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MEMORIAS DEL XXVII CONGRESO INTERNACIONAL ANUAL DE LA SOMIM 22 al 24 DE SEPTIEMBRE DE 2021 PACHUCA, HIDALGO, MÉXICO Tema A1 Materiales: Materiales Compuestos Proceso para la fabricación de una tobera de expansión con material compuesto C-CJiménez Arévalo Omar Aconeltzin 1* , Ramírez López Liliana Maricarmen 1 , Villegas Pérez Susana Cristina 1 , Mondragón Fernández Rene Rafael 1 , Ocaranza García Paulina 2 , Traslosheros Michel Alberto 1 1 Universidad Aeronáutica en Querétaro, Carretera Estatal 200 Querétaro Tequisquiapan No. 22154. Col. Parque Aeroespacial de Querétaro. Colón, Querétaro. México. C.P. 76278 2 Universidad Del Valle De Atemajac Plantel Zamora, Francisco I. Madero Sur 310, Centro, 59600 Zamora de Hidalgo, Mich. * Autor de contacto. [email protected] R E S U M E N En el presente trabajo se muestra la implementación del proceso de manufactura de una tobera para motor cohete fabricada de un material compuesto de fibra de carbono con matriz de carbono cerámico como la parte aglutinante del proyecto “Desarrollo de materiales compuestos laminados carbono-carbono para uso en componentes de sistemas de propulsión para lanzadores orbitales y suborbitales. A partir del diseño de una tobera específica derivado de las especificaciones de un motor de combustible líquido, y utilizando el material compuesto carbono-carbono desarrollado en etapas iniciales del proyecto, se implementó un proceso de manufactura que incluyó el desarrollo de herramentales para un sistema de molde descartable, laminado de la tobera y carbonizado en atmósfera controlada para la obtención de la matriz de carbono cerámico. El proceso propuesto se ejecutó de manera exitosa obteniendo una tobera de material Carbono-Carbono-SiC acorde a las especificaciones de diseño. Palabras Clave: Propulsión, Tecnología de Cohetes, Tobera, Manufactura, Materiales Compuestos. A B S T R A C T The present work shows the implementation of the manufacturing process of a rocket motor nozzle made of a carbon fiber composite material with a carbon ceramic matrix as the binder part of the project "Development of carbon- carbon laminated composite materials for use in propulsion system components for orbital and suborbital launchers”. Starting from the design of a specific nozzle derived from the specifications of a liquid fuel engine, and using the carbon-carbon composite material developed in the initial stages of the project, a manufacturing process was implemented that included the development of tooling for a fuel system. Disposable mold, lamination of the nozzle and carbonized in a controlled atmosphere to obtain the ceramic carbon matrix. The proposed process was successfully executed obtaining a Carbon-Carbon-SiC material nozzle according to the design specifications Keywords: Propulsion, Rocket Technology. Nozzle, Manufacture, Composite Materials 1. Introducción En la actualidad, el desarrollo espacial en México se ha enfocado al desarrollo de nanosatélites, pero, pese a su éxito, pervive la limitante para su puesta en órbita, pues esto requiere el uso de sistemas de lanzadores orbitales que permitan llevar la carga útil a posiciones orbitales o suborbitales. En México, se han desarrollado en diversos momentos proyectos para el desarrollo de sistemas de lanzadores orbitales, teniendo un auge particular el periodo de 1960 a 1970 con los trabajos de la Comisión Nacional del Espacio Exterior, el grupo de la Universidad de San Luis Potosí [1] y la Universidad de Zacatecas. Uno de los primeros éxitos, es el cohete SCT 2, lanzado en 1960, siendo un cohete de combustible líquido basado en alcohol y oxígeno líquido [2]. ISSN 2448-5551 MM 95 Derechos Reservados © 2021, SOMIM

Proceso para la fabricación de una tobera de expansión con

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MEMORIAS DEL XXVII CONGRESO INTERNACIONAL ANUAL DE LA SOMIM 22 al 24 DE SEPTIEMBRE DE 2021 PACHUCA, HIDALGO, MÉXICO
Tema A1 Materiales: Materiales Compuestos
“Proceso para la fabricación de una tobera de expansión con material compuesto C-C”
Jiménez Arévalo Omar Aconeltzin1*, Ramírez López Liliana Maricarmen1,
Villegas Pérez Susana Cristina1, Mondragón Fernández Rene Rafael1, Ocaranza García Paulina2,
Traslosheros Michel Alberto1
1 Universidad Aeronáutica en Querétaro, Carretera Estatal 200 Querétaro – Tequisquiapan No. 22154. Col. Parque Aeroespacial de Querétaro. Colón,
Querétaro. México. C.P. 76278 2 Universidad Del Valle De Atemajac Plantel Zamora, Francisco I. Madero Sur 310, Centro, 59600 Zamora de Hidalgo, Mich.
