Diseño de un motor cohete de clase M para el ICAI ROCKET TEAM

Abstract

En el presente proyecto se ha diseñado un motor cohete de clase M para el ICAI Rocket Team. El objetivo ha sido que dicho motor cohete superase o igualase las prestaciones del motor que se ha tomado como referencia (Aerotech M650W), a la vez que cumple con una serie de restricciones y criterios de diseño dados por el ICAI Rocket Team. Las prestaciones del Aertoech M650W son: • Impulso Total: 5964 Ns • Empuje promedio: 656 N Por otro lado, las restricciones y criterios de diseño son: • Propelente: White Lightning • Temperatura máxima de la carcasa: 200ºC • Longitud cámara de combustión: 801 mm • Diámetro carcasa: 75 mm El objetivo no es únicamente lograr cumplir con todos los requisitos impuestos, sino también elaborar una guía de diseño que facilite la incorporación de posibles cambios o mejoras. La metodología seguida es la siguiente: 1. Selección del propelente 2. Elección del material de la cámara de combustión 3. Diseño de la cámara de combustión 4. Análisis de la reacción de combustión mediante ProPep 5. Cálculo de la relación área garganta-presión de cámara 6. Verificación SRM de la relación presión de cámara-área garganta 7. Análisis térmico de la cámara de combustión 8. Cálculo de los elementos de la unión 9. Diseño interior y exterior de la tobera 10. Diseño del sistema de igniciónIn this project an M-class rocket engine has been designed for the ICAI Rocket Team. The objective has been that this rocket motor should exceed or equal the performance of the motor taken as a reference (Aerotech M650W), while complying with a series of restrictions and design criteria given by the ICAI Rocket Team. The Aertoech M650W features are: • Total impulse: 5964 Ns • Average thrust: 656 N On the other hand, the restrictions and design criteria are: • Propellant: White Lightning • Maximum casing temperature: 200ºC • Combustion chamber length: 801 mm • Casing diameter: 75 mm The objective is not only to achieve compliance with all the requirements imposed, but also to develop a design guide that facilitates the incorporation of possible changes or improvements. The methodology followed is as follows: 1. Selection of the propellant 2. Selection of the combustion chamber material. 3. Design of the combustion chamber 4. Analysis of the combustion reaction using ProPep 5. Calculation of the chamber throat area-pressure ratio 6. SRM verification of the chamber pressure-throat area ratio. 7. Thermal analysis of the combustion chamber 8. Calculation of joint elements 9. Interior and exterior design of the nozzle 10. Ignition system design