http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/157955 2026-11-06T04:50:11Z 2026-11-06T04:50:11Z Liberatto, A. Vianello, M. Méndez, M. http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162760 2024-02-16T20:01:13Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 Este trabajo presenta la aplicación del Criterio Simplificado de Prevención de Flutter a la estructura y conjunto de superficies móviles de la aeronave IA-100 B/C que, como parte del proceso de diseño del avión, busca evaluar la necesidad de rigidizar el ala y/o balancear las superficies de control a fin de evitar la ocurrencia de fenómenos aeroelásticos no deseados. El procedimiento se establece en el documento FAA’s Airframe and Equipment Engineering Report No. 45 y se utiliza para evaluar y evitar la ocurrencia de flutter, divergencia e inversión de comandos. El estudio se enfoca en revisar la respuesta aeroelástica del ala (parte fija) a través de su rigidez torsional y evaluar el balance estático necesario para alerones, timón de profundidad, timón de dirección y compensadores (trim tabs). Para la estructura de la aeronave IA-100 B/C, el ala cumple con el criterio de rigidez torsional, mientras que los alerones, el elevador y el timón de dirección requieren la adición de masas de balance. En el marco del mismo trabajo se plantea un esquema de balance que satisface las pautas del criterio simplificado de prevención de flutter, utilizando masas distribuidas y concentradas en puntos específicos de las superficies de control; y que cumple además con los requerimientos de diseño y cálculo definidos en el marco del programa.

2023-01-01T00:00:00Z Este trabajo presenta la aplicación del Criterio Simplificado de Prevención de Flutter a la estructura y conjunto de superficies móviles de la aeronave IA-100 B/C que, como parte del proceso de diseño del avión, busca evaluar la necesidad de rigidizar el ala y/o balancear las superficies de control a fin de evitar la ocurrencia de fenómenos aeroelásticos no deseados. El procedimiento se establece en el documento FAA’s Airframe and Equipment Engineering Report No. 45 y se utiliza para evaluar y evitar la ocurrencia de flutter, divergencia e inversión de comandos. El estudio se enfoca en revisar la respuesta aeroelástica del ala (parte fija) a través de su rigidez torsional y evaluar el balance estático necesario para alerones, timón de profundidad, timón de dirección y compensadores (trim tabs). Para la estructura de la aeronave IA-100 B/C, el ala cumple con el criterio de rigidez torsional, mientras que los alerones, el elevador y el timón de dirección requieren la adición de masas de balance. En el marco del mismo trabajo se plantea un esquema de balance que satisface las pautas del criterio simplificado de prevención de flutter, utilizando masas distribuidas y concentradas en puntos específicos de las superficies de control; y que cumple además con los requerimientos de diseño y cálculo definidos en el marco del programa. Sacco, Carlos González García, E. Scarpin, G. http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162759 2024-02-16T20:01:16Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 El diseño adecuado del sistema de refrigeración del motor de un avión es esencial para garantizar su correcta operación durante todo el vuelo. La temperatura del mismo se debe mantenerse dentro de un rango muy específico, lo que hace que el diseño de las tomas de aire, los baffles, los flaps de capot y la forma del carenado motor y el capot sean críticos para lograr una refrigeración eficiente. En este trabajo se presenta el desarrollo realizado para el avión entrenador básico IA-100 B motorizado con un motor LY/COMING 540. Los estudios se realizaron mediante simulaciones numéricas de mecánica computacional con Elementos Finitos y permitieron analizar cada uno de los elementos que componen el sistema de refrigeración del motor. En el modelo se utilizaron elementos porosos con porosidad ortotrópica para simular las aletas de refrigeración de cada cilindro y los radiadores. Para tener en cuenta posibles defectos de imstalación se definieron zonas con pérdidas de caudal que emulan fallos en los sellos de los baffles. Para asegurar el cumplimiento de los requerimientos del fabricante del motor se simularon diferentes casos variando ángulos de ataque, velocidades, alturas, condiciones ISA y potencia del motor.

2023-01-01T00:00:00Z El diseño adecuado del sistema de refrigeración del motor de un avión es esencial para garantizar su correcta operación durante todo el vuelo. La temperatura del mismo se debe mantenerse dentro de un rango muy específico, lo que hace que el diseño de las tomas de aire, los baffles, los flaps de capot y la forma del carenado motor y el capot sean críticos para lograr una refrigeración eficiente. En este trabajo se presenta el desarrollo realizado para el avión entrenador básico IA-100 B motorizado con un motor LY/COMING 540. Los estudios se realizaron mediante simulaciones numéricas de mecánica computacional con Elementos Finitos y permitieron analizar cada uno de los elementos que componen el sistema de refrigeración del motor. En el modelo se utilizaron elementos porosos con porosidad ortotrópica para simular las aletas de refrigeración de cada cilindro y los radiadores. Para tener en cuenta posibles defectos de imstalación se definieron zonas con pérdidas de caudal que emulan fallos en los sellos de los baffles. Para asegurar el cumplimiento de los requerimientos del fabricante del motor se simularon diferentes casos variando ángulos de ataque, velocidades, alturas, condiciones ISA y potencia del motor. Sacco, Carlos Giovacchini, Juan P. Giuggioloni, Franco http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162757 2024-02-16T20:01:18Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 Este trabajo presenta una descripción de métodos y modelos utilizados para determinar las derivativas estáticas y dinámicas en aeronaves utilizando herramientas numéricas basadas en la mecánica de fluido computacional. La evaluación de las fuerzas actuantes sobre la aeronave como resultado de una serie de maniobras prescritas se obtiene resolviendo de manera numérica - utilizando el método de elementos finitos - las ecuaciones de Navier-Stokes incompresibles en una formulación no-inercial. Se analiza un caso de prueba para verificar el algoritmo propuesto y un problema central que es la determinación de las derivativas longitudinales y laterales de una aeronave de entrenamiento primario militar. Se obtienen resultados aceptables y comparables a los encontrados con otros métodos y herramientas estándar de la literatura.

2023-01-01T00:00:00Z Este trabajo presenta una descripción de métodos y modelos utilizados para determinar las derivativas estáticas y dinámicas en aeronaves utilizando herramientas numéricas basadas en la mecánica de fluido computacional. La evaluación de las fuerzas actuantes sobre la aeronave como resultado de una serie de maniobras prescritas se obtiene resolviendo de manera numérica - utilizando el método de elementos finitos - las ecuaciones de Navier-Stokes incompresibles en una formulación no-inercial. Se analiza un caso de prueba para verificar el algoritmo propuesto y un problema central que es la determinación de las derivativas longitudinales y laterales de una aeronave de entrenamiento primario militar. Se obtienen resultados aceptables y comparables a los encontrados con otros métodos y herramientas estándar de la literatura. Orjuela Socha, Julián Camilo Sanchez García, Angie Valentina Acevedo Pinzón, Karen Natalia Melo Daza, Pedro Fernando Lozano Tafur, Cristian http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162659 2024-02-14T20:01:13Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 Para el correcto funcionamiento de los componentes aeronáuticos los cuales involucran movimientos rotativos, es esencial en el sector aeronáutico garantizar la eficiencia y seguridad de cada componente de la aeronave. Los componentes mecánicos y eléctricos de una aeronave presentan vibraciones y desbalanceo dinámicos los cuales logran afectar su rendimiento y vida útil, por esta razón es importante la implementación de los bancos de pruebas de vibraciones para evaluar el desempeño de cada componente, con el objetivo de detectar las posibles fallas que pueda presentar ese componente a futuro y de esta manera diseñando una corrección a su diseño estructural. Un banco de pruebas de vibraciones se utiliza en el sector aeronáutico para llevar a cabo análisis de diseño de componentes con el fin de identificar su resistencia, durabilidad y rendimiento. Durante esta prueba el componente experimenta una serie de vibraciones las cuales son registradas en una base de datos que permite determinar la amplitud, frecuencia y el estado de las vibraciones generadas por el componente. Por estas razones se realizan unas series de pruebas tan rigurosas y precisas en el sector aeronáutico, antes de que estos componentes sean instados en la aeronave. La Escuela de Aviación del Ejército, a partir del análisis de otros bancos de pruebas de vibraciones, los cuales en sus estructuras se componen de un motor eléctrico o asincrónico, chumaceras o soportes, eje transversal, sensores y volantes. Estos bancos realizan un análisis de tolerancia al componente, análisis de deformación del componente, resistencia y durabilidad del componente a bajas y altas velocidades o aceleraciones, la cantidad de ruido que produce el componente en un periodo de prueba y algunos de ellos poseen un software donde se logra evidenciar la amplitud y frecuencia del ruido generado por el componente. propone diseñar y construir un banco de pruebas de vibraciones, implementando un diseño innovador con un generador aeronáutico (APU) el cual genera una energía mecánica, amortiguación en su estructura, un software para identificar el sonido que genera el componente y amplificadores de sonido para identificar los sonidos que genera el componente durante su análisis. La Escuela de Aviación del Ejército, propone diseñar y construir un banco de pruebas de vibraciones innovador donde se implementara un generador aeronáutico (APU) este es un generador de energía mecánica, una estructura la cual implementara amortiguación, un software en LabVIEW y Arduino el cual será el encarga de realizar el análisis del sonido o ruido generado por el componente, con el objetivo de analizar la amplitud y frecuencia del sonido, además de presentar a qué velocidad o aceleración se presentó ese ruido en el componente. Con este banco de pruebas de vibraciones la Escuela de Aviación del Ejército podrá realizar análisis, diseños y correcciones a componentes mecánicos rotativos implementados en aeronaves.