* Autor de contacto. [email protected]
R E S U M E N
En el presente trabajo se muestra la implementación del proceso de manufactura de una tobera para motor cohete
fabricada de un material compuesto de fibra de carbono con matriz de carbono cerámico como la parte aglutinante del
proyecto “Desarrollo de materiales compuestos laminados carbono-carbono para uso en componentes de sistemas de
propulsión para lanzadores orbitales y suborbitales”. A partir del diseño de una tobera específica derivado de las
especificaciones de un motor de combustible líquido, y utilizando el material compuesto carbono-carbono desarrollado en
etapas iniciales del proyecto, se implementó un proceso de manufactura que incluyó el desarrollo de herramentales para
un sistema de molde descartable, laminado de la tobera y carbonizado en atmósfera controlada para la obtención de la
matriz de carbono cerámico. El proceso propuesto se ejecutó de manera exitosa obteniendo una tobera de material
Carbono-Carbono-SiC acorde a las especificaciones de diseño.
Palabras Clave: Propulsión, Tecnología de Cohetes, Tobera, Manufactura, Materiales Compuestos.
A B S T R A C T
The present work shows the implementation of the manufacturing process of a rocket motor nozzle made of a carbon
fiber composite material with a carbon ceramic matrix as the binder part of the project "Development of carbon-
carbon laminated composite materials for use in propulsion system components for orbital and suborbital launchers”.
Starting from the design of a specific nozzle derived from the specifications of a liquid fuel engine, and using the
carbon-carbon composite material developed in the initial stages of the project, a manufacturing process was
implemented that included the development of tooling for a fuel system. Disposable mold, lamination of the nozzle and
carbonized in a controlled atmosphere to obtain the ceramic carbon matrix. The proposed process was successfully
executed obtaining a Carbon-Carbon-SiC material nozzle according to the design specifications
Keywords: Propulsion, Rocket Technology. Nozzle, Manufacture, Composite Materials
1. Introducción
En la actualidad, el desarrollo espacial en México se ha
enfocado al desarrollo de nanosatélites, pero, pese a su
éxito, pervive la limitante para su puesta en órbita, pues
esto requiere el uso de sistemas de lanzadores orbitales
que permitan llevar la carga útil a posiciones orbitales o
suborbitales.
orbitales, teniendo un auge particular el periodo de 1960
a 1970 con los trabajos de la Comisión Nacional del
Espacio Exterior, el grupo de la Universidad de San Luis
Potosí [1] y la Universidad de Zacatecas. Uno de los
primeros éxitos, es el cohete SCT 2, lanzado en 1960,
siendo un cohete de combustible líquido basado en
alcohol y oxígeno líquido [2].
ISSN 2448-5551 MM 95 Derechos Reservados © 2021, SOMIM
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En la actualidad, el CIDESI® y la Universidad
Aeronáutica en Querétaro tienen proyectos para el
desarrollo de la tecnología de lanzadores, enfocándose en
el caso del primero en la conceptualización de cohetes
para puesta en órbita de nanosatélites, y en el segundo en
el desarrollo de sistemas de propulsión.
Cabe mencionar que, en el desarrollo de los sistemas de
lanzadores orbitales, un elemento esencial es la
propulsión, siendo uno de los elementos que puede
limitar las prestaciones de los vehículos portadores.
Los sistemas de propulsión para cohetes se basan en
procesos térmicos, por lo que al igual que en otros
motores, la eficiencia y potencia lograda depende en gran
medida de las temperaturas que se puedan alcanzar en la
descarga a través de la tobera de expansión [3] [4].
