Este proyecto consiste en el ensayo tecnológico de validación en vuelo de un motor líquido y de la estructura aerodinámica correpondiente, que en su conjunto configurarán el cohete “Tronador”.
Además de la mencionada validación en vuelo, el desarrollo de las tareas que son parte del proyecto permitirá la caracterización y/o medición del desempeño del motor líquido; y la caracterización y/o parametrización de la estructura aerodinámica del cohete.
La validación en vuelo del “conjunto” cohete será realizada a través de la inserción de una pequeña Carga Util que permita telemedir los parámetros significativos del conjunto, que luego del análisis posterior de los mismos, permitan cuantificar el desempeño obtenido. (Además se utilizarán otras técnicas para la implementación del seguimiento de la trayectoria del vehículo).
La caracterización del motor y de la estructura aerodinámica se obtendrá a través de los distintos ensayos que se describen en este documento.
El Tronador tendrá un largo de aproximadamente 3,3 metros, un diámetro de 15 cm, y un peso seco de aproximadamente 30 Kg. (sin margen), portando 26 Kg. de combustible. Del peso total del vehículo la Carga Util deberá implementarse con la exigente restricción de no superar los 4 Kg.
Se estima que durante el vuelo de validación, el Tronador alcanzará una altura máxima de aproximadamente 20 Km con un alcance estimado en los 40 Km. La aceleración en el despeque será aproximadamente de 9 g y el tiempo de combustión estimado de 10 segundos.
El proyecto incluye también el Equipo de Apoyo de Tierra necesario para el manejo, los ensayos, la integración de los distintos subsistemas y del sistema, y de todos los equipos necesarios para la efectivización del lanzamiento.
Durante el vuelo propulsado, el vehículo estará estabilizado por rotación (provocada por el calaje de las aletas), con una velocidad inicialmente estimada entre 1.7 y 5 revoluciones por segundo, y no contará con un sistema que minimize el spin una vez finalizada la etapa propulsada del vuelo.
El campo de lanzamiento seleccionado ha sido el CELPA Chamical, empleándose una de las rampas de lanzamiento con que cuenta el Instituto Universitario Aeronáutico, la cual ha sido aoportunamente acondicionada para este proyecto.
