Misiles / Vectores Argentinos: el terror de los ingleses
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UN POCO DE HISTORIA
Sus comienzos se pueden remontar en la década de 1940, cuando en pleno gobierno de Juan Domingo Perón (1946-1955) comenzaron los primeros ensayos de motores de cohetes, empleando diferentes combustibles, pero la crisis y su derrocamiento llevaron al cierre temporal de estas actividades. Las experiencias tomaron mayor impulso cuando el presidente Arturo Frondizi (1958-1962) creó el primer organismo para hacerse cargo de las actividades astronáuticas, se trataba de la CNIE, con el ingeniero Teófilo Tabanera como Presidente. Durante las década de 1960 y 1970 se emprendieron muchos lanzamientos con heterogéneos fines, casi siempre con resultados positivos y con importantes contribuciones del Comodoro Aldo Zeoli. Si bien el Estado fue el creador de los medios, el mismo no proyectaba ni intervenía en las actividades. La Argentina trazó importantes hitos en su historia astronáutica, como lograr hacer viajar a un ser vivo al espacio y retornarlo con vida a la tierra, convirtiéndose así en el cuarto país en emprender dicha hazaña, a su vez fue la tercer república en lanzar cohetes desde la Antártida.
El proyecto más ambicioso fue el Cóndor II, con participación de Alemania, Irak y Egipto. Se trataba de un misil diseñado para llevar una carga útil de media tonelada y recorrer una trayectoria de mil km. Pero el misil fue desmantelado y sus planos destruidos por orden del presidente Carlos Menem, como consecuencia de la presión de Estados Unidos y el FMI. En 1991 se disolvió la CNIE para formar la CONAE. La construcción de cohetes se estanco, hasta en el 2007, cuando se lanzó un cohete en Bahía Blanca, el Tronador.
PRIMEROS PASOS:
Entre los años 1947 y 1948, un grupo de técnicos del Instituto de Investigaciones Científicas de la Fuerza Aérea Argentina comandados por el ingeniero Ricardo Dyrgalla, desarrollaron un motor de combustible líquido para propulsar proyectiles con fines científicos y militares. Se lo nombró AN-1, tenía una fuerza suficiente para impulsar una masa de 320 kg con un tiempo de combustión de cuarenta segundos. El propelente era ácido nítrico y anilina, para el ensayo se construyó un banco de pruebas, en donde se realizaron numerosos ensayos, todos con éxito.2 En mayo de 1950 fue propulsado el Tabano en las Salinas Grandes (entre las provincias de Córdoba y La Rioja), precisamente con el motor de combustible líquido AN-1. Alcanzó una velocidad de aproximadamente 850 km/h. Fue guiado por inflarojo y sonido. El motor se probó por primera vez el 20 de octubre de 1949. A partir del lanzamiento del Tabano, la actividad se estancó abruptamente, hasta principio de la década entrante.3
La División Proyectos Especiales en el Instituto Aerotécnico se creó en 1947. Sin embargo, la caótica década de 1950 no permitió que el proyecto aeroespacial argentino avance, terminando en el lanzamiento del cohete Martín Fierro en 1956, sin carga, alcanzó una altura de 2 km. Al otro año, la Unión Soviética se convirtió en la primera nación en llevar un ser vivo al espacio, siendo la perra Laika. Éste no fue un hecho aislado, ya que a partir de aquí, muchos países pusieron interés en la astronáutica.