2023-01-01T00:00:00Z Para el correcto funcionamiento de los componentes aeronáuticos los cuales involucran movimientos rotativos, es esencial en el sector aeronáutico garantizar la eficiencia y seguridad de cada componente de la aeronave. Los componentes mecánicos y eléctricos de una aeronave presentan vibraciones y desbalanceo dinámicos los cuales logran afectar su rendimiento y vida útil, por esta razón es importante la implementación de los bancos de pruebas de vibraciones para evaluar el desempeño de cada componente, con el objetivo de detectar las posibles fallas que pueda presentar ese componente a futuro y de esta manera diseñando una corrección a su diseño estructural. Un banco de pruebas de vibraciones se utiliza en el sector aeronáutico para llevar a cabo análisis de diseño de componentes con el fin de identificar su resistencia, durabilidad y rendimiento. Durante esta prueba el componente experimenta una serie de vibraciones las cuales son registradas en una base de datos que permite determinar la amplitud, frecuencia y el estado de las vibraciones generadas por el componente. Por estas razones se realizan unas series de pruebas tan rigurosas y precisas en el sector aeronáutico, antes de que estos componentes sean instados en la aeronave. La Escuela de Aviación del Ejército, a partir del análisis de otros bancos de pruebas de vibraciones, los cuales en sus estructuras se componen de un motor eléctrico o asincrónico, chumaceras o soportes, eje transversal, sensores y volantes. Estos bancos realizan un análisis de tolerancia al componente, análisis de deformación del componente, resistencia y durabilidad del componente a bajas y altas velocidades o aceleraciones, la cantidad de ruido que produce el componente en un periodo de prueba y algunos de ellos poseen un software donde se logra evidenciar la amplitud y frecuencia del ruido generado por el componente. propone diseñar y construir un banco de pruebas de vibraciones, implementando un diseño innovador con un generador aeronáutico (APU) el cual genera una energía mecánica, amortiguación en su estructura, un software para identificar el sonido que genera el componente y amplificadores de sonido para identificar los sonidos que genera el componente durante su análisis. La Escuela de Aviación del Ejército, propone diseñar y construir un banco de pruebas de vibraciones innovador donde se implementara un generador aeronáutico (APU) este es un generador de energía mecánica, una estructura la cual implementara amortiguación, un software en LabVIEW y Arduino el cual será el encarga de realizar el análisis del sonido o ruido generado por el componente, con el objetivo de analizar la amplitud y frecuencia del sonido, además de presentar a qué velocidad o aceleración se presentó ese ruido en el componente. Con este banco de pruebas de vibraciones la Escuela de Aviación del Ejército podrá realizar análisis, diseños y correcciones a componentes mecánicos rotativos implementados en aeronaves. Lima, Gabriel Gamarra, Ariel Nicolás Marañón Di Leo, Julio http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162657 2024-02-14T20:01:16Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 En este trabajo se mostrará como a partir de un sistema de freno a disco más calipper se es capaz de caracterizar un rotor de un aerogenerador eólico. Ante la necesidad de caracterizar aerogeneradores eólicos de micro potencia en el túnel de viento TV4 de la UIDET LaCLyFA fue necesario realizar una modificación al sistema de control de velocidad y adquisición actual de potencias, este consistía en un banco de resistencia conectado al generador eléctrico del dispositivo de ensayos. El sistema permitía controlar la velocidad adecuadamente pero no era versátil para diferentes generadores eléctricos además que producían calentamiento en las resistencias debido a la carga eléctricas que pasaba por estas, por lo tanto, se planteó la modificación Se decide por utilizar un sistema de freno a disco y un calliper con pastillas de freno el cual es accionado por un operador para poder controlar la velocidad de giro del rotor en distintas condiciones de viento. Una ventaja de este sistema es poder controlar de manera continua las revoluciones y así poder obtener el comportamiento del rotor a las distintas cargas generadas por el freno. Mediante un torquímetro dinámico se mide la velocidad de giro y el torque entre el rotor y el freno, con estos datos se puede obtener la potencia mecánica del sistema y su rendimiento. El método facilita la obtención de las curvas de potencia obtenidas en un solo ensayo aplicando el freno continuamente hasta el punto de que el sistema se detiene. Se presentan ensayos del sistema para un micro generador eólico presente en la UIDET el cual tiene rotor con un diámetro de 1.5 mts, se comparan los resultados con los obtenidos anteriormente mediante el sistema de control accionado por el banco de resistencias.

2023-01-01T00:00:00Z En este trabajo se mostrará como a partir de un sistema de freno a disco más calipper se es capaz de caracterizar un rotor de un aerogenerador eólico. Ante la necesidad de caracterizar aerogeneradores eólicos de micro potencia en el túnel de viento TV4 de la UIDET LaCLyFA fue necesario realizar una modificación al sistema de control de velocidad y adquisición actual de potencias, este consistía en un banco de resistencia conectado al generador eléctrico del dispositivo de ensayos. El sistema permitía controlar la velocidad adecuadamente pero no era versátil para diferentes generadores eléctricos además que producían calentamiento en las resistencias debido a la carga eléctricas que pasaba por estas, por lo tanto, se planteó la modificación Se decide por utilizar un sistema de freno a disco y un calliper con pastillas de freno el cual es accionado por un operador para poder controlar la velocidad de giro del rotor en distintas condiciones de viento. Una ventaja de este sistema es poder controlar de manera continua las revoluciones y así poder obtener el comportamiento del rotor a las distintas cargas generadas por el freno. Mediante un torquímetro dinámico se mide la velocidad de giro y el torque entre el rotor y el freno, con estos datos se puede obtener la potencia mecánica del sistema y su rendimiento. El método facilita la obtención de las curvas de potencia obtenidas en un solo ensayo aplicando el freno continuamente hasta el punto de que el sistema se detiene. Se presentan ensayos del sistema para un micro generador eólico presente en la UIDET el cual tiene rotor con un diámetro de 1.5 mts, se comparan los resultados con los obtenidos anteriormente mediante el sistema de control accionado por el banco de resistencias. Donati, Javier Marañón Di Leo, Julio Delnero, Juan Sebastián http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162656 2024-02-14T20:01:19Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 En las últimas décadas, el interés en el estudio de la aerodinámica a bajo número de Reynolds ha aumentado, debido al desarrollo de aplicaciones que trabajan dentro de esta categoría, como por ejemplo, los vehículos aéreos no tripulados (UAV) o micro-vehículos aéreos (MAV), entre otros. Sin embargo, los diseños convencionales de alas llevados a esta condición de flujo presentan una disminución sensible en su performance, fundamentalmente causada por la separación prematura de la capa límite [1]. En este contexto, toman relevancia los dispositivos de control de flujo, ya que permiten mejorar la performance a partir de sistemas que cambian el campo de flujo en las inmediaciones del cuerpo. La metodología de control de flujo activo estudiada se basa en el concepto de shape morphing, que consiste en producir una excitación periódica en el flujo a partir de la variación de la curvatura de un perfil alar. Dicha excitación desencadena una inestabilidad inherente del campo de flujo, que desata la transición laminar-turbulenta de la capa límite, energizando la misma y permitiendo el retraso del fenómeno de desprendimiento. Para producir el cambio de curvatura del perfil alar en el tiempo existen diversas metodologías, entre las que destacan la utilización de actuadores piezoeléctricos, los cuales se expanden o contraen en función de la tensión de excitación aplicada. Al vincularlos a una superficie deformable como una placa, la expansión o contracción producirá una deformación de flexión, curvando la superficie [2]. En este trabajo se presentan los avances alcanzados en el estudio y la caracterización del comportamiento de un actuador piezoeléctrico, que será utilizado como sistema de control de flujo activo en perfiles aerodinámicos. El actuador fue montado sobre una placa de aluminio y se evaluaron las respuestas obtenidas ante señales de excitación constantes que producen deformaciones estáticas. Las señales de excitación se generaron con una fuente de tensión continua regulable entre 0 y 1500 V, diseñada para la alimentación de este tipo de actuador. Las pruebas realizadas mostraron un cambio máximo de curvatura del 2% de la cuerda de la placa, lo cual es de importancia ya que dicha deformación se encuentra en el orden de magnitud de la curvatura de un perfil aerodinámico convencional, y puede generar cambios importantes en el campo de flujo de las inmediaciones del perfil. Actualmente, se encuentra en desarrollo una fuente que genera señales de tensión en frecuencia, que será utilizada a futuro para la caracterización de las deformaciones dinámicas del actuador.