Los sistemas actuales con combustibles líquidos como el
Jet-A, pueden alcanzar temperaturas superiores a los
1500K [5] [6] en la zona de salida del motor, previo a la
garganta de la tobera, lo que genera una limitante en
cuanto a los materiales a usar en esta zona, ya que
requieren no solo una alta estabilidad química ante la
descarga de gases, sino que deben de conservar la
capacidad de conservar la geometría que controla la
expansión del flujo para asegurar la correcta conversión
de la energía en fuerza propulsora. Entre los materiales que se han usado para tal fin, se
tienen los compuestos laminado carbono-carbono, los
cuales son obtenidos de la carbonización en atmósfera
controlada de un compuesto epóxido-fenólico-fibra de
carbono [7]
El objeto de este trabajo, es exponer los resultados en la
fabricación de un componente (tobera), fabricado con un
material compuesto carbono-carbono desarrollado en
etapas previas del proyecto 275425 del Fondo Sectorial
de Investigación, Desarrollo Tecnológico e Innovación
en Actividades Espaciales, describiendo la adaptación de
los procesos resultantes en las diferentes etapas del
desarrollo con la finalidad de establecer el proceso de
fabricación del componente. Se debe aclarar que los
procesos de investigación y experimentación para la
definición de geometrías, composiciones, configuración
del laminado, conformación y carbonizado, fueron
realizados en trabajos previos, siendo el presente el
ensamble en una secuencia lógica de los resultados de
dichos trabajos, permitiendo presentar entonces, el
proceso completo para la obtención de una tobera de
expansión.
En 2018, el grupo desarrolló un material compuesto de
matriz carbono con partículas de SiC y tejido plano de
fibra de carbono [7], el cual se muestra en la Figura 1,
mostrando un comportamiento adecuado en pruebas de
burner rig simulando condiciones de operación [8], Este
material fue desarrollado para su uso en una tobera de
expansión de un motor de combustible líquido con
mezcla combustible-oxidante JetA-LOx, por lo que se
requirió una temperatura de operación requerida de 2000
K
Izq. Micrografia SEM, Der. Probeta
El sistema de motor desarrollado [6], responde a una
misión de un lanzador para órbita baja. En la Figura 2 y
en la Figura 3 se muestran las condiciones de velocidad
y deformaciones generadas en la cámara de combustión.
Figura 2 Simulación de velocidades de flujo dentro de la cámara de
combustión del motor diseñado, donde el combustible y el oxidante
se inyectan en el extremo izquierdo y la salida a la tobera en el lado
derecho (Tomado de [6])
diseñada donde la tobera se acopla en el extremo derecho(Tomado
de [6])
En base a las condiciones generadas en la salida de la
cámara de combustión, se estableció la geometría de la
tobera en base al método de líneas características [5],
teniendo como resultado el mostrado en la Figura 4. La
tobera requerida es de 0.6m de diámetro por 0.8 m alto.
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Figura 4 Geometría calculada de la tobera (Tomado de [5])
La temperatura a la entrada de la tobera es de 3633 K, en
la garganta de 3411 K y en la salida de 1648 K. La
velocidad en la superficie expresada en número de Mach
se muestra en la Figura 5.
Figura 5 Contornos del número de Mach en la tobera (Tomado de
[5])
La presión generada en la superficie interna de la tobera
se muestra en la Figura 6 teniendo su valor más alto a la
salida de la cámara de combustión
Figura 6 Presión estática en la tobera (Tomado de [5])
El componente de la tobera requiere de la
implementación de un proceso de manufactura que
permita la obtención de la geometría especificada en una
sola pieza, teniendo en cuenta la naturaleza laminada del
material desarrollado y la complejidad de la geometría en
la zona de la garganta dado el estrechamiento requerido
y la necesidad de obtener un producto construido en una
sola pieza [9].
3. Desarrollo experimental
La obtención de componentes de materiales compuestos
carbono-carbono parte de la conformación de laminados
de fibra de carbono con resinas con componentes
fenólicos [10] [11]. Para el caso de la fabricación de
toberas, es necesario el uso de moldes que permitan la
reproducción de la parte interna de la tobera [12]. Dadas
las características de la pieza, se definió un proceso de
moldeo a partir de un molde descartable de yeso de la
superficie interior de la tobera.
Para este proceso se requiere el desarrollo de un sistema
de molde negativo descartable de yeso, dado que la
garganta de la tobera genera una geometría cerrada que
impide el adecuado desmoldeo con otro tipo de moldes.