PERIODO DE EXPLENDOR:
Dicho anteriormente, en Argentina algunos de los más grandes avances se produjeron en la década entrante. Durante el desarrollismo de Arturo Frondizi (1958-1962) las investigaciones tomaron mayor importancia, empezando con el desarrollo de motores a propulsante sólido, en diciembre de 1959. La investigación fue emprendida por el Instituto de Investigaciones Aeronáuticas y Espaciales.5 Este creó la Comisión Nacional de Investigaciones Espaciales (CNIE), primer organismo para hacerse cargo de las tripulaciones de cohetes, por medio el decreto n.º 1164 del 28 de enero de 1960. Se designó al ingeniero Teófilo Tabanera como Presidente de la comisión.6 El 27 de junio de 1961 el Poder Ejecutivo creó por decreto el Centro de Experimentación y Lanzamiento de Proyectiles Autopropulsados Chamical bajo las siglas de CELPA. Contaba con un campo libre de 200 km.2 El gobierno había creado los organismos para la investigación del cosmos, pero el mismo, no intervenía ni supervisaba las actividades, dándole una importante libertad y autonomía a los científicos.
FAMILIA DE COHETES CENTAURO:
Una vez creados los organismos correspondientes, se empezó por crear la primera familia de cohetes, el IIAE comenzó a desarrollar la serie de los Centauro. El primero de ellos fue el Alfa Centauro, de una etapa, el Beta Centauro, dos etapas y el Gamma Centauro, también de dos etapas. La familia de cohetes estaban dotados de motores a combustible líquido.5
Alfa Centauro:
El primero de la serie, el Alfa Centauro contaba con unas dimensiones de 2705 mm de largo por 101 mm de diámetro (su ojiva), en total tenía un peso máximo de 28 kg. No poseía mucho peso de carga útil, únicamente 3,3 kg. El primer lanzamiento dio lugar el 2 de febrero de 1961,7 desde la localidad de Santo Tomás en Pampa de Achala, provincia de Córdoba. Este lanzamiento significo el primero de una aeronave construida íntegramente en la Argentina.3 Aquel primer cohete lanzado se lo nombró APEX A1-02 Alfa Centauro, fue la primera vez que la Fuerza Aérea trabajaba para crear una familia de cohetes. El Comodoro Aldo Zeoli, encargado de la Dirección de Desarrollos del Instituto Aerotécnico (DDIA) -dependiente de la Dirección Nacional de Fabricaciones e Investigaciones Aeronáuticas (DINFIA)- fue quien realizó el conteo y oprimió el botón de emisión. En el sitio, había aproximadamente unos treinta hombres, entre civiles y militares, además de un fotógrafo reportero de Clarín. El cohete alcanzó una altura de 20 km7 y el experimento se produjo sin ningún problema
Beta Centauro:
El 30 de septiembre de 1961 se lanzó el cohete sonda de dos etapas Beta Centauro, bajo la denominación APEX-A1-S2-015, en la Base Santo Tomás, en Pampa de Achala, provincia de Córdoba. Se buscaba con este lanzamiento, experimentar la separación de las dos etapas. También se probó los mediciones y los instrumentos del vehículo: velocidad de vuelo, alcance y presión atmosférica, entre otras cosas.10 La aeronave alcanzó los 25 km
Gamma Centauro:
Para la construcción del cohete Gamma Centauro de dos etapas, se comenzó haciendo una prueba el día 6 de diciembre de 1962. Al año siguiente, en CELPA, se hicieron varios ensayos de los modelos I y II.