2023-01-01T00:00:00Z En las últimas décadas, el interés en el estudio de la aerodinámica a bajo número de Reynolds ha aumentado, debido al desarrollo de aplicaciones que trabajan dentro de esta categoría, como por ejemplo, los vehículos aéreos no tripulados (UAV) o micro-vehículos aéreos (MAV), entre otros. Sin embargo, los diseños convencionales de alas llevados a esta condición de flujo presentan una disminución sensible en su performance, fundamentalmente causada por la separación prematura de la capa límite [1]. En este contexto, toman relevancia los dispositivos de control de flujo, ya que permiten mejorar la performance a partir de sistemas que cambian el campo de flujo en las inmediaciones del cuerpo. La metodología de control de flujo activo estudiada se basa en el concepto de shape morphing, que consiste en producir una excitación periódica en el flujo a partir de la variación de la curvatura de un perfil alar. Dicha excitación desencadena una inestabilidad inherente del campo de flujo, que desata la transición laminar-turbulenta de la capa límite, energizando la misma y permitiendo el retraso del fenómeno de desprendimiento. Para producir el cambio de curvatura del perfil alar en el tiempo existen diversas metodologías, entre las que destacan la utilización de actuadores piezoeléctricos, los cuales se expanden o contraen en función de la tensión de excitación aplicada. Al vincularlos a una superficie deformable como una placa, la expansión o contracción producirá una deformación de flexión, curvando la superficie [2]. En este trabajo se presentan los avances alcanzados en el estudio y la caracterización del comportamiento de un actuador piezoeléctrico, que será utilizado como sistema de control de flujo activo en perfiles aerodinámicos. El actuador fue montado sobre una placa de aluminio y se evaluaron las respuestas obtenidas ante señales de excitación constantes que producen deformaciones estáticas. Las señales de excitación se generaron con una fuente de tensión continua regulable entre 0 y 1500 V, diseñada para la alimentación de este tipo de actuador. Las pruebas realizadas mostraron un cambio máximo de curvatura del 2% de la cuerda de la placa, lo cual es de importancia ya que dicha deformación se encuentra en el orden de magnitud de la curvatura de un perfil aerodinámico convencional, y puede generar cambios importantes en el campo de flujo de las inmediaciones del perfil. Actualmente, se encuentra en desarrollo una fuente que genera señales de tensión en frecuencia, que será utilizada a futuro para la caracterización de las deformaciones dinámicas del actuador. Zanatta, Agustín Vilaseca, H. F. Gamarra, Ariel Nicolás Paladini, Jorge Luis Serrani, Gastón http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162655 2024-02-14T20:01:22Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 Este proyecto tiene como propósito el diseño de un banco de pruebas con capacidades criogénicas para la caracterización de componentes de uso aeroespacial (válvulas, conectores, tanques, etc.). De igual manera se procuró demostrar criterio, capacidad y seguridad en el manejo de componentes de índole criogénico. Como parte del proyecto se diseña un sistema de control y adquisición de datos del banco para cumplir con determinados objetivos y modos de trabajo. Dentro de los requerimientos el banco debe tener un modo manual de trabajo (control absoluto de las válvulas por parte de la persona que realiza el ensayo), modo semiautomatico (determinadas acciones las debe realizar la persona) y modo automático (el sistema actúa de forma autónoma). Para poder verificar el correcto funcionamiento del banco y del sistema de control, se realizan ensayos funcionales de los modos mencionados. En una primera etapa se realizan ensayos en el modo manual. Primero se realizan ensayos de presurización del sistema a temperatura ambiente para la verificación de estanqueidad. Una vez realizado esto, se realizan ensayos de llenado con líquido criogénico y presurización mediante gas de forma manual. En la segunda etapa del proceso se realizan ensayos de llenado en forma automática y de control de presión en forma automática. Estos ensayos nos permiten calificar el banco para los ensayos a realizar en un futuro por la empresa solicitante.

2023-01-01T00:00:00Z Este proyecto tiene como propósito el diseño de un banco de pruebas con capacidades criogénicas para la caracterización de componentes de uso aeroespacial (válvulas, conectores, tanques, etc.). De igual manera se procuró demostrar criterio, capacidad y seguridad en el manejo de componentes de índole criogénico. Como parte del proyecto se diseña un sistema de control y adquisición de datos del banco para cumplir con determinados objetivos y modos de trabajo. Dentro de los requerimientos el banco debe tener un modo manual de trabajo (control absoluto de las válvulas por parte de la persona que realiza el ensayo), modo semiautomatico (determinadas acciones las debe realizar la persona) y modo automático (el sistema actúa de forma autónoma). Para poder verificar el correcto funcionamiento del banco y del sistema de control, se realizan ensayos funcionales de los modos mencionados. En una primera etapa se realizan ensayos en el modo manual. Primero se realizan ensayos de presurización del sistema a temperatura ambiente para la verificación de estanqueidad. Una vez realizado esto, se realizan ensayos de llenado con líquido criogénico y presurización mediante gas de forma manual. En la segunda etapa del proceso se realizan ensayos de llenado en forma automática y de control de presión en forma automática. Estos ensayos nos permiten calificar el banco para los ensayos a realizar en un futuro por la empresa solicitante. Zanatta, Agustín Vilaseca, H. J. Gamarra, Ariel Nicolás Paladini, Jorge Luis Serrani, Gastón http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162653 2024-02-14T20:01:24Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 Este proyecto tiene como propósito el diseño y construcción de un banco de pruebas con capacidades criogénicas para la caracterización de componentes de uso aeroespacial (válvulas, conectores, tanques, etc.). A su vez, se procura demostrar criterio, capacidad y seguridad en el manejo de componentes de índole criogénico. El banco deberá ser capaz de realizar las operaciones de barrido, llenado, presurización hasta una presión de 50 bar, entre otras. Esto último deberá estar en concordancia con especificaciones para el trato de fluidos criogénicos puesto que se trabajará con nitrógeno y oxígeno en su estado líquido y gaseoso. A partir de ello es que los componentes del banco serán de acero inoxidable austenítico puesto que es un material apto para trabajar a temperaturas criogénicas. Debido a las características del fluido de trabajo y a los estándares de seguridad requeridos, tanto el pulmón del banco como los espesores de los distintos tubos están bajo aspectos de normas ASME VIII y ASME B31.3. En base a sus requerimientos planteados por el grupo de trabajo se comenzó con el diseño de todo elemento referido al piping asociado. Esto último abarca una serie de tareas que van desde la disposición de válvulas, dimensionamiento de tuberías y pulmón asociado según norma, selección de accesorios de acople. El banco dispone de válvulas con actuadores neumáticos que permiten su accionamiento a través de un sistema de control compuesto por una fuente switching, relés y conversores de tensión. El sistema de control, del cual se hace mención, permitirá que se efectúen procedimientos en forma semi – automática y secuencias de forma totalmente automática habiendo ingresado previamente parámetros deseados. El sistema permitirá, a su vez, controlar las válvulas de forma manual según se requiera. Una vez que se obtuvo la configuración final para los tubos y la posición de válvulas, se continuó con el diseño de la estructura portante del arreglo anterior. La misma está compuesta por caños cuadrados de acero al carbono soldados y dispone de un diseño que se compone de dos estructuras independientes, lo que facilita su traslado y posterior instalación en su ubicación final. Finalmente, cuando el diseño convergió a la solución que más se adecua a los requerimientos, se realizaron los correspondientes planos de fabricación tanto del conjunto piping – estructura como del pulmón asociado. Posteriormente se procedió con la construcción, ensamblaje y ajuste final de los elementos que componen el banco.