Este molde de yeso se obtiene de un molde positivo de
tipo permanente, y para el cual es necesario que presente
una geometría idéntica al interior de la tobera reproducir.
De esta forma, se tienen como pasos previos a la
conformación del laminado, la generación de un molde
patrón idéntico al molde que se quiere producir, y un
molde positivo intermedio, que se requiere para la
obtención de los moldes de yeso.
Posterior a la obtención del molde de yeso se realiza el
preparado del mismo, el proceso de laminación y su
posterior carbonizado.
3.2. Generación del molde patrón
A partir de la geometría de la tobera calculada, se generó
el modelo geométrico molde patrón de la superficie
negativa, usando para ello un programa de CAD
SolidWorks®, y a partir de ello, en base a las
dimensiones máximas de la impresora 3D usada que
permitieran una reproducción sin deformaciones, se
dividió en 22 partes [13], modificando cada elemento
para incluir superficies de soporte y ensamble que
permitieran la alineación y pegado de los mismos(Figura
7).
Contracción
Garganta
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Los componentes del molde se exportaron al software
Ultimaker CURA ® para la generación del código de
impresión. Este fue cargado para cada elemento en una
impresora 3D del tipo FDM, realizando la impresión de
la pieza en poliácido láctico o PLA(Figura 8)
Una vez generada las piezas del molde patrón, estas
fueron ensambladas y pegadas usando un adhesivo a base
de cianoacrilato (Figura 9).
Se aumentó la rigidez del molde negativo por medio de
la adición de espuma de poliuretano en el interior (Figura
10).
Para el refinamiento de la superficie del molde, se utilizó
masilla para resane Metylan ® de uso comercial,
procediendo a su posterior acabado por medio de lijas de
grano 280, 400 y 600 (Figura 11).
3.3. Manufactura de moldes positivos
Dado el proceso definido, el molde patrón de la superficie
negativa se utilizó para la obtención de un molde en fibra
de vidrio de tipo positivo de la superficie interior de la
tobera. Este molde se usará para la fabricación del molde
negativo de yeso del interior de la tobera.
La técnica constructiva usada para la fabricación del
molde es la sugerida en [14], definiendo 2 mitades con
línea de partición a lo largo de la dirección axial. Se
generó la superficie de partición por medio de plantillas
de cartoncillo forrado con película desmoldante.
Se preparó la primera superficie del molde patrón con la
aplicación de 3 capas de cera de oporto y 3 de polivinil
Figura 7 Modelo 3D de una sección del molde patrón para su
impresión posterior
patrón
Figura 8 Sección del molde patrón impresa mediante FDM con
PLA antes del ensamble.
interna de espuma de poliuretano
Figura 11 Molde patrón con superficie refinada
mediante el uso de masilla de resane
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alcohol (PVA), dejando un secado entre cada capa de 30
min.
Se aplicaron 2 capas de gel coat (ortoftalico) rojo de
poliformas plásticas ®, dejando 30 min entre cada
aplicación para alcanzar el punto de gelación (Figura 12)
.
Se aplicaron 3 capas de colchoneta M715 de fibra de
vidrio de poliformas plásticas ® con resina poliéster PP-
250 de poliformas plásticas ® con 1% de catalizador de
peróxido de metilo con la técnica de picado manual,
dejando 4 horas ente cada capa para alcanzar el punto de
gelación.
Una vez terminada la aplicación de las 3 capas de fibra
de vidrio, se dejó curar la pieza por 72 horas (Figura 13),
tras lo cual se retiraron los elementos que generaron las
líneas de partición. Se aplicó, de manera similar a la
primera mitad, 3 capas de cera de oporto y 3 de PVA,
incluyendo a la superficie de partición generada en la
primera mitad y se trabajó de manera similar a la mitad
previa, dejando un curado de 72 hrs.
Se desmoldó el molde patrón y se limpiaron con agua las
superficies del molde fabricado a fin de retirar el PVA
residual (Figura 14).
3.4. Obtención del componente
Los moldes positivos de fibra de vidrio se unieron y se
selló la unión con cinta de sellado (Airtech
Flashbreaker® 1), preparando la superficie interna con 5
capas de cera automotiva con teflón, con intervalos de
aplicación de 30 minutos entre capa.
