Title

DESARROLLO DE TOBERAS DE COHETE EN MATERIAL ABLATIVO DE MATRIZ POLIMÉRICA REFORZADA ESTRUCTURALMENTE CON FIBRAS DE VIDRIO Y CARBONO

ROCKET NOZZLE DEVELOPMENT IN ABLATIVE MATERIAL POLYMER MATRIX STRUCTURALLY REINFORCED WITH FIBRE GLASS AND CARBON

Authorship

Villa, Jorge Maldonado; Hermann, Julián Portocarrero; Barrios, Esteban Quitian; Orduz, Jorge Andrés Alarcón; Boada, William David

Villa, Jorge Maldonado

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Hermann, Julián Portocarrero

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Barrios, Esteban Quitian

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Orduz, Jorge Andrés Alarcón

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Boada, William David

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DOI

10.5151/1516-392X-27901

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Abstract

Se desarrollaron materiales compuestos de matriz polimérica para toberas en cohetes; con dos zonas: una térmica para soportar elevadas temperaturas de combustión y una estructural que resista los esfuerzos generados. La zona térmica se elaboró con materiales de comportamiento ablativo, probados a temperaturas de hasta 2950°C durante dos minutos, los cuales fueron reforzados con polvo cerámico y/o subproducto de la industria siderúrgica (cerámico 2). Con base en los resultados obtenidos del comportamiento de térmico y de conductividad térmica del material ablativo, se construyó la zona estructural en materiales compuestos fibroreforzados (vidrio y carbono) con matriz polimérica. Los moldes se diseñaron en SolidWorks y se fabricaron por prototipado en ABS rápido y se elaboraron machos disgregables en poliuretano. En la zona térmica se usó un procedimiento de vaciado con vibración con diferentes tipos de matrices (poliéster, vinilester, caucho silicona) y de laminación para la zona estructural. Se evaluó el desempeño mediante simulación de las condiciones reales de operación mediante llama de oxicorte y quemador de ACPM, observando el efecto en la pérdida de peso, espesor, diferencial de temperatura, cambio de propiedades mecánicas, etc.; encontrándose un positivo comportamiento del sistema con matriz de resina vinilester reforzado con polvo cerámico 1 y buenos resultados con cerámico 2, así como una estabilidad en la zona estructural construida con fibras de vidrio y carbono. Substituir todo o texto de orientação deste Template pelo conteúdo de seu trabalho. Inserir o texto com no máximo 1.500 caracteres (200 palavras), sem uso de parágrafos. Deve conter, de maneira concisa, o objetivo, a metodologia, os resultados e as conclusões do trabalho.

Polymer matrix composites for rocket nozzles developed; two areas: Thermal for high combustion temperatures and external structure to withstand the stresses generated. The thermal zone ablative materials behavior, tested at temperatures up to 2950 ° C for two minutes, reinforced ceramic powder and / or dust-product of the steel industry (ceramic 2). Based on the results of the behavior of thermal conductivity and thermal ablative material the structural zone built in fiber-reinforced composite materials (glass and carbon) with polymeric matrix. The molds were designed in SolidWorks and fabricated by rapid prototyping ABS, disintegrating males were manufactured in polyurethane. In the thermal zone emptying procedure vibration with different matrices (polyester, vinylester, silicone rubber) and rolling for the structural zone was used. Performance by simulating real operating conditions was assessed using oxyfuel flame and burner ACPM, loss of weight, thickness, temperature differential change of mechanical properties, determined etc .; found a positive performance of the system with matrix resin with ceramic powder 1 vinylester good results with ceramic 2 and in the structural area built with fiberglass and carbon.

Keywords

Tobera para cohete, Materiales compuestos particulados, Materiales compuestos fibro-reforzados, Material compuesto ablativo

Rocket nozzle, Particulate materials composites, Fibro-reinforced materials composites, Composite ablative material