2023-01-01T00:00:00Z Este proyecto tiene como propósito el diseño y construcción de un banco de pruebas con capacidades criogénicas para la caracterización de componentes de uso aeroespacial (válvulas, conectores, tanques, etc.). A su vez, se procura demostrar criterio, capacidad y seguridad en el manejo de componentes de índole criogénico. El banco deberá ser capaz de realizar las operaciones de barrido, llenado, presurización hasta una presión de 50 bar, entre otras. Esto último deberá estar en concordancia con especificaciones para el trato de fluidos criogénicos puesto que se trabajará con nitrógeno y oxígeno en su estado líquido y gaseoso. A partir de ello es que los componentes del banco serán de acero inoxidable austenítico puesto que es un material apto para trabajar a temperaturas criogénicas. Debido a las características del fluido de trabajo y a los estándares de seguridad requeridos, tanto el pulmón del banco como los espesores de los distintos tubos están bajo aspectos de normas ASME VIII y ASME B31.3. En base a sus requerimientos planteados por el grupo de trabajo se comenzó con el diseño de todo elemento referido al piping asociado. Esto último abarca una serie de tareas que van desde la disposición de válvulas, dimensionamiento de tuberías y pulmón asociado según norma, selección de accesorios de acople. El banco dispone de válvulas con actuadores neumáticos que permiten su accionamiento a través de un sistema de control compuesto por una fuente switching, relés y conversores de tensión. El sistema de control, del cual se hace mención, permitirá que se efectúen procedimientos en forma semi – automática y secuencias de forma totalmente automática habiendo ingresado previamente parámetros deseados. El sistema permitirá, a su vez, controlar las válvulas de forma manual según se requiera. Una vez que se obtuvo la configuración final para los tubos y la posición de válvulas, se continuó con el diseño de la estructura portante del arreglo anterior. La misma está compuesta por caños cuadrados de acero al carbono soldados y dispone de un diseño que se compone de dos estructuras independientes, lo que facilita su traslado y posterior instalación en su ubicación final. Finalmente, cuando el diseño convergió a la solución que más se adecua a los requerimientos, se realizaron los correspondientes planos de fabricación tanto del conjunto piping – estructura como del pulmón asociado. Posteriormente se procedió con la construcción, ensamblaje y ajuste final de los elementos que componen el banco. Benítez Franco, Álvaro Valencia, B. Colombo, C. Galarraga, Gonzalo http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162652 2024-02-14T20:01:27Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 El presente documento se presenta el diseño preliminar de un banco de separación de etapas de vehículos lanzadores, en particular se diseña el sistema eléctrico que sustenta la operación del banco, el monitoreo de los ensayos, la iluminación y conexión eléctrica. Para la preparación y desarrollo del ensayo es necesaria la utilización de equipamiento y dispositivos con distintos requisitos eléctricos. Una adecuada instalación eléctrica para un banco de ensayos permite el correcto funcionamiento de los componentes eléctricos que se utilizan, evitando y/o reduciendo las consecuencias de sobrecorrientes, cortocircuitos o contactos directos e indirectos de personas con tensiones riesgosas. De esta forma se protege a los operarios, se evitan fallas que podrían perjudicar a costosos equipos y se garantiza la confiabilidad de la instalación y del banco en sí mismo. Se presenta la selección de componentes eléctricos y la instalación necesaria para el funcionamiento. Se determinan todos los parámetros para la implementación de un tablero eléctrico, lo que incluye: • Determinar todas las características necesarias de los elementos de carga para el dimensionamiento del consumo. • Calcular el diámetro de todos los cables que conectan las cargas eléctricas con el tablero y el cable de alimentación del mismo, y determinar los elementos de fijación y las protecciones mecánicas de los conductores eléctricos. • Determinar los elementos de protección y maniobra necesarios para el comando y uso seguro de la instalación eléctrica. • Realizar el seccionamiento de las cargas en distintas fases bajo los criterios citados en el documento para su protección y facilidad de manipulación. En todos los casos detallando los criterios utilizados para la selección y el diseño. La confiabilidad de los subsistemas que conforman al banco es crucial para una efectiva ejecución de los ensayos. Es por esto que la instalación eléctrica debe proveer la energía sin posibilidad de fallas pero, protegiendo los equipos, la instalación y los operarios conforme lo establecen las normas vigentes.

2023-01-01T00:00:00Z El presente documento se presenta el diseño preliminar de un banco de separación de etapas de vehículos lanzadores, en particular se diseña el sistema eléctrico que sustenta la operación del banco, el monitoreo de los ensayos, la iluminación y conexión eléctrica. Para la preparación y desarrollo del ensayo es necesaria la utilización de equipamiento y dispositivos con distintos requisitos eléctricos. Una adecuada instalación eléctrica para un banco de ensayos permite el correcto funcionamiento de los componentes eléctricos que se utilizan, evitando y/o reduciendo las consecuencias de sobrecorrientes, cortocircuitos o contactos directos e indirectos de personas con tensiones riesgosas. De esta forma se protege a los operarios, se evitan fallas que podrían perjudicar a costosos equipos y se garantiza la confiabilidad de la instalación y del banco en sí mismo. Se presenta la selección de componentes eléctricos y la instalación necesaria para el funcionamiento. Se determinan todos los parámetros para la implementación de un tablero eléctrico, lo que incluye: • Determinar todas las características necesarias de los elementos de carga para el dimensionamiento del consumo. • Calcular el diámetro de todos los cables que conectan las cargas eléctricas con el tablero y el cable de alimentación del mismo, y determinar los elementos de fijación y las protecciones mecánicas de los conductores eléctricos. • Determinar los elementos de protección y maniobra necesarios para el comando y uso seguro de la instalación eléctrica. • Realizar el seccionamiento de las cargas en distintas fases bajo los criterios citados en el documento para su protección y facilidad de manipulación. En todos los casos detallando los criterios utilizados para la selección y el diseño. La confiabilidad de los subsistemas que conforman al banco es crucial para una efectiva ejecución de los ensayos. Es por esto que la instalación eléctrica debe proveer la energía sin posibilidad de fallas pero, protegiendo los equipos, la instalación y los operarios conforme lo establecen las normas vigentes. Benítez Franco, Álvaro Pasquevich, Facundo Valencia Aguirre, Brandom Javier Galarraga, Gonzalo http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162651 2024-02-14T20:01:29Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 Después de una rigurosa evaluación del estado actual del arte de bancos de prueba de apertura de cofia y con el objetivo de llevar a cabo una evaluación funcional en diversas configuraciones geométricas y con el uso de varios subsistemas componentes, se presenta el siguiente informe. El objetivo principal del banco de prueba es simular repetidamente, bajo condiciones similares a las del lanzamiento, la apertura de la cofia para evaluar la robustez y seguridad del proceso. Con este fin, se proporciona información detallada sobre el diseño conceptual del banco de apertura de cofia. En primer lugar, se describen las características geométricas y másicas de la cofia en sus diversas configuraciones. Se especifican las características técnicas que deben cumplirse para el banco, incluyendo aspectos como la capacidad de carga y los requisitos de seguridad. Luego, se presentan varias alternativas para la implementación del banco, se mencionan los requisitos para la selección entre las alternativas y con este propósito, se enfatiza la importancia de determinar con la mayor precisión posible los requerimientos del banco de prueba. Este informe técnico proporciona una visión general completa y detallada del proceso y de los requisitos necesarios para el diseño e implementación del banco de apertura de cofia. Siguiendo con el compromiso de la creación de sistemas de prueba confiables y seguros para garantizar el éxito de la misión espacial.