Con el molde colocado en forma que su eje estuviera en
la horizontal, se aplicó yeso de construcción en el interior
del molde en la parte inferior en capa de 3 mm
aproximadamente, dejando que este fraguara antes de
girar el molde a la siguiente superficie libre. Una vez
cubierta la superficie, se aplicaron 3 capas más de yeso,
Figura 13 Vista de la primera mitad del molde de fibra de
vidrio
patrón
Figura 14 Molde patrón y molde de fibra de vidrio separados
Figura 15 Molde de yeso sobre lamina de aluminio
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Figura 16 Diagrama de flujo del proceso propuesto para la
fabricación de la tobera
dejando 8 a 12 horas entre aplicación. El molde se dejó
fraguar por 3 días antes de desmoldar. El molde de yeso
se dejó secar a condiciones ambientales por 4 días.
El proceso de obtención de la pieza a partir del molde de
yeso se describe en el diagrama de la figura16. El molde
de yeso se colocó en su base principal sobre una placa de
aluminio antes de sellarlo (Figura 15) con 5 capas de cera
de oporto y aplicarle 3 capas de PVA, con 30 minutos de
espera entre aplicación. Las capas de cera y PVA se
extendieron a la placa.
Tabla 1 Pesos de la composición de las fracciones másicas de cada
lienzo
De acuerdo al patrón especificado en [15], se cortaron 16
lienzos de tela de tejido plano de fibra de carbono (Figura
17), pesándolos individualmente. Acorde al peso
registrado por cada uno, se preparó una mezcla con peso
Figura 17 Lienzos cortados de fibra de carbono
Pruebas de vacío
Desmoldeo y limpieza
tobera
Aplicación de cera al molde de yeso
Aplicación de PVA al molde de yeso
Aplicación de PVA al molde de yeso
Pesado de SiC
Pesado de capas
Corte de patrones
de vacío
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similar de resina AXSON EL322 ®, agente de curado y
partículas de SiC de Sigma Aldrich®, siendo el peso de
estas un 10% del peso de la fibra de carbono o 5% del
peso total. Las proporciones usadas fueron definidas en
una etapa previa del proyecto [7].
Se mezclaron la resina, el agente de curado y partícula de
manera individual para cada lienzo de fibra de carbono,
usando el método de wet preg [16] para su incorporación
al tejido, tras lo cual se procedió a su colocación sobre el
molde de yeso por pares en ángulos alternados
0/180,90/270,0/180,90/270,0/180,90/270,0/180,90/270
Se colocaron las bolsas, sellos y válvulas de vacío (Figura
19), y se dejó curar temperatura ambiente con aplicación
de vacío durante 12 horas. Se procedió al desmoldeo por
fractura del molde de yeso a las 48 horas.
Con el fin de permitir un mayor nivel del proceso de
curado con un mayor nivel de entrecruzamientos para
mejorar las propiedades [17], la pieza laminada de
epóxico-fibra de carbono-SiC se dejó 3 semanas a
temperatura ambiente antes del proceso de carbonizado a
fin de suplir parte del proceso de poscurado de la resina
usada [18].
3.5. Proceso de carbonización
La pieza obtenida (Figura 20) se sometió a un proceso de
carbonizado a 1073 K en horno de atmósfera inerte de
nitrógeno [19] en un equipo diseñado y construido en el
proyecto para tal efecto. Se utilizó una atmósfera inerte
de nitrógeno grado industrial obtenido por un ciclo de
vacío de 10 minutos y luego una presión manométrica de
0.1 bar con flujo mínimo de nitrógeno, teniendo una
duración aproximada del proceso de 24 horas, utilizando
el perfil de proceso que se muestra en la Tabla 2.
Tabla 2 Perfil de programación para el horno de carbonizado
Paso Rampa Limite Escalón
moldes negativos de fibra de vidrio y el molde positivo
de yeso. Este último logró usarse con éxito para el
laminado y obtención de la geometría de la tobera con un
material compuesto epóxico-fibra de carbono-SiC,
Al aplicar el proceso de carbonizado, como se muestra en
la Figura 21, donde el cambio de coloración indica la
presencia de un carbono de tipo cerámico. Para verificar
el material, se tomaron muestras del material y se
Figura 18 Laminado de la tobera sobre molde de yeso
Figura 20 Tobera de epóxico-fibra de carbono-SiC en horno de
carbonizado previo a proceso
Figura 19 Colocación de bolsa de vacío sobre tobera laminada
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observaron mediante microscopía electrónica de Barrido
y espectroscopia de rayos X de energía dispersiva (EDS).