as pruebas del Gamma Centauro siguieron en febrero de 1965, cuando por primera vez se propulsaron en simultaneo dos cohetes de la familia Gamma Centauro desde el Centro de Experimentación CELPA, y otros dos desde la Base Matienzo en la Antártida, también se probaron dos globos sonda que armó la Universidad Nacional de Tucumán, se logró llegar a 24 km de altitud. Así la Argentina se convirtió en el tercer país después de la Unión Soviética y los Estados Unidos en emprender actividades aeroespaciales desde la Antártida.11 Las experiencias resultantes, sirvieron para analizar el vuelo y estudiar los rayos X en la atmósfera.2 En agosto se efectuaron cuatro ensayos con los cohetes Gamma Centauro desde la base CELPA, todos con éxito
COHETE ORION
Empezaron las investigaciones para el cohete Orión I, el cual produciría estudios más allá de la atmósfera terrestre, como también para hacer experimentaciones con seres biológicos.2 Para ello hubo dos ensayos de vuelo: el primero se produjo en octubre de 1965, y el segundo en julio de 1966, en CELPA Chamical, provincia de La Rioja. En su ojiva, con una carga útil de 16 kg, se encontraba dotada con un delicado instrumental para mediciones.12 Se comprobó su rendimiento y se observó sus pormenores de vuelo.2
Se lo rediseño dando origen al Orión II, capaz que llevar 25 kg de carga útil, con el empleo de 85 kg de combustible, cuando el Orión I tenía solo 64 kg. Media 3770 mm de largo y 206 mm de ancho. Además del aumento en la cantidad de combustible, se utilizó materia con mayor energía, lo que produjo un alcance de 114 km de altura, considerada el punto entre la atmósfera y principio del espacio. El nuevo diseño se logró a partir de las experiencias con el Orión I. Los materiales para la fabricación de la aeronave fueron cambiados, empleándose materiales más livianos con la finalidad de reducir el peso del vehículo. Un total de treinta y dos vuelos fueron realizados.2 13 Con ellos y con los DIM, se efectuaron mediciones atmosféricas y se registro la velocidad del viento, a una altura de 80 km. Para finales de octubre de 1966 se habían lanzado tres cohetes Orión II en CELPA, desde la base Chamical, en La Rioja, siguiendo las experiencias con los técnicos estadounidenses, lanzando desde la misma base, en noviembre, cohetes Nike-Cajun 02 que volaron hasta los 130 km de altitud.
El ICTE puso en marcha en 1963 el "Programa Felino", con la finalidad de educar y adiestrar personal, también para analizar materiales para trabajos posteriores. Se realizaron un total de ochenta y siete lanzamientos en cinco años bajo aquel programa, de los cuales, solo ocho no tuvieron éxito. Destacándose lanzamientos como el Gato Negro A-1, el Tigre A-2, el Jaguar A-3, el Leopardo A-4 y el Sonda Pantera A-5. Estas misiones produjeron importantes avances en la detección del granizo.2 Después de encabezar numerosos lanzamientos exitosos, en 1970 el Comodoro Aldo Zeoli fue nombrado presidente del Instituto de Investigación Aeronáutica y Espacial.
Justo cuando los ingenieros buscaban hacer un combustible producido enteramente en Argentina, se produjo el proyecto BIO, el cual consistía en mandar al espacio cohetes telemetrados con pequeños animales (ratas o monos) para recuperarlos con vida. Los científicos del ICTE se emprendieron en la experiencia de llevar vida al espacio exterior. Una camada de ratones de raza Wistar, fueron previamente seleccionados para el proyecto BIO. Se construyeron cápsulas especiales con el instrumental adecuado para analizar el comportamiento de los ratones durante el vuelo. El primer grupo de ratas astronautas se encontraba compuesto por: Alejo, Aurelio y Anastasio, el segundo grupo estaba constituido por: Braulio, Benito y Belisario, y el tercero por Celedonio, Cipriano y Coco. Después de rigurosas pruebas y estudios fisiológicos, Belisario, fue la rata elegida para la misión. Fue colocado y sujetado dentro de una cápsula en el interior de la ojiva del cohete Orión II. El lanzamiento se produjo el 11 de abril de 1967, en la Escuela de Tropas Aerotransportadas, provincia de Córdoba. Aquel vector se elevó y al minuto se separo su carga útil, luego se desplegó su paracaídas y comenzó a descender muy despacio a tierra firme. Los científicos pudieron ver al instante que Belisario se encontraba con vida, aunque algo nervioso. Durante el vuelo perdió ocho gramos.2
COHETE CANOPUS
Continuando con el desarrollo de cohetes sonda, posterior a las evaluaciones brindadas por los programas Centauro y Orión, estaba presente la idea de diseñar un cohete de dos etapas, con suficiente potencia para cargar 30 kg y alcanzar una altura de 200 km. La segunda etapa era el mismo cohete Orión II, dando inicio a lo que más tarde sería el Rigel. El primer paso fue experimentar con un nuevo motor mucho más potente, dando origen al cohete Canopus, para luego dar vida al cohete sonda Canopus II. La primer prueba del prototipo fue posible en noviembre de 1966, mientras que el segundo ensayo fue en julio de 1967.14
El Canopus II se uso para probar tecnología que se emplearía en el futuro cohete Rigel. El 22 de diciembre de 1969 en CELPA en Chamical provincia de La Rioja, una prueba preliminar del cohete sonda Tauro fue efectuada. En el ensayo, el cohete rompió todas las barreras cuando voló a una sorprendente altura de 550 km. En este momento la Argentina se encontraba en la cima del mundo, alcanzando este tipo de metas.