2023-01-01T00:00:00Z Después de una rigurosa evaluación del estado actual del arte de bancos de prueba de apertura de cofia y con el objetivo de llevar a cabo una evaluación funcional en diversas configuraciones geométricas y con el uso de varios subsistemas componentes, se presenta el siguiente informe. El objetivo principal del banco de prueba es simular repetidamente, bajo condiciones similares a las del lanzamiento, la apertura de la cofia para evaluar la robustez y seguridad del proceso. Con este fin, se proporciona información detallada sobre el diseño conceptual del banco de apertura de cofia. En primer lugar, se describen las características geométricas y másicas de la cofia en sus diversas configuraciones. Se especifican las características técnicas que deben cumplirse para el banco, incluyendo aspectos como la capacidad de carga y los requisitos de seguridad. Luego, se presentan varias alternativas para la implementación del banco, se mencionan los requisitos para la selección entre las alternativas y con este propósito, se enfatiza la importancia de determinar con la mayor precisión posible los requerimientos del banco de prueba. Este informe técnico proporciona una visión general completa y detallada del proceso y de los requisitos necesarios para el diseño e implementación del banco de apertura de cofia. Siguiendo con el compromiso de la creación de sistemas de prueba confiables y seguros para garantizar el éxito de la misión espacial. Roggero, Edgardo Gonzalez, G. http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162650 2024-02-14T20:01:31Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 Los ensayos son fundamentales en cualquier proyecto espacial debido a varias razones, entre las que se encuentran la validación de tecnologías, la mejora de diseños, la optimización de recursos y las mejoras en la seguridad, a los cuales se suma la identificación y mitigación de problemas, tema especialmente crucial, y es en este aspecto en el que este trabajo se enfoca. Los ensayos resultan esenciales para identificar en tierra eventuales problemas que podrían ocurrir en el espacio aportando información sobre cómo podrían ser resueltos, permitiendo a los ingenieros prepararse para cualquier eventualidad y tener un plan de contingencia. Para garantizar el éxito de un proyecto espacial, es fundamental identificar estos posibles errores o problemas de forma temprana, lo que permite minimizar los costos y retrasos que podrían surgir si los errores se detectaran tardíamente, pero mucho mejor es preverlos y de este modo evitar que se produzcan. Es ampliamente conocido que las tecnologías de vanguardia, como las utilizadas en el espacio, requieren tanto de un proceso de mejora continua como de un programa que permita capitalizar las lecciones aprendidas. También es bien sabido, como se ha mencionado, que los ensayos son una pieza clave para garantizar el éxito de cualquier proyecto espacial. Por estas razones, resulta esencial capitalizar las mejoras o lecciones aprendidas aplicables a los ensayos, con el fin de lograr que los nuevos proyectos sean exitosos tanto desde una perspectiva técnica como programática. La mejor forma de asegurarse de que las experiencias positivas sean reutilizadas y que las negativas sean evitadas es, en primer lugar, identificarlas y, en segundo lugar, difundirlas para su aplicación. La identificación es el resultado de numerosos estudios y experiencias realizados por las principales agencias espaciales. Sin embargo, estas experiencias no han sido ampliamente difundidas en la comunidad espacial, especialmente entre los nuevos actores nacionales. Es por ello que en este trabajo se describen una serie de principios y prácticas de ingeniería asociados a los ensayos de sistemas espaciales con el objetivo de maximizar las probabilidades de éxito de las nuevas misiones. Estas directrices se basan en el análisis comparativo entre misiones exitosas y aquellas que presentaron problemas, lo que ha permitido aprender de las experiencias pasadas para lograr mejores resultados en el futuro. Cada regla directriz presentada en este trabajo incluye también su correspondiente justificación a fin de que no sea tratada como un dogma, sino que quien la procese esté en condiciones de evaluarla según su propio criterio. Estas directrices están destinadas a aplicarse a todos los proyectos de vuelos espaciales, independientemente del enfoque de implementación o la clasificación de la misión. Si bien estas reglas no son obligatorias, se recomienda que al comienzo de un proyecto espacial sean analizadas detalladamente y que en aquellos casos que no puedan o se decida no aplicarlas, debería generarse una clara justificación ya que su no aplicación incrementa los riesgos técnicos y programáticos del proyecto.

2023-01-01T00:00:00Z Los ensayos son fundamentales en cualquier proyecto espacial debido a varias razones, entre las que se encuentran la validación de tecnologías, la mejora de diseños, la optimización de recursos y las mejoras en la seguridad, a los cuales se suma la identificación y mitigación de problemas, tema especialmente crucial, y es en este aspecto en el que este trabajo se enfoca. Los ensayos resultan esenciales para identificar en tierra eventuales problemas que podrían ocurrir en el espacio aportando información sobre cómo podrían ser resueltos, permitiendo a los ingenieros prepararse para cualquier eventualidad y tener un plan de contingencia. Para garantizar el éxito de un proyecto espacial, es fundamental identificar estos posibles errores o problemas de forma temprana, lo que permite minimizar los costos y retrasos que podrían surgir si los errores se detectaran tardíamente, pero mucho mejor es preverlos y de este modo evitar que se produzcan. Es ampliamente conocido que las tecnologías de vanguardia, como las utilizadas en el espacio, requieren tanto de un proceso de mejora continua como de un programa que permita capitalizar las lecciones aprendidas. También es bien sabido, como se ha mencionado, que los ensayos son una pieza clave para garantizar el éxito de cualquier proyecto espacial. Por estas razones, resulta esencial capitalizar las mejoras o lecciones aprendidas aplicables a los ensayos, con el fin de lograr que los nuevos proyectos sean exitosos tanto desde una perspectiva técnica como programática. La mejor forma de asegurarse de que las experiencias positivas sean reutilizadas y que las negativas sean evitadas es, en primer lugar, identificarlas y, en segundo lugar, difundirlas para su aplicación. La identificación es el resultado de numerosos estudios y experiencias realizados por las principales agencias espaciales. Sin embargo, estas experiencias no han sido ampliamente difundidas en la comunidad espacial, especialmente entre los nuevos actores nacionales. Es por ello que en este trabajo se describen una serie de principios y prácticas de ingeniería asociados a los ensayos de sistemas espaciales con el objetivo de maximizar las probabilidades de éxito de las nuevas misiones. Estas directrices se basan en el análisis comparativo entre misiones exitosas y aquellas que presentaron problemas, lo que ha permitido aprender de las experiencias pasadas para lograr mejores resultados en el futuro. Cada regla directriz presentada en este trabajo incluye también su correspondiente justificación a fin de que no sea tratada como un dogma, sino que quien la procese esté en condiciones de evaluarla según su propio criterio. Estas directrices están destinadas a aplicarse a todos los proyectos de vuelos espaciales, independientemente del enfoque de implementación o la clasificación de la misión. Si bien estas reglas no son obligatorias, se recomienda que al comienzo de un proyecto espacial sean analizadas detalladamente y que en aquellos casos que no puedan o se decida no aplicarlas, debería generarse una clara justificación ya que su no aplicación incrementa los riesgos técnicos y programáticos del proyecto. Ferreyra Bossi, Aldana Saraví Gamboa, Bautista Martín, Catalina Vilaseca, Hernán Alberro, José Gabriel Brown, Sofía http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162648 2024-10-02T14:32:32Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 El diseño del Banco de Ensayos Mecánicos forma parte de las diferentes facilidades de ensayos de estructuras que se requieren para el desarrollo de proyectos de Lanzadores Espaciales. Se llevó a cabo la ingeniería de detalle del banco que tiene como objetivo realizar los ensayos mecánicos a los prototipos que se desarrollan en el marco del proyecto Tanques All-Composite, los cuales tienen la función de demostrador tecnológico. Los resultados de los ensayos serán de utilidad para la realimentación de modelos de cálculo, por lo que se realizarán ensayos de cargas mecánicas representativas de las cargas en el vuelo, y en casos combinados de presión interna y temperaturas criogénicas. En el trabajo actual se presenta el diseño y análisis estructural del banco de ensayos capaz de someter a los diferentes tanques a las cargas descriptas anteriormente. El análisis estructural por el método de los elementos finitos permitió simular el comportamiento del banco para los diferentes esfuerzos y realizar la verificación de acuerdo a las especificaciones de VENG S.A. y los lineamientos provistos por las normas CIRSOC 301 y 304.

2023-01-01T00:00:00Z El diseño del Banco de Ensayos Mecánicos forma parte de las diferentes facilidades de ensayos de estructuras que se requieren para el desarrollo de proyectos de Lanzadores Espaciales. Se llevó a cabo la ingeniería de detalle del banco que tiene como objetivo realizar los ensayos mecánicos a los prototipos que se desarrollan en el marco del proyecto Tanques All-Composite, los cuales tienen la función de demostrador tecnológico. Los resultados de los ensayos serán de utilidad para la realimentación de modelos de cálculo, por lo que se realizarán ensayos de cargas mecánicas representativas de las cargas en el vuelo, y en casos combinados de presión interna y temperaturas criogénicas. En el trabajo actual se presenta el diseño y análisis estructural del banco de ensayos capaz de someter a los diferentes tanques a las cargas descriptas anteriormente. El análisis estructural por el método de los elementos finitos permitió simular el comportamiento del banco para los diferentes esfuerzos y realizar la verificación de acuerdo a las especificaciones de VENG S.A. y los lineamientos provistos por las normas CIRSOC 301 y 304. Rodriguez Sartori, Juliana Martínez, Mariano Álvaro http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162647 2024-02-14T20:01:37Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 El objetivo de este trabajo es investigar y analizar la degradación de las propiedades ópticas en aplicaciones espaciales, comprendiendo los factores que contribuyen a dicha degradación. Las propiedades ópticas importantes en este análisis son la emisividad infrarroja y la absortividad solar, las cuales determinan el porcentaje de calor que es absorbido y emitido por una superficie y permiten conocer el incremento de temperatura que sufrirá el componente por radiación. La degradación de las propiedades termo-ópticas de un componente de uso espacial en la operación en órbita es causada por diferentes factores. Entre ellos se encuentra la radiación solar ultravioleta, oxigeno atómico, contaminación, cargas térmicas, alto vacío, entre otros. Esto se representa con un aumento en la absortividad del material y con una leve disminución en la emisividad, lo que significa que el componente absorbe mayor cantidad de energía y emite menos. A la hora de diseñar un componente espacial, se deben tener en consideración las propiedades ópticas que se tendrán a comienzo de vida (Beginning of life, BOL en sus siglas en inglés), y realizar un análisis de las propiedades que se tendrán a fin de vida (End of Life, EOL) que no comprometa el correcto funcionamiento del componente en su misión, manteniendo las temperaturas dentro de ciertos límites admisibles. En este trabajo se desarrollarán las principales causas de degradación de las propiedades termo-ópticas de un componente espacial, se estimarán los valores que resultarán las propiedades EOL y la degradación a través del tiempo que sufrirán estos materiales. Estas estimaciones se realizarán tanto analíticamente como numéricamente.

