DISEÑO ESTRUCTURAL Y AERODINÁMICO DE UN COHETE SONDA PARA SER USADO EN LA ADQUISICIÓN DE VARIABLES ATMOSFÉRICAS

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1 DISEÑO ESTRUCTURAL Y AERODINÁMICO DE UN COHETE SONDA PARA SER USADO EN LA ADQUISICIÓN DE VARIABLES ATMOSFÉRICAS Freddy Alberto Galindo Herrera, Jonattan Ofrit Calderon Rojas Universidad Libre de Colombia Planificación y control de la fabricación Los cohetes sonda son usados para monitorear variables atmosféricas como presión, temperatura y humedad relativa, estos datos son necesarios en navegación aérea, marítima, agricultura y otras actividad que requiera la predicción del estado del tiempo. Actualmente en Colombia no se tiene un desarrollo aeroespacial que investigue este campo; el IDEAM ( El Instituto de Hidrología, Meteorología y Estudios Ambientales) obtiene estos datos usando globos meteorológicos, lo cual genera contaminación ambiental debido a los materiales de fabricación. En esta investigación se abordaron: diseño aerodinámico y estudio del material de construcción. Se diseñó la ojiva, cuerpo y aletas del cohete para optimizar el arrastre aerodinámico. El material de construcción se caracterizó para hacer el cohete en fibra de carbono, también se dimensiono la tobera luego del análisis de CFD para la cual se selección el grafito. Los resultados muestran que es viable económicamente para su fabricación y con las restricciones que se encuentran en la geografía Colombiana. PALABRAS CLAVE: Fibra de carbono, CFD, meteorología, cohete sonda

2 DISEÑO ESTRUCTURAL Y AERODINÁMICO DE UN COHETE SONDA PARA SER USADO EN LA ADQUISICIÓN DE VARIABLES ATMOSFÉRICAS Introducción Actualmente en Colombia se usan globos meteorológicos y radiosondas para la adquisición de datos atmosféricos, cada lanzamiento convencional de estas radiosondas produce un costo al IDEAM significativo de ($1.500 dólares), este valor económico no es recuperable debido a que en cada lanzamiento se pierde una radiosonda y un globo meteorológico, además de generar un impacto natural debido a que algunos componentes son metales pesados como (plomo, mercurio, cadmio, berilio). Cuando se produce el derrame de los electrolitos internos de las baterías, arrastra los metales pesados. Estos metales pesados fluyen por el suelo afectando toda forma de vida (animal y vegetal) Debido a que la radiosonda va a estar sometida a un cambio de temperatura extremo hasta llegar a -56 ºC en donde se encuentra su apogeo a 10Km de altitud, necesita una protección térmica para que los componentes electrónicos no se vean afectados y arrojen datos erróneas, para determinar la veracidad de los datos que se está midiendo se debe escoger los materiales que aislarán estos deben estar hechos con polímero ya que otro material podría generar lecturas erróneas. Se ha escogido poliestereno expandido (Icopor) cuyo coeficiente de conducción térmica es de 0.034w/m*C con aislante térmico, y el contenedor se fabricará con Nylon con un coeficiente de conducción de 0.25w/m*C. Nomenclatura Temperatura inicial (ºC) Temperatura externa (ºC) Radio crítico (m) Radio inicial (m) Coeficiente de conducción térmica del poliestireno (w/m C) Coeficiente de conducción térmica del Nylon (w/m C) Coeficiente de convección térmica (w/ ºC) Calor transferido (w) R constante universal de los gases ( j/mol k) Peso molecular del propelente (Kg/kmol) k Exponente Isentropico (adimensional ) A Área Critica ( ) M Número de mach (adimensional) Diámetro de la tobera (m) n(x) Fuerza aerodinámica normal local (m) Densidad del flujo libre (Kg/ ) Velocidad del flujo libre (m/s) Area seccional cruzada local ( ) Velocidad del flujo de aire local (m/s) Cp Centro de presiones (m) Protección térmica de la tarjeta electrónica La velocidad del viento, la temperatura exterior y la temperatura interior se tomaron de referencias de a 10km de altura, los datos del diámetro interno del nylon son dados por la radiosonda (tarjeta electrónica), con este diámetro se calcula cual es el área expuesta a la convección. La Ec. (1) de radio crítico, la cual permite el caculo del espesor del aislante por medio de iteraciones del radio crítico Ri, con el previo pre cálculo del coeficiente de convección y cálculo del calor transferido, el cual es un valor presente en dos términos de la Ec (1). [1]

