YI introduciendo un alambre a través del orificio del interruptor del bluetooth 28 Comprobar que la cámara Xiaomi YI de a bordo transmite imagen a través de la aplicación (SIN GRABAR) 29 Pegar, si procede, pegatina para tapar orificios de la carcasa de encendido de la cámara 30 Asegurar que la clavija del trigger del timer está conectada 31 Abrir en portátiles aplicación GPS 32 Asegurar que no hay nadie cerca del cohete para que no se desconecte accidentalmente el trigger 33 Interruptor de la BATERÍA de alimentación principal (LIPO 7,4V 8 Ah) está en ON 34 Comprobar que se reciben datos de GPS en las estaciones de localización GPS 35 Conectar cables de la caja del sistema de ignición al ignitor 36 Confirmar que la batería de ignición (12V 18Ah) (LANZAMIENTO) está apagada. Interruptor OFF 37 Conectar cables de la caja del sistema de ignición a la batería de ignición (LANZAMIENTO) (12V 18Ah) 38 Encender, elevar y poner a grabar dron 39 Poner a grabar GOPRO 40 Poner a grabar tablet 41 Poner a grabar la cámara fija orientada público 42 Poner a grabar la cámara fija orientada botón lanzamiento 43 Poner a grabar resto de cámaras 44 Poner a grabar cámara Xiaomi YI (resolución= 1080 , fps= 120 ) 45 Confimar que todas las personas están en sitio seguro 46 Asegurar que el responsable de ignición tiene en la mano el interruptor de ignición 47 Visto bueno del responsable de ignición 48 Avisar de que se va a encender las baterías 49 Activar el interruptor de la batería de Ignición (12V 18Ah) (LANZAMIENTO). Interruptor ON 50 Visto bueno del responsable de grabación 51 Visto bueno de los responsables de las estaciones de localización GPS 52 Visto bueno del responsable del personal 53 Cuenta atrás 54 DESPUÉS DE RECUPERAR EL COHETE 55 Apagar batería embarcada LIPO 7,4V 8Ah 56 Apagar YI CAM 323 E.0.3 Tríptico informativo del lanzamiento de NAOS Respetemos las medidas de seguridad para evitar daños Pedimos amablemente que en todo momento se respeten las medidas de prevención dentro de la zona de lanzamiento, tanto las sanitarias (debido a la situación del COVID 19) como las medidas de seguridad que se indicarán, para evitar cualquier incidente. Recordemos que NAOS se trata de un cohete experimental con más de un kilo de pólvora en su interior, con capacidad de causar daños importantes si no se siguen los procedimientos de seguridad establecidos. Lanzamiento de NAOS . Coheteros se trata de una humilde marca cuyo objetivo es difundir la pasión por esta fantástica afición que es la cohetería experimental casera. El lanzamiento de NAOS se trata del proyecto más ambicioso llevado a cabo por Coheteros MISIÓN El objetivo de esta misión es testear en lanzamiento todos los sistemas y subsistemas de los que se compone NAOS. Se evaluarán los siguientes: - Eficiencia del motor cohete en vuelo. - Capacidad del Sistema Electrónico y Telemétrico de registrar y almacenar datos, así como de enviar posicionamiento GPS a estación de tierra, para su posterior rastreo. - Fiabilidad y funcionamiento del Sistema de Liberación y Recuperación (paracaídas). Clase del motor: 𝑱𝟐𝟐𝟐 TOW (Take Off Weight): 7,363 𝑘𝑔 Impulso Total: 843 𝑁· 𝑠 Empuje Medio: 22,6 𝑘𝑔 Empuje Máximo: 41,7 𝑘𝑔 Apogeo: <672 𝑚 Tiempo hasta Apogeo: 14,1 𝑠 Tiempo Total de Vuelo: 2min40 𝑠 Velocidad Máxima: 356,4 𝑘𝑚/ℎ Aceleración Máxima: 6 𝑔′𝑠 MaxQ (Máxima Carga Aerodinámica): 1,63 𝑘𝑔 Nivel de Carga de Propulsante: 60% Tiempo de Combustión: 3,7 𝑠 Presión Máxima en Cámara: 11,5 𝑎𝑡𝑚 CARACTERÍSTICAS DE NAOS ESQUEMA SPONSORS Diego Díaz de la Serna Manuel Sáez Carlos Toledano Índice de Figuras 1.1 Ensayos en banco con motor de PVC 1 1.2 Cohetes con motor de PVC 2 1.3 Lanzamientos de cohetes con motor de PVC 2 1.4 Cohete Betelgeuse 2 1.5 Ensayos en banco de motor cohete de acero inoxidable D40 (Betelgeuse) 3 1.6 Lanzamientos exitosos de Betelgeuse 3 1.7 Logo de Coheteros 4 1.8 Ensayos en banco de motor cohete de acero inoxidable D60 (NAOS) 4 1.9 Lanzamiento real de NAOS 4 1.10 Simulación lanzamiento de NAOS 5 1.11 Fotograma de cámara de videograbación a bordo de NAOS 5 3.1 Gráfica de Isp vs Porcentaje de KNO3[1] 10 3.2 Gráfica de Isp vs Presión en Cámara de Combustión [1] 11 3.3 Gráfica de descomposición del Sorbitol y temperatura en función del tiempo [1] 12 3.4 Gráfica de Velocidad de Quemado frente a la presión en cámara [1] 13 3.5 Gráfica de Presión en cámara frente al tiempo (teórica-azul, real-rosa) [1] 13 3.6 Gráfica de descomposición de la Dextrosa Monohidratada y su temperatura en función del tiempo [1] 14 3.7 Gráfica de Velocidad de Quemado frente a la presión en cámara [1] 15 3.8 Gráfica de Presión en cámara frente al tiempo (teórica-azul, real-rosa) [1] 15 3.9 Gráficas Presión vs Tiempo para distintas cargas de ignición [1] 17 3.10 Secciones trasversales de quemado del alma [3] 19 3.11 Representación temporal de secciones de quemado para geometría de estrella del núcleo [1] 19 3.12 Caracterización de la curva Presión vs Tiempo genérica [1] 20 3.13 Esquema del motor cohete y su inhibición [4] 23 3.14 Gráfica del tiempo hasta combustión usando distintos materiales para la inhibición [1] 24 3.15 Esquema de la tobera Convergente-Divergente 25 3.16 Esquema de tobera Subsónica 27 3.17 Esquema de tobera Bloqueada 28 3.18 Esquema de tobera con O.C.N. Intermedia 28 3.19 Esquema de Tobera muy Sub-Expansionada (comportamiento teórico) 29 3.20 Tobera de NAOS Sub-Expansionada (comportamiento real, ensayo en banco de Coheteros) 29 3.21 Esquema de tobera con O.C.N. a la Salida 30 3.22 Esquema de tobera Sub-Expansionada (comportamiento teórico) 30 3.23 Esquema de tobera con O.C.O. de ángulo β30 327 328 Índice de Figuras 3.24 Esquema de tobera Adaptada (O.C.O de ángulo βmin) 31 3.25 Esquema de tobera Adaptada (comportamiento teórico) 31 3.26 Tobera de NAOS Adaptada (comportamiento real, ensayo en banco de Coheteros) 31 3.27 Esquema de tobera con Ondas de Expansión 32 3.28 Esquema de tobera Sobre-Expansionada (comportamiento teórico) 32 3.29 Tobera de NAOS Sobre-Expansionada (comportamiento real) 32 3.30 Perfil aerodinámico inmerso en un campo fluido 33 3.31 Campana de paracaídas inmerso en un campo fluido 33 3.32 Esquema Paracaídas desplegado 34 3.33 Gráfica Fuerza vs Tiempo de despliegue del paracaídas (comportamiento para el modelo de "masa infinita") [6] 35 3.34 Paracaídas descendiendo con ángulo de ataque respecto a la corriente incidente [6] 36 3.35 Situación estable: El CG está