2023-01-01T00:00:00Z El objetivo de este trabajo es investigar y analizar la degradación de las propiedades ópticas en aplicaciones espaciales, comprendiendo los factores que contribuyen a dicha degradación. Las propiedades ópticas importantes en este análisis son la emisividad infrarroja y la absortividad solar, las cuales determinan el porcentaje de calor que es absorbido y emitido por una superficie y permiten conocer el incremento de temperatura que sufrirá el componente por radiación. La degradación de las propiedades termo-ópticas de un componente de uso espacial en la operación en órbita es causada por diferentes factores. Entre ellos se encuentra la radiación solar ultravioleta, oxigeno atómico, contaminación, cargas térmicas, alto vacío, entre otros. Esto se representa con un aumento en la absortividad del material y con una leve disminución en la emisividad, lo que significa que el componente absorbe mayor cantidad de energía y emite menos. A la hora de diseñar un componente espacial, se deben tener en consideración las propiedades ópticas que se tendrán a comienzo de vida (Beginning of life, BOL en sus siglas en inglés), y realizar un análisis de las propiedades que se tendrán a fin de vida (End of Life, EOL) que no comprometa el correcto funcionamiento del componente en su misión, manteniendo las temperaturas dentro de ciertos límites admisibles. En este trabajo se desarrollarán las principales causas de degradación de las propiedades termo-ópticas de un componente espacial, se estimarán los valores que resultarán las propiedades EOL y la degradación a través del tiempo que sufrirán estos materiales. Estas estimaciones se realizarán tanto analíticamente como numéricamente. Quiroga, Vanina Paladini, Jorge Luis Patanella, Alejandro Javier http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162646 2024-02-14T20:01:39Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 Con finalidad de reducir peso en los tanques de propelente de un propulsor cohete líquido LOx-LCH4, se pretende diseñar una bomba centrífuga buscando elevar la presión de funcionamiento del propulsor. A partir de la utilización de bombas para cada propelente se puede trabajar con menor presión en los tanques, disminuyendo el consumo de presurizante y espesor (clave en tanques de gran volumen) (sistema PumpFed). Se buscará hacer hincapié en los esfuerzos internos a los que se vea sometido el sistema en conjunto y los que ve cada uno de sus componentes. Finalmente, se presenta el siguiente trabajo para exponer el proceso que conlleva el diseño de una bomba centrífuga, desde un enfoque mecánico, estructural y térmico exponiendo las ventajas y desventajas que presenta frente a una presurización anticipada del combustible (sistema PressFed).

2023-01-01T00:00:00Z Con finalidad de reducir peso en los tanques de propelente de un propulsor cohete líquido LOx-LCH4, se pretende diseñar una bomba centrífuga buscando elevar la presión de funcionamiento del propulsor. A partir de la utilización de bombas para cada propelente se puede trabajar con menor presión en los tanques, disminuyendo el consumo de presurizante y espesor (clave en tanques de gran volumen) (sistema PumpFed). Se buscará hacer hincapié en los esfuerzos internos a los que se vea sometido el sistema en conjunto y los que ve cada uno de sus componentes. Finalmente, se presenta el siguiente trabajo para exponer el proceso que conlleva el diseño de una bomba centrífuga, desde un enfoque mecánico, estructural y térmico exponiendo las ventajas y desventajas que presenta frente a una presurización anticipada del combustible (sistema PressFed). Sabatini, Matías Patanela, Alejandro Paladini, Jorge Luis http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162644 2024-02-14T20:01:42Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 A la hora de encender un motor cohete, es necesario suministrar la energía necesaria para iniciar la combustión del propelente, acción que es realizada por el ignitor. En el caso del motor actualmente en desarrollo en el Centro Tecnológico Aeroespacial (CTA), se utilizarán ignitores del tipo pirotécnico. Un ignitor pirotécnico consiste en una pequeña carga de propelente sólido en una disposición similar a la utilizada en motores de ese tipo, con la diferencia de que no se utilizan toberas. Esto se debe a que el objetivo no es acelerar los gases de escape, sino que se busca utilizar la temperatura de la mezcla para encender el propelente líquido. En este trabajo, se aborda el dimensionado de los ignitores pirotécnicos con el objetivo de encender los distintos motores en desarrollo por el CTA, desde 70Kgf hasta 2000Kgf. Se busca además desarrollar la metodología para confeccionarlos, con el objetivo de que estos puedan ser producidos dentro del laboratorio con buena repetibilidad en su funcionamiento. Para esto, se utilizarán métodos de cálculo teórico y numéricos en conjunto con ensayos de laboratorio. Como propelente sólido, se seleccionó, en primera instancia, una combinación de Dextrosa y Nitrato de Potasio, conocido en el ámbito de la cohetería amateur como “Candy”. La elección se debe al fácil acceso a la información sobre este propelente, que cuenta con múltiples ensayos publicados, lo cual ahorra una gran cantidad de tiempo en el estudio de sus propiedades.

2023-01-01T00:00:00Z A la hora de encender un motor cohete, es necesario suministrar la energía necesaria para iniciar la combustión del propelente, acción que es realizada por el ignitor. En el caso del motor actualmente en desarrollo en el Centro Tecnológico Aeroespacial (CTA), se utilizarán ignitores del tipo pirotécnico. Un ignitor pirotécnico consiste en una pequeña carga de propelente sólido en una disposición similar a la utilizada en motores de ese tipo, con la diferencia de que no se utilizan toberas. Esto se debe a que el objetivo no es acelerar los gases de escape, sino que se busca utilizar la temperatura de la mezcla para encender el propelente líquido. En este trabajo, se aborda el dimensionado de los ignitores pirotécnicos con el objetivo de encender los distintos motores en desarrollo por el CTA, desde 70Kgf hasta 2000Kgf. Se busca además desarrollar la metodología para confeccionarlos, con el objetivo de que estos puedan ser producidos dentro del laboratorio con buena repetibilidad en su funcionamiento. Para esto, se utilizarán métodos de cálculo teórico y numéricos en conjunto con ensayos de laboratorio. Como propelente sólido, se seleccionó, en primera instancia, una combinación de Dextrosa y Nitrato de Potasio, conocido en el ámbito de la cohetería amateur como “Candy”. La elección se debe al fácil acceso a la información sobre este propelente, que cuenta con múltiples ensayos publicados, lo cual ahorra una gran cantidad de tiempo en el estudio de sus propiedades. Ramírez, Gaspar Scuto, Daniel Alejandro Paladini, Jorge Luis Patanella, Alejandro Javier http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162643 2024-02-14T20:01:45Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 En el presente trabajo se resume la optimización y la estrategia adoptada para el proceso de fabricación de un inyector tipo swirl-swirl para el motor cohete de propelentes líquidos perteneciente al proyecto TATU desarrollado por el Centro Tecnológico Aeroespacial de la UNLP. Los inyectores tipo swirl-swirl cuentan con la particularidad de tener pequeños orificios que no se encuentran perpendiculares a la superficie del inyector. A nivel fabricación esto genera complicaciones a la hora de realizar estos orificios con herramientas de pequeño diámetro respecto a su longitud (esbeltas) en metales duros. Existen varios métodos de fabricación para lograr estas geometrías particulares, en nuestro caso, por disposición de equipos realizamos el programa de fabricación en base a sustracción de material por máquinas herramientas por arranque de viruta. Luego del diseño en CAD del inyector tipo swirl swirl se procedió a seleccionar las materias primas y las herramientas adecuadas para la operación. Con esto se diseñó un programa CAM para ser ejecutado en combinación entre un centro de mecanizado CNC de 5 ejes modelo UMC 750 y un torno CNC modelo TL 2, ambos de la marca Haas Automation, pertenecientes al CTA. En el diseño del proceso de fabricación se buscó optimizar los tiempos y costos, realizando cada una de las cuatro partes que componen el inyector en dos etapas simultáneas entre las dos máquinas disponibles, para luego ser ensambladas directamente sobre el cabezal de inyección del motor cohete de propelentes líquidos sin necesidad de un post procesamiento adicional. En dicho trabajo se detallan las etapas del proceso, consideraciones sobre la selección de herramientas adecuadas para el material a tratar, problemas en la programación y detalles sobre el post procesamiento de la secuencia CAM para obtener el programa utilizado por las máquinas CNC.

2023-01-01T00:00:00Z En el presente trabajo se resume la optimización y la estrategia adoptada para el proceso de fabricación de un inyector tipo swirl-swirl para el motor cohete de propelentes líquidos perteneciente al proyecto TATU desarrollado por el Centro Tecnológico Aeroespacial de la UNLP. Los inyectores tipo swirl-swirl cuentan con la particularidad de tener pequeños orificios que no se encuentran perpendiculares a la superficie del inyector. A nivel fabricación esto genera complicaciones a la hora de realizar estos orificios con herramientas de pequeño diámetro respecto a su longitud (esbeltas) en metales duros. Existen varios métodos de fabricación para lograr estas geometrías particulares, en nuestro caso, por disposición de equipos realizamos el programa de fabricación en base a sustracción de material por máquinas herramientas por arranque de viruta. Luego del diseño en CAD del inyector tipo swirl swirl se procedió a seleccionar las materias primas y las herramientas adecuadas para la operación. Con esto se diseñó un programa CAM para ser ejecutado en combinación entre un centro de mecanizado CNC de 5 ejes modelo UMC 750 y un torno CNC modelo TL 2, ambos de la marca Haas Automation, pertenecientes al CTA. En el diseño del proceso de fabricación se buscó optimizar los tiempos y costos, realizando cada una de las cuatro partes que componen el inyector en dos etapas simultáneas entre las dos máquinas disponibles, para luego ser ensambladas directamente sobre el cabezal de inyección del motor cohete de propelentes líquidos sin necesidad de un post procesamiento adicional. En dicho trabajo se detallan las etapas del proceso, consideraciones sobre la selección de herramientas adecuadas para el material a tratar, problemas en la programación y detalles sobre el post procesamiento de la secuencia CAM para obtener el programa utilizado por las máquinas CNC. Rodríguez, María Fernanda http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162642 2024-02-14T20:01:47Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 En el marco del desarrollo del proyecto de la Universidad Nacional de La Plata, de tener su primer satélite, el USAT-1[1], llevado adelante por el Centro Tecnológico Aeroespacial, se han desarrollado varios modelos a escala real, conjugando prototipado rápido, provisto por el Fab-Lab (del CTA), y materiales ya predefinidos en las instancias previas de diseño y control. Viendo las posibilidades experimentales del Fab- Lab y las potencialidades de la incorporación de nuevos materiales aprobados dentro de las guías oficiales de diseño de la Nasa, se decidió poner a prueba el grado de viabilidad en el desarrollo de piezas finales para integración a fabricarse por impresión 3D FDM (Fused Deposition Modeling). Estas nuevas incorporaciones materiales de la NASA han sido el resultado de múltiples factores en donde prima con superioridad el costo, resultando positivo su adopción tanto por peso, por resistencia, como por economía de procesos, no solo involucra el costo de los materiales seleccionados para su ensayo, sino el proceso de fabricación, donde el centro de mecanizado puede centrarse en la estructura mientras se avanzan con piezas dentro de la estructura. Dando lugar a nuevos modelos de proceso de diseño e integración, que pueden resultar de útil transferencia a centros universitarios y secundarios técnicos orientados. Los materiales (filamentos) seleccionados, caracterizados y contrastados son el Grilamid L20, incoloro, comercialmente Nylon-12 y el Polioximetileno (POM o Poliacetal), en color negro, comercialmente Acetal. Ambos materiales conocidos en su estado tradicional de manufactura por su alto desempeño en la industria automotriz, médica y aeronáutica.Se realiza un relevo de diversas pruebas en diferentes geometrías que contrastan las condiciones necesarias para llevar adelante la impresión de dichos filamentos. Este procedimiento es relevado hasta llegar al modelado final de la pieza sobre la cual se aplica, en éste caso el soporte de baterías del USAT-1. La etapa de impresión de la pieza final requiere varias iteraciones de certificación, entre las cuales deberá someterse a ensayos de vacío y desgase. E incluso se prevé mejoras en el diseño de la pieza que le permita al material adaptarse a las condiciones del ensayo (mejorando la fuga molecular por entre el entramado de la pieza). Finalmente, se prevé la adopción del Protocolo de conservación aprobado por CONAE, para el resguardo de la pieza hasta llegar el momento de su integración. Y dentro de este protocolo también se realizarán diferentes pruebas y mediciones de humedad higroscópica, y alteraciones medioambientales que permitan caracterizar el desempeño de la pieza.

2023-01-01T00:00:00Z En el marco del desarrollo del proyecto de la Universidad Nacional de La Plata, de tener su primer satélite, el USAT-1[1], llevado adelante por el Centro Tecnológico Aeroespacial, se han desarrollado varios modelos a escala real, conjugando prototipado rápido, provisto por el Fab-Lab (del CTA), y materiales ya predefinidos en las instancias previas de diseño y control. Viendo las posibilidades experimentales del Fab- Lab y las potencialidades de la incorporación de nuevos materiales aprobados dentro de las guías oficiales de diseño de la Nasa, se decidió poner a prueba el grado de viabilidad en el desarrollo de piezas finales para integración a fabricarse por impresión 3D FDM (Fused Deposition Modeling). Estas nuevas incorporaciones materiales de la NASA han sido el resultado de múltiples factores en donde prima con superioridad el costo, resultando positivo su adopción tanto por peso, por resistencia, como por economía de procesos, no solo involucra el costo de los materiales seleccionados para su ensayo, sino el proceso de fabricación, donde el centro de mecanizado puede centrarse en la estructura mientras se avanzan con piezas dentro de la estructura. Dando lugar a nuevos modelos de proceso de diseño e integración, que pueden resultar de útil transferencia a centros universitarios y secundarios técnicos orientados. Los materiales (filamentos) seleccionados, caracterizados y contrastados son el Grilamid L20, incoloro, comercialmente Nylon-12 y el Polioximetileno (POM o Poliacetal), en color negro, comercialmente Acetal. Ambos materiales conocidos en su estado tradicional de manufactura por su alto desempeño en la industria automotriz, médica y aeronáutica.Se realiza un relevo de diversas pruebas en diferentes geometrías que contrastan las condiciones necesarias para llevar adelante la impresión de dichos filamentos. Este procedimiento es relevado hasta llegar al modelado final de la pieza sobre la cual se aplica, en éste caso el soporte de baterías del USAT-1. La etapa de impresión de la pieza final requiere varias iteraciones de certificación, entre las cuales deberá someterse a ensayos de vacío y desgase. E incluso se prevé mejoras en el diseño de la pieza que le permita al material adaptarse a las condiciones del ensayo (mejorando la fuga molecular por entre el entramado de la pieza). Finalmente, se prevé la adopción del Protocolo de conservación aprobado por CONAE, para el resguardo de la pieza hasta llegar el momento de su integración. Y dentro de este protocolo también se realizarán diferentes pruebas y mediciones de humedad higroscópica, y alteraciones medioambientales que permitan caracterizar el desempeño de la pieza. Rodríguez, María Fernanda Patanella, Alejandro Javier http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162640 2024-02-14T20:01:49Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 Se desarrollo, en el marco de la alianza BRAIA (Belt and Road Aerospace Innovation Alliance), desde el CTA (Centro Tecnológico Aeroespacial) un esquema colaborativo para abordar la dirección del proyecto internacional para diseñar una constelación de microsatélites (liderada por el BRAIA), se efectuó la coordinación global de las propuestas, los potenciales demostradores tecnológicos a aplicar, y los mecanismos para incentivar la participación de alumnos y otras organizaciones. Se fomento la gestión de integración de equipos y fabricaciones de partes con logística internacional. Para ello el gran motor era la incorporación de estudiantes de grado, posgrado junto al personal científico de las instituciones participantes, tanto para horizontalizar la estructura académica como para trazar lógicas de redes de trabajo internacional. Se plantea entonces, como proyecto la idea de trabajo global y remoto para la planificación, con instancias propositivas y de competencia, para tratar de incentivar de manera creativa la diversificación de demostradores tecnológicos, y luego a nivel competencia hacer una convergencia en aquellas propuestas con instrumentaciones y ensayos potenciales. Se reformula las iteraciones de Proceso de Diseño SMAD [1], con el fin de obtener un marco conceptual de contención, la propuesta de elaborar solicitudes de interacción y competencias académicas, es la herramienta resultante, a raíz de que de las 51 instituciones conformantes y asociadas al BRAIA, menos de un tercio tenían capacidad para absorber la magnitud del desarrollo de una constelación, de manera cooperativa/internacional. En función de la Misión Central se solicita propuestas de demostradores tecnológicos o científicos para configurar el equipo directivo, y abordaje del Plan de Diseño de la constelación, para entregar un sistema de interacción que trabaje como Facilitador de Misiones Secundarias, y generar captación de participación en simultaneo con propuestas de formación. El motivo central de la propuesta es la expansión de la cooperación internacional. Con la visión enfocada al intercambio ganancial, donde las instituciones pueden actualizarse en formación, a partir de los desarrollos de quienes ya tienen trayectoria en tecnología espacial.

2023-01-01T00:00:00Z Se desarrollo, en el marco de la alianza BRAIA (Belt and Road Aerospace Innovation Alliance), desde el CTA (Centro Tecnológico Aeroespacial) un esquema colaborativo para abordar la dirección del proyecto internacional para diseñar una constelación de microsatélites (liderada por el BRAIA), se efectuó la coordinación global de las propuestas, los potenciales demostradores tecnológicos a aplicar, y los mecanismos para incentivar la participación de alumnos y otras organizaciones. Se fomento la gestión de integración de equipos y fabricaciones de partes con logística internacional. Para ello el gran motor era la incorporación de estudiantes de grado, posgrado junto al personal científico de las instituciones participantes, tanto para horizontalizar la estructura académica como para trazar lógicas de redes de trabajo internacional. Se plantea entonces, como proyecto la idea de trabajo global y remoto para la planificación, con instancias propositivas y de competencia, para tratar de incentivar de manera creativa la diversificación de demostradores tecnológicos, y luego a nivel competencia hacer una convergencia en aquellas propuestas con instrumentaciones y ensayos potenciales. Se reformula las iteraciones de Proceso de Diseño SMAD [1], con el fin de obtener un marco conceptual de contención, la propuesta de elaborar solicitudes de interacción y competencias académicas, es la herramienta resultante, a raíz de que de las 51 instituciones conformantes y asociadas al BRAIA, menos de un tercio tenían capacidad para absorber la magnitud del desarrollo de una constelación, de manera cooperativa/internacional. En función de la Misión Central se solicita propuestas de demostradores tecnológicos o científicos para configurar el equipo directivo, y abordaje del Plan de Diseño de la constelación, para entregar un sistema de interacción que trabaje como Facilitador de Misiones Secundarias, y generar captación de participación en simultaneo con propuestas de formación. El motivo central de la propuesta es la expansión de la cooperación internacional. Con la visión enfocada al intercambio ganancial, donde las instituciones pueden actualizarse en formación, a partir de los desarrollos de quienes ya tienen trayectoria en tecnología espacial. Pasquevich, Facundo Irigoyen, Agustín Diomedi, Micaela Galarraga, Gonzalo http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162610 2024-02-14T20:01:51Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 La torre de izaje es la encargada de mover y mantener al vehículo lanzador en la posición correcta para cada operación posible: transporte, posición horizontal, levantamiento, posición vertical y descarga. En el presente trabajo se desarrolla el diseño conceptual y análisis estructural de dicha torre, buscando el despegue seguro de un vehículo lanzador con los requerimientos dimensionales brindados por VENG S.A. La torre debe cumplir la función de mantener al vehículo en su posición y asegurarlo hasta el lanzamiento por lo que se dimensionan los distintos soportes de apoyo del vehículo en la torre de izaje. A su vez, se realiza el diseño de la torre con el dimensionamiento de sus componentes en base al cálculo estructural contemplando las distintas solicitaciones posibles: carga de viento y peso propio de la torre de izaje y el peso del vehículo lanzador. Además, se realiza el diseño mecánico de los componentes auxiliares que permiten el correcto levantamiento y traslado del conjunto, como son los pistones hidráulicos. Por último, se diseñan y dimensionan los distintos sistemas de vinculación, siendo estos los correspondientes a la articulación bancada-torre, y los de los componentes auxiliares. Este informe proporciona una visión general completa y detallada del proceso y de los requisitos necesarios para el diseño e implementación de una torre de izaje para vehículos lanzadores buscando garantizar el éxito de la misión espacial.

2023-01-01T00:00:00Z La torre de izaje es la encargada de mover y mantener al vehículo lanzador en la posición correcta para cada operación posible: transporte, posición horizontal, levantamiento, posición vertical y descarga. En el presente trabajo se desarrolla el diseño conceptual y análisis estructural de dicha torre, buscando el despegue seguro de un vehículo lanzador con los requerimientos dimensionales brindados por VENG S.A. La torre debe cumplir la función de mantener al vehículo en su posición y asegurarlo hasta el lanzamiento por lo que se dimensionan los distintos soportes de apoyo del vehículo en la torre de izaje. A su vez, se realiza el diseño de la torre con el dimensionamiento de sus componentes en base al cálculo estructural contemplando las distintas solicitaciones posibles: carga de viento y peso propio de la torre de izaje y el peso del vehículo lanzador. Además, se realiza el diseño mecánico de los componentes auxiliares que permiten el correcto levantamiento y traslado del conjunto, como son los pistones hidráulicos. Por último, se diseñan y dimensionan los distintos sistemas de vinculación, siendo estos los correspondientes a la articulación bancada-torre, y los de los componentes auxiliares. Este informe proporciona una visión general completa y detallada del proceso y de los requisitos necesarios para el diseño e implementación de una torre de izaje para vehículos lanzadores buscando garantizar el éxito de la misión espacial. Figueroa, Fernando Trabucco, Franco Marranghello, Tomás Patricio Misericordia, Fredy Martínez del Pezzo, Andrés Galarraga, Gonzalo http://sedici.unlp.edu.ar:80/handle/10915/162609 2024-02-14T20:01:56Z 2023-01-01T00:00:00Z

Objeto de conferencia VII Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica (CAIA 7) (La Plata, 29 de noviembre al 1 de diciembre de 2023); https://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/162060; Actas del 7mo. Congreso Argentino de Ingeniería Aeronáutica, CAIA 7 En los vehículos lanzadores multietapa, los sistemas de retención-liberación o desacople, son sistemas críticos, ya que de los mismos depende la integridad estructural del vehículo. Además al momento de la separación de etapas, el sistema debe permitir la misma de forma confiable. Para asegurar que el sistema no presentará fallas durante el vuelo, el mismo se somete a diferentes ensayos de calificación, que buscan simular las condiciones de lanzamiento y vuelo, donde se presentan cargas dinámicas que pueden ser generadas por diversas fuentes, como el motor, fuerzas aerodinámicas, resonancias estructurales, accionamiento de actuadores, etc. Por esto, es importante que los componentes del cohete puedan resistir estas cargas, sin que estas afecten su funcionamiento o produzcan daños. Dentro de los ensayos de calificación se realizan básicamente 2 tipos de ensayos de vibración, los cuales se presentan en este trabajo. El primero es del tipo random, que permite evaluar el efecto de un amplio rango de frecuencias que se pueden encontrar durante el vuelo, y el segundo del tipo sine burst, que permite evaluar los efectos de los picos de aceleración en el vehículo. Dentro del presente trabajo se muestran ejemplos ilustrativos de los ensayos mencionados en el párrafo anterior, así como la normativa asociada y lo resultados obtenidos.

2023-01-01T00:00:00Z En los vehículos lanzadores multietapa, los sistemas de retención-liberación o desacople, son sistemas críticos, ya que de los mismos depende la integridad estructural del vehículo. Además al momento de la separación de etapas, el sistema debe permitir la misma de forma confiable. Para asegurar que el sistema no presentará fallas durante el vuelo, el mismo se somete a diferentes ensayos de calificación, que buscan simular las condiciones de lanzamiento y vuelo, donde se presentan cargas dinámicas que pueden ser generadas por diversas fuentes, como el motor, fuerzas aerodinámicas, resonancias estructurales, accionamiento de actuadores, etc. Por esto, es importante que los componentes del cohete puedan resistir estas cargas, sin que estas afecten su funcionamiento o produzcan daños. Dentro de los ensayos de calificación se realizan básicamente 2 tipos de ensayos de vibración, los cuales se presentan en este trabajo. El primero es del tipo random, que permite evaluar el efecto de un amplio rango de frecuencias que se pueden encontrar durante el vuelo, y el segundo del tipo sine burst, que permite evaluar los efectos de los picos de aceleración en el vehículo. Dentro del presente trabajo se muestran ejemplos ilustrativos de los ensayos mencionados en el párrafo anterior, así como la normativa asociada y lo resultados obtenidos.