3 (1) En la figura 1 se muestra cuatro estados a través del tiempo de la vista superior del contenedor con el aislante térmico, en los dos primeros estados se muestra el flujo de calor en los primeros 60seg, lo cual efectivamente muestra la distribución del calor debido a la convección, en los otros dos estados se muestra secuencialmente la distribución del calor, lo cual muestra que el sistema es factible y se estabiliza a los 180seg. Esto quiere decir que el cálculo teórico fue realizado debidamente y sin errores. Cálculo del motor cohete con combustible sólido. Fig. 1: Vista de la simulación transitoria del aislamiento. Tabla 1: condiciones de diseño para el cohete RESTRICCIÓN VALOR Altura 10km diámetro m Carga útil 2kg Peso Combustible 5 kg Peso de la estructura 7 kg Combustible Nitrato de amonio + Polietinelglycol El impulso específico es la relación entre el peso del combustible y la distancia de recorrido.el combustible que se selecciono fue el Nitrato de Aluminio mas polietilenglicol esta mezcla aumenta el impulso especifico a segundos, para la caracterización del combustible sólido se usó un software de uso libre que se muestra en la fig 2. [2]

4 Fig 2. Caracterización del combustible Programa PropepV Software Libre Para el diseño se definen las siguientes condiciones con ayuda de los datos que se obtuvieron del software libre, como el cálculo de la relación entre la constante universal de los gases y el peso molar de la mezcla de combustible en la Ec. (2) La temperatura en el proceso de combustión es la multiplicación de la eficiencia del motor para los gases perfectos y la temperatura de la cámara de combustión, en este caso es 1975 ºC. En la Ec. (3) (2) En la ecuación (3) se obtuvo que la velocidad de los gases teórica es 263.9m/s A medida que la presion ambiente disminuye, el flujo se acelera y la presion sigue disminuyendo, alcanzando siempre M = 1 en la garganta. El area transversal de las secciones que alcanzan M = 1 se denomina area crıtica, y se relaciona con el numero de Mach. (3) (4) En la fig.3 se puede observar el dimensionamiento de la tobera según los datos obtenidos con las ecuaciones anteriores [2][4] Fig. 3: dimensionamiento de la tobera

5 Velocidad de los gases de escape En la simulación de la velocidad de los gases que se muestra en la fig. 4 se encontró que en la garganta de la tobera la velocidad de los gases es de 375 m/s esta velocidad concuerda con la teoría debido a que se asemeja a la velocidad del sonido, por esta razón el numero mach se aproxima a 1. Fig 4. Simulación de la tobera velocidad de los gases en Ansys Workbench. Presión en la cámara de combustión En la fig. 5 se muestra la simulación de presión en la cámara de combustión en donde se encontró una presión máxima de 3 Mpa en la cámara de combustión, con esta presión se determinara las características del material y espesor. Turbulencia Fig5. Simulación de la presión de la tobera en Ansys Workbench. En la simulación que se observa en la fig. 6 de la turbulencia se encontró la mayor turbulencia en las paredes a la salida de la garganta esto es producido por el estrechamiento y luego la expansión de la geometría de la tobera, el resultado de máxima energía es de 8170 k*m/s^2 este resultado será evaluado para determinar si existe erosión en la tobera.

6 Fig.6. Simulación de la tobera velocidad de los gases en Ansys Workbench. Calculo de esfuerzos en la baquelita La Figura 7 se muestra una simulación, en donde se somete la baquelita a la máxima carga que tendrá que soportar, este esfuerzo ocurre durante el despegue debido a que debe superar la fuerza de la inercia del cohete. La baquelita se va a analizar con una aceleración de 15 gravedades debido a que en este tipo de cohetes sonda es común que la aceleración al inicio sea 15g. Figura 7. Simulación de la baquelita en Ansys Workbench. El resultado de la simulación deja notar que el esfuerzo de la baquelita es mayor en donde están las perforaciones para los tornillos, en la figura se muestra que la baquelita esta totalmente deformada pero solamente es una visualización para determinar las posibles deformaciones, la simulación dio como resultado que el esfuerzo máximo no supera al esfuerzo de fluencia, por lo tanto la tarjeta electrónica no se deformara. Cálculo de la estabilidad estática del cohete. Es de saber en el campo de la cohetería que la característica más importante de un cohete es la estabilidad, la estabilidad estática está dada por la posición relativa entre el centro de gravedad CG y el centro de presiones CP. En general para un cuerpo de revolución axialmente simétrico, la carga normal corriente aerodinámica está dada por la ec (5). la cual permite calcular el centro de presiones en un cuerpo geométrico como es el de un cohete. (5) En la Fig.8 Se muestra la ventana que se diseñó para el cálculo de CP, en donde se utilizó el método de Barrowman, el cual permite escoger entre diferentes tipos de geometrías para la nariz y numero de aletas. Se