situado por encima del CP 38 3.36 Situación inestable: El CG está situado por debajo del CP 38 3.37 Geometría típica de aletas de cohetes 39 4.1 Esquema Completo de Sistemas de NAOS 42 4.2 Representación gráfica de un impulso en un tiempo infinitesimal τ44 4.3 Esquema de dimensiones del motor cohete y los granos de propulsante sólido 46 4.4 Captura de pantalla del programa "SRM-CASTELLANO.xls", pestaña "Datos y Kn" 47 4.5 Captura de pantalla del programa "SRM-CASTELLANO.xls", pestaña "Presiones" 48 4.6 Captura de pantalla del programa "SRM-CASTELLANO.xls", pestaña "Performance" 48 4.7 Calidad de los tornillos [8] 49 4.8 Estudio de Resistencia del Cierre Posterior (Ver 4.3) 50 4.9 Estudio de Resistencia de la Carcasa 51 4.10 Estudio de Resistencia de la Tobera (Ver 4.3) 51 4.11 Estudio de termoelasticidad para temperaturas de combustión previstas para AISI 304 y PVC 51 4.12 Motor cohete de NAOS vista de ensamblaje 53 4.13 Motor cohete de NAOS vista de ensamblaje completo 54 4.14 Esquemático del Módulo Timer 56 4.15 Simulación de funcionamiento del Timer en el programa "Livewire" 57 4.16 Imagen de la geometría del conector del Trigger en la carcasa de NAOS 58 4.17 Vista en 3D de ilustración del Timer 59 4.18 Vista en 3D del Timer 59 4.19 Archivo Esquemático del módulo Timer 60 4.20 Batería Lipo 7,4 V, 8000 mAh 61 4.21 Arduino UNO Rev 3 61 4.22 PinOut de Unidad de Medidas Inerciales GY-91 62 4.23 Unidad de Medidas Inerciales GY-91 62 4.24 PinOut del Lector de Tarjetas Micro SD 62 4.25 Lector de Tarjetas Micro SD 63 4.26 PinOut del módulo GPS NEO-M8N y antena cerámica 63 4.27 PinOut del Módulo LoRa E32-433T30D 64 4.28 Módulo LoRa E32-433T30D 64 4.29 Antena omnidireccional de emisión de 3 dBi 65 4.30 Módulo E15-USB-T2 65 4.31 Antena direccional de recepción de 15 dBi 66 4.32 Cámara de a bordo YI Cam (Xiaomi) 67 4.33 Archivo Esquemático del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales 67 4.34 Vista en 3D de la ilustración del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales 68 Índice de Figuras 329 4.35 Vista en 3D del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales 68 4.36 Archivo Esquemático del Subsistema de Registro de Medidas Inerciales 69 4.37 Vista en 3D de la ilustración del Subsistema de Rastreo y Telemetría 69 4.38 Vista en 3D del Subsistema de Rastreo y Telemetría 70 4.39 Cápsula de Batería y Subsistema de Medidas Inerciales. Vista 1 70 4.40 Cápsula de Batería y Subsistema de Medidas Inerciales. Vista 2 71 4.41 Cápsula de Subsistema de Rastreo y Telemetría 71 4.42 Cápsula de Antena y Timer 72 4.43 Conjunto de cápsulas ensamblado. Vistas 1 y 2 72 4.44 Conjunto de cápsulas ensamblado. Vistas 3 y 4 73 4.45 Encapsulado de la cámara de a bordo YI Cam. Vistas 1 y 2 74 4.46 Encapsulado de la cámara de a bordo YI Cam. Vistas 3 y 4 74 4.47 Esquema del Diseño Conceptual del Sistema de Liberación y Recuperación 75 4.48 Tabla con relaciones entre diámetro del paracaídas y velocidad de descenso 76 4.49 Ojiva de NAOS por partes. Vistas 1 y 2 78 4.50 Ojiva de NAOS. Vistas 1 y 2 78 4.51 Guía del cohete para rampa de lanzamiento. Vistas 1 y 2 79 4.52 Guía del cohete para rampa de lanzamiento. Vistas 3 y 4 79 4.53 Ventana NoseCone