En la micrografía de la figura 22 se puede ver la
estructura de las capas del material, así como las
partículas de SiC, sin presencia de delaminaciones
internas. En el espectro de la figura 23, se pueden ver los
picos del carbono y del Silicio, además del pico arriba de
2Kev correspondiente al recubrimiento de oro necesario
para la observación. En este sentido, se puede inferir que
los picos corresponden a sistema C-C-SiC acorde a la lo
reportado por Ramírez [7].
carbonizado no presentando fracturas ni zonas sin matriz,
lo cual permite de inicio su manipulación sin sufrir daño.
Se puede apreciar que la pieza conservó completamente
la geometría tanto interna como externa, así como la
calidad superficial interna dada por el molde de yeso. El
material obtenido tiene cierto grado de porosidad (Figura
22) típico de este tipo de procesos
Figura 21 Tobera después del proceso de carbonizado
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 keV
0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
22
cps/eV
C Si
Figura 22 Micrografía por SEM de una sección del material de
la tobera después del proceso de carbonizado. Se cantidades
moderadas de poros
sistema C-C-SiC
carbono-carbono- carburo de silicio.
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La pieza final se muestra en la figura 24. La
comprobación de la geometría interior se hizo mediante
el uso de partes del molde patrón como plantillas pasa/no
pasa, siendo satisfactorio el proceso de prueba
5. CONCLUSIONES
material carbono-carbono de probetas a componentes por
medio de la implementación de un proceso para la
fabricación de toberas de material compuesto carbono-
carbono, donde se establecieron los subprocesos y
secuencias adecuadas, lo que se refleja en la obtención
del componente propuesto.
Lo anterior se refleja en la producción satisfactoria de los
moldes positivos para la creación de los moldes negativos
en yeso, pudiendo reproducir satisfactoriamente la
geometría interna de la tobera, que es la superficie de
mayor importancia debido a su funcionalidad de control
del flujo supersónico.
Se logró de manera satisfactoria el laminado de la tobera
con el material especificado, probando la viabilidad del
proceso con molde de yeso como medio de obtención de
toberas monolíticas
etapas previas para el proceso de carbonización que
permiten la fabricación exitosa de una tobera de
expansión, lográndose una carbonización satisfactoria,
generando una matriz adecuada, con una porosidad
normal en este tipo de procesos.
En los trabajos subsecuentes, se realizarán mejoras al
proceso por medio de la implementación de un proceso
de moldeo rotacional para la obtención de los moldes de
yeso, lo que se espera acelere su producción y aumente
su disponibilidad.
impregnación-carbonización para la mejora de la matriz
de acuerdo a lo reportado en literatura y a lo
experimentado en probetas, si bien hay reportes de
reducción de la porosidad mediante el uso de mezclas de
gas nitrógeno con gas propano. Lo anterior permite
establecer nuevas líneas de investigación dentro del
desarrollo del material compuesto carbono-carbono.
Se trabará sobre el proceso para la aplicación de la
barrera térmica de ZrO2 con Y2O3
Agradecimientos
Investigación, Desarrollo Tecnológico e Innovación en
Actividades Espaciales AEM-CONACYT por el apoyo
mediante el proyecto 275425 “Desarrollo de materiales
compuestos laminados carbono-carbono para uso en
componentes de sistemas de propulsión para lanzadores
orbitales y suborbitales”, a CIATEQ A.C. el apoyo para
el diseño y fabricación del horno y la realización de las
pruebas de carbonizado y al programa Delfín de verano
de la ciencia por el apoyo a los estudiantes involucrados
en la fabricación del molde en la convocatoria 2019
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ISSN 2448-5551 MM 103 Derechos Reservados © 2021, SOMIM
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Melbourne, Australia, 2019.
Proyecto: Desarrollo de materiales compuestos
laminados carbón-carbón para uso en
componentes de sistemas de propulsión para
lanzadores orbitales y suborbitales, Informe
Técnico, Universidad Aeronautica En Querétaro,
Colón, Querétaro, 2019.