7 obtuvo como resultado que Cp está a m y el centro de gravedad es 1243m el margen de estabilidad está dado por la diferencia entre los mismos la cual debe estar entre 1 y dos veces el diámetro del cohete. Fig. 8. centro de gravedad, tipo de nariz y dimensionamiento del cohete en Visual Basic Análisis preliminar aerodinámico del cohete Las dimensiones preliminares se encontraron con el tamaño de la carga útil, el contenedor para el paracaídas la cantidad de combustible sólido y la tobera del cohete, estos se ajustaron con el cálculo del centro de presiones del cohete y finalmente se obtuvo el dimensionamiento del cohete sonda. En la Fig. 9. Se observa una simulación de la turbulencia que podría tener el cohete a una velocidad de 375 m/s, la cual muestra una turbulencia máxima de un 16% manteniéndose el flujo laminar en el contorno del cohete sonda.[6] Fig. 9. Simulación de turbulencia en Ansys Workbeach Como se puede observar en la fig.10 las zonas en donde se concentran las mayores presiones debido a las explosiones sónicas como se esperaba son en los cambios de sección, y se obtiene una presión máxima de 30Kpa

8 Fig. 10. Simulación de turbulencia en Ansys Workbeach CONCLUSIONES El diseño de un cohete implica una serie de actividades de distintos campos del saber, los cuales no fueron cubiertos en este artículo debido a que solo se pretende abordar las actividades que implican el diseño aerodinámico y estructural de un cohete sonda. La simulación del aislante térmico demostró que hay una estabilización de la temperatura interna de la radiosonda a los 180 segundos, se comprobó la efectividad del sistema con las condiciones mas extremas. Determinar las características de diseño por calculo y simulacion dan los primeros resultados para hacer el cálculo estructural del cohete, debido a que se van a manejar altas presiones y temperaturas según resultados obtenidos, los mejores materiales son; la fibra de carbono para el cuerpo, aletas y nariz debido a su baja densidad y gran resistencia, para la tobera se debe usar un material que soporte temperaturas de hasta 2000 ºC como el Grafito. En este trabajo las herramientas de simulación como Ansys Workbeach y Mechanical APDL, fueron utilizadas solo como una herramienta de validación, con el fin de dale veracidad a los cálculos conceptuales. En Colombia no hay desarrollo científico en la investigación aeroespacial, por esto se hace necesario empezar desde las bases cada vez que se quiera hacer una investigación de este tipo. la universidad Sergio Arboleda lanzó el primer Picosatelite de colombiano, este picosatelite fue lanzado en Baikonur Kasajstan el 17 de abril de 2007, por la agencia espacial KOSMOTRAS, este proyecto no tuvo un avance científico significativo en el desarrollo de los Picosatelites debido a que no se desarrolló ningún componente mecánico ni electrónico, no hubo desarrollo debido a que se compraron varios componentes a la empresa ALTIUM encargada de producir componentes electrónicos entre ellos el Cubesat.

9 REFERENCIAS 1. CENGEL, Y. A. Transferencia de calor..mcgraw-hill/interamericana Editores, México. pp , SUTTON, G. B., Rocket Propulsion Elements. John Wiley & Sons. pp NAKKA, R. Solid Rocket Motor Theory, 2013, < 4. Barrowman,James. Barrowman, Judith. La predicción teórica del centro de presiones, tesis Lara, D. Diseño conceptual aerodinámico de un cohete sonda. Instituto politécnico nacional, distrito federal, Mexico, J. Sanchez. Estudio del flujo en la tobera del motor cohete J-2s mediante técnicas CFD. Tesis. pp R. peñaloza, Un pequeño paso para el hombre, un gran paso para la Patria. tesis <