Aerolab 80 4.54 Ventana Body Aerolab 80 4.55 Ventana Fins Aerolab 81 4.56 Ventana Launch Lugs Aerolab 81 4.57 Ventana Conditions Aerolab 82 4.58 Modelo generado en Aerolab 82 4.59 Esquema de cotas y Centro de Presiones de Aerolab 83 4.60 Anillo de aletas inferior. Vistas 1 y 2 83 4.61 Anillo de aletas inferior. Vistas 3 y 4 83 4.62 Anillo de aletas superior. Vistas 1 y 2 84 4.63 Anillo de aletas superior. Vistas 3 y 4 84 4.64 Aletas de NAOS con cola de milano en el encastre. Vistas 1, 2 y 3. 84 4.65 Ensamblaje del anillo de aletas con las aletas a través de las colas de milano 85 4.66 Anillo de aletas y aletas ensamblados. Vistas 1 y 2 85 4.67 Anillo de aletas y aletas ensamblados. Vistas 3 y 4 85 4.68 Esquema de Esfuerzos sobre la estructura de NAOS generados por la apertura del paracaídas 86 4.69 Tabla de parámetros de esfuerzos sobre NAOS a la apertura del paracaídas 87 4.70 Esfuerzos sobre cada punto del cohete en función del momento en el que se despliegue el paracaídas 88 4.71 Equipo de Adquisición de Datos DATAQ DI-149 89 4.72 Célula de Carga YZC-516 de 200kg de carga máxima 90 4.73 Conexiones de la Célula de Carga 90 4.74 Conector tipo DIN Macho de 4 Pines (Célula de Carga/ Amplificador) 91 4.75 Pinado del conector tipo DIN de 4 Pines 91 4.76 Diseño del Circuito del Amplificador 92 4.77 Simulación del Circuito del Amplificador 93 4.78 Ventana de Engineering Units Settings para la calibración de la Célula de Carga 94 4.79 Sección de la barra guía del cohete NAOS 94 4.80 Esquema del sistema de ignición 95 4.81 Esquema del sistema de ignición de cajas separadas 95 4.82 Diseño NAOS en vuelo. Imagen 1 96 4.83 Diseño NAOS en vuelo. Imagen 2 97 Bibliografía Richard Nakka, Richard Nakka’s Experimental Rocketry Web Site, Julio 1997 George P. Sutton, Rocket Propulsion Elements (Seventh Edition), http://maenas.eng.usu.edu/MAE5540Web/propulsionsystems/subpages/RocketPropulsionElements.pd f Georgia Tech, Solid Rocket Motors, http://seitzman.gatech.edu/classes/ae6450/solidmotorburningrate.pd f 1 India in Space World, Types of Satellite Orbits,http://indiainspaceworld.blogspot.com/2012/ Richard Nakka, Richard Nakka’s Experimental Rocketry Web Site: Rocketry Software, última actualización 14 de Mayo de 2021 T.W.Knacke, Parachute Recovery Systems Design Manual, Marzo 1991 José M. Goicolea Ruigómez, Curso de Mecánica, Capítulo 10: Dinámica de Impulsiones, Mayo de 2001, actualizado 8 dic 2010 Rayguardo, Art Punto: Sobre la Resistencia Mecánica de los Tornillos de Acero (162464518), Servicio Nacional de Aprendizaje Página Web Ingemecánica (Tutorial nº32), Diseño y Cálculo de las Uniones Atornilladas https://ingemecanica.com/tutorialsemanal/tutorialn32.htmlseccion51 Página Web Tesis en Red (Tesis Doctorals en Xarxa, TDX), Tensiones en un cilindro debidas a la presión hidráulica https://www.tesisenred.net/bitstream/handle/10803/6739/12EAsm12de13.pdf?sequence=12 Página Web PicManía by RedRaven, ELECTRÓNICA BÁSICA: EL TIMER NE555 y sus Encantos http://picmania.garcia-cuervo.net/electronicabasica555.php Jesús Manuel Recuenco Andrés , MODELISMO ESPACIAL: Manual de Construcción de Modelos Espaciales http://www.hobbymodel.es/upload/ModelismoEspacialR6Octubre2008.pd f 337