Proyecto Inyector Satelital Tronador III - Machtres Aeronautica y Espacio

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Proyecto Inyector Satelital Tronador III

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Actualmente se trabaja en el diseño del lanzador definitivo Tronador III. Su primera versión se denominará Tronador Tecnológico y podrá tener una masa seca mayor que la requerida para la versión operativa, compatible con la madurez tecnológica del desarrollo. Es importante aclarar que el peso seco del vehículo completo sería menor que el peso seco del VEx5A, a pesar de portar una masa de propelentes caso 30 veces mayor.Esto se logra al considerar un sistema de alimentación con turbo-bomba en que los tanques de combustible y oxidante de primera etapa se presurizan a muy baja presión que luego las bombas amplifican antes de su ingreso al motor. De este modo se puede trabajar en la cámara de combustión con alta presión mientras que los tanques de propelentes son livianos por contener los líquidos a baja presión. La tecnología de turbo-bombas y de tanques estructurales asociados en primera etapa está siendo desarrollada al momento, siendo uno de los principales desafíos pendientes en conjunto con la refrigeración de tipo regenerativa de la cámara de combustión, en vez de la de tipo ablativa utilizadas previamente y para etapa superior.




En la figura siguiente se observa el diseño preliminar del vehículo y de la última etapa, que inicialmente queda a cubierto de las condiciones ambientales con la cofia y luego de la separación de etapas continúa el vuelo sin necesidad de fuselaje pues ya se encuentra fuera de la atmósfera.


El plan de vuelo contempla dos tipos de trayectorias: con ascenso di¿resto se puede satelizar hasta 750kg en una órbita sincrónica con el Sol (SSO) para una altitud de unos 600km. Para lograr esto, basta con un solo encendido de la última etapa. En cambio, si se opta por una estrategia de ascenso indirecto mediante el reencendido de la última etapa, es posible llegar a satelizar hasta 1000kg para la misma órbita. El reencendido se realiza por un tiempo breve, típicamente menor a los 10 segundos. La duración total de la quema de la última etapa es menor a diez minutos, mientras que la primera etapa tiene una duración de la propulsión de aproximadamente tres minutos

El sitio de lanzamiento en el Centro Espacial Manuel Belgrano se localida en un área dentro del predio de la Base de Puerto Belgrano de la Armada Argentina, cedido para el uso civil mediante un acuerdo con la CONAE. Esta ubicación permite que los lanzamientos hacia el sur puedan tener como destino las órbitas polares sincrónicas con el sol, a la vez que permite monitorear el lanzamiento mediante estaciones de Tierra localidadas en la Patagonia y la Isla Grande. La primera de estas bases se está instalando en la localidad de Tohluin, en la provincia de Tierra del Fuego, que por su latitud ofrece también una cobertura muy atractiva para el servicio de bajada de datos de satélites de la CONAE o de otras agencias.

La figura muestra el abanico de trayectorias disponibles desde Puerto Belgrano y la cobertura desde la antena de Tohluin.
Este abanico va desde las órbitas para observación óptica de la Tierra (las orientadas hacia el Sur Sur-Oeste) hasta órbitas de baja inclinación (en torno a 55 grados) que son de utilidad para otras aplicaciones como las de comunicaciones de telefonía satelital, entre otras posibles.





Publicado en la página (en construcción) de VENG S.A

 
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