Uno de los logros más grandes que obtuvo Argentina, se produjo el 23 de diciembre de 1969 (meses después de la llegada del hombre a la Luna), cuando en un lanzamiento de un cohete Canopus II se envió al mono Juan más allá de la atmósfera, a unos 82 km con total éxito, siendo además, la cuarta nación en enviar un ser vivo al espacio y retornarlo con vida, solo detrás de los Estados Unidos, la Unión Soviética y Francia. Juan era un mono caí proveniente de la provincia de Misiones, tenía un peso de 1,5 kg y medía 45 centímetros de alto. Este experimento llamado Experiencia BIO II, contó con la ayuda y activa participación del Instituto Nacional de Medicina Aeronáutica y Espacial, y la CNIE.
Poco después el cohete Canopus II fue propulsado, esta nave llegó más allá de la atmósfera. Entre los años 1960 a 1972 se fabricaron y lanzaron varias familias de sondas espaciales, ellas fueron la Orión, Canopus, Rigel y Castor. La historia del mono Juan está relatada en el documental Juan, el primer astronauta argentino, de Diego Julio Ludueña.
COHETE RIGEL
Mediante el ensayo del Canopus I y II, el primer cohete corresponde a la primera etapa del Rigel, mientras que la segunda etapa era el Orión II. Para que en julio de 1967, se construya el Rigel, propulsado en diciembre del mismo año en la base CELPA, en Chamical, provincia de La Rioja.3 Era el tercer cohete de dos etapas que se desarrollaba en Argentina, otros fueron el Beta Centauro y el Gamma Centauro. Esta aeronave significo la primera en su tipo en lograr alcanzar los 200 km de altura, superando el record alcanzado en ensayos posteriores en toda Sudamérica.
Paralelamente, se lanzaron cohetes para experimentar con la medición del viento, por medio del programa EXAMETNET. Se propulsó el Arcas el 15 de noviembre de 1967, y el Judi en 13 de diciembre del mismo año.
COHETE CASTOR
El cohete Castor fue el cuarto de la categoría de vehículos de dos etapas, planificado por el IIAE. La primera etapa se encontraba constituida por cuatro motores del tipo Canopus II en racimo: el empuje producido era de 10 toneladas, mientras que la segunda era de 2500 kg.7 Si bien no posee un sistema de guiado, el cohete esta dirigido en sus dos etapas por cuatro aletas por etapa.18 El propulsante empleado era perclorato de amonio, poliuretano y aluminio, y se propulsaba durante 220 segundos.19 Las dos etapas estaban conectadas por medio de un aro cilíndrico, en su interior tenía un cordón explosivo de carga hueca, se encendía por dos detonadores eléctricos para la separación de las etapas.7
Un primer ensayo tuvo lugar el 22 de diciembre de 1969 en la base CELPA Chamical, este lanzamiento fue parte de la "Experiencia Navidad" (el lanzamiento se produjo horas antes del viaje del mono Juan). Pero esa vez solo se usó la primera etapa, alcanzando 70 km. El 16 de diciembre del año siguiente, se emprendió el "Operativo Ñahuí", cuando la Fuerza Aérea lanzó un cohete Castor X-2 desde la ya citada base Chamical CELPA. Su ojiva estaba dotada con instrumental fotográfico capturar imágenes a grandes alturas.19
El primer lanzamiento operativo de un cohete Castor se produjo un 22 de noviembre de 1973, desde la base CELPA Chamical, para el estudio de nubes de iones, la experiencia formó parte del programa llamado EGANI, proyecto cooperativo entre la Comisión Nacional de Investigaciones Espaciales (CNIE) y el Max Planck Institut für Extraterrestrisches Physik (MPE) de Alemania. Se construyó una versión perfeccionada del Castor a fines de 1975, en la base Vicecomodoro Marambio, en la Antártida Argentina, llevando una carga útil de 46 kg a una altura de 470 km.7 20 En 1979 se realizaron lanzamientos de este cohete desde Punta de Lobos, Perú.
COHETE TAURO
El cohete Tauro, diseñado con fines científicos, fue el último desarrollado íntegramente en Argentina. La experiencia estuvo al mando del comodoro ingeniero Ricardo Vicente Maggi, fue lanzado el 10 de diciembre de 1981 desde la base de Chamical. Contaba con un sofisticado instrumental fotográfico y una tecnología sin procedentes en América del Sur, para estudiar la geografía y los recursos naturales del país.
PROYECTO CONDOR
Poco tiempo después de la derrota de la guerra de Malvinas en el año 1982, se produjo una reunión secreta entre brigadieres y comodoros en la sede de la Fuerza Aérea. En aquel encuentro los comandantes se pusieron de acuerdo en desarrollar un misil balístico de alcance medio, el Cóndor II, el cual se estipulaba que sería capaz de llevar con sigo una carga explosiva de 500 kg. Tras el retorno de la democracia en 1983, el primer jefe de la Fuerza Aérea le comunico al presidente Raúl Alfonsín sobre el proyecto. El jefe de Estado firmo un decreto en secreto que avalaba su continuación. Pero luego del traspaso democrático producido precozmente en 1989, las presiones por los Estados Unidos y económicas por el FMI aumentaron, dando así el presidente Carlos Menem la orden de desarmar el misil Cóndor II y llevar sus partes a Estados Unidos para el desmantelamiento final.
CONDOR I
El Cóndor I estaba destinado fundamentalmente al desarrollo de un motor cohete, y utilizar eventualmente este cohete para investigaciones atmosféricas, con un apogeo de 300 km y una carga de pago de alrededor de 400-500 kg.
Los primeros ensayos estáticos del motor se realizaron -aparentemente- a mediados de 1983, y se tenía planeado lanzar el primer Condor I hacia fines de 1985, cosa que nunca ocurrio.-
CONDOR I - A III
La segunda etapa del proyecto consistió en el desarrollo del CONDOR II, pero previamente para poder probar la tecnología en vuelo, se cree que desarrollaron el Alacrán (nombre código Condor I-A III), de 6,50 mts. de largo por 0,56 mts. de diámetro; este vector podía portar una carga útil de 250 kg., y tenía un alcance de 115 Km.- La ojiva de materiales compuestos del Alacrán tendría una capacidad para albergar una cabeza de guerra compuesta por una bomba racimo, conteniendo 1000 granadas CAM-1, con un radio de dispersión de 2 manzanas.
Este misil tendría el mismo tipo de combustible y características de construcción del Condor I, pero en realidad era un misil táctico de artillería. El Alacrán fue disparado varias veces desde 1988, incluso en una oportunidad por el entonces presidente C. Menem desde El Chamical en La Rioja; y hasta se lo probó con una ojíva con submuniciones como cabeza de guerra.
CONDOR II
Poco tiempo después de la derrota de la guerra de Malvinas en el año 1982, se produjo una reunión secreta entre brigadieres y comodoros en la sede de la Fuerza Aérea. En aquel encuentro los comandantes se pusieron de acuerdo en desarrollar un misil balístico de alcance medio, el Cóndor II, el cual se estipulaba que sería capaz de llevar con sigo una carga explosiva de 500 kg. Tras el retorno de la democracia en 1983, el primer jefe de la Fuerza Aérea le comunico al presidente Raúl Alfonsín sobre el proyecto. El jefe de Estado firmo un decreto en secreto que avalaba su continuación. Pero luego del traspaso democrático producido precozmente en 1989, las presiones por los Estados Unidos y económicas por el FMI aumentaron, dando así el presidente Carlos Menem la orden de desarmar el misil Cóndor II y llevar sus partes a Estados Unidos para el desmantelamiento final.
El ambicioso proyecto fue desarrollado conjuntamente con Alemania (quién proveyó la tecnología), Irak y Egipto (quienes financiaron el proyecto), mientras que Argentina colaboro aportando el personal científico e instalaciones. Dos años después se construyó un laboratorio subterráneo en Falda del Carmen, provincia de Córdoba. Para ese momento los servicios secretos de Israel y Gran Bretaña ya estaban enterados de la construcción del misil, al igual que la CIA estadounidense.
Los ingleses temían que Argentina ataque a las islas Malvinas con misiles, ya que el Cóndor II estaba hecho precisamente para llegar hasta el archipiélago. Por otro lado, la inteligencia israelita estaba preocupada por las contribuciones que estaban teniendo los países árabes en el proyecto. Había un gran temor por el posible traspaso de tecnologías y conocimientos entre Argentina y el país árabe.
En su momento se estudio la construcción de una cabeza nuclear, pero no se disponía del material radioactivo adecuado. Paralelamente el cohete de gran envergadura se había proyectado para ser un lanzador de satélites, sin necesidad de ayuda externa.
El Cóndor II era un vehículo de 16 metros de alto por 0,80 de diámetro, de dos etapas, con un sistema de control de todo el vector, por medio de una tobera basculante por cada etapa. Estaba diseñado con superficies aerodinámicas. Tenía sensores de control de altitud y sistema de control de velocidad. El cohete seria controlado por computadoras intercomunicadas, de haber sido lanzado, se calculaba que hubiera traspaso la barrera de los 1.000 km con una carga bélica de 500 kg
FALDE DEL CARMEN: EL NIDO DEL CONDOR
El la localidad de Falda del Carmen se construyo una facilidad para el desarrollo y construccion del misil condor. Para la construcción y equipamiento de la misma se invirtieron unos U$S 400 millones de dolares y llegaron a trabajar alrededor de 800 personas. En Iraq y Egipto, se contruyeron plantas gemelas a la de Falda del Carmen, estos paises invirtieron en el proyecto y esperaban obtener a cambio la tranferencia de tecnologia para fabricar sus propios misiles.
El Instituto de Investigaciones Científicas y Técnicas de las Fuerzas Armadas (CITEFA) opero en Falda del Carmen durante el proyecto Cóndor II.
Irak puso fin a los contratos a finales de 1988, por demoras en los plazos, Irak se centro en la modificacón y repotenciación de los misiles sovieticos Scud, estas versiones fueron denominadas Al Hussein.
La planta de Falda del Carmen es uno de los sitios donde la aeronáutica militar trabajó más de una década en la investigación y desarrollo de un sistema de tecnología de misiles de combustible sólido, los resultados fueron los prototipos de los misiles Cóndor I y Cóndor II.
El presidente Carlos Menem ordenó a principios de esta década, una de la destrucción de los misiles y el desmantelamiento de las instalaciones de Falda del Carmen, obedeciendo a las presiones ejercidas por el Gobierno de los Estados Unidos a través de su embajador Terencio Todman y de ministro de Economía Domingo Cavallo.
link: http://www.youtube.com/watch?v=zz5SWnt5-6A
LOS PICHONES DEL CONDOR
PROYECTO TRONADOR: U.S.A. temio el renacimiento del Cóndor
El gobierno de Estados Unidos temió que la Argentina impulsaba la resurrección de su misil Cóndor, lo que de concretarse podía potenciar una carrera armamentística en la región. Y ese temor llevó a la poderosa secretaria de Estado de George W. Bush, Condoleezza Rice, a involucrarse en las negociaciones bilaterales para buscar una salida.
La jefa de la diplomacia norteamericana durante el segundo mandato del presidente George W. Bush llegó a transmitirle a Buenos Aires que estaba preocupada por los planes de la Comisión Nacional de Actividades Espaciales (Conae) y reclamó que los inspectores norteamericanos tuvieran acceso irrestricto a las instalaciones del proyecto para verificar cuáles eran sus verdaderos fines.
Las exigencias continuaron con el gobierno de Barack Obama. Sólo se apaciguaron a partir de las garantías que ofreció el titular de la Conae, Conrado Varotto, que se convirtió en el interlocutor directo con Washington y demostró los fines pacíficos del proyecto Tronador, con el que la Argentina prepara un lanzador propio de satélites en base a combustible líquido, lejos de las ambiciones militares del Cóndor, desactivado en 1993 por presión de la Casa Blanca.
Dieciséis años después de aquel cortocircuito, las negociaciones estuvieron cerca de fracasar a raíz de un proyecto paralelo que, en las mismas instalaciones de Falda del Carmen y con algunas de las máquinas de la Conae, promovió el ministro de Planificación Federal, Julio De Vido. Impulsó fabricar cohetes militares, lo que derivó en una confrontación con el canciller Jorge Taiana. Eso, admitió Varotto y reportó en diciembre de 2009 la embajadora Vilma Martínez, podía significar "el fin del programa de LSV [lanzamiento de vehículos espaciales] y alguien tendría que asumir la responsabilidad por eso".
Las primeras señales de alarma se habían encendido en septiembre de 2007, cuando el entonces embajador, Earl Anthony Wayne, alertó que había visitado la Conae y Varotto le había informado que planeaban desarrollar el Tronador y que estaba dispuesto a "subirse a un avión, esta noche", rumbo a Washington para ofrecer las garantías necesarias.
Tres meses después, la respuesta llegó de la cúspide de Washington, con la firma de Rice. Le pidió a Wayne que les transmitiera a los argentinos que "Estados Unidos no apoya" su plan, pero que dado que la Conae pensaba avanzar igual y para no generar más rispideces bilaterales, sólo pedirían "transparencia total", lo que en la práctica implicaba visitas a la planta y acceso a los planes, directivos, científicos y materiales, lo que quedó plasmado en tres cables de Wayne, en mayo, junio y agosto de ese año.
Tras la respuesta positiva de la Argentina, Washington avanzó otro paso en septiembre. Siempre con la firma de Rice, trazó el cronograma tentativo de visitas, reuniones y consultas bilaterales de nivel técnico y cuya primera fecha sobre "el estado de situación" trazó para cuatro meses después, a fines de enero de 2009.
Por entonces, Varotto sostenía que la Argentina contaría con su propio cohete lanzador de satélites, el Tronador II, en cuatro años y con capacidad de carga de 200 kilos. "Es un desarrollo complejo, son cosas difíciles, pero hasta ahora todo va de acuerdo con lo previsto", dijo Varotto a La Nacion en octubre de 2008, desde Estados Unidos.
Rice volvió a la carga en enero de 2009, días antes de que Bush cediera la Casa Blanca a Obama y días antes, también, de la reunión formal prevista en Washington. Clarificó qué pretendían obtener los expertos norteamericanos y el cronograma de reuniones para obtener ese "cuadro de situación". De allí en más, Estados Unidos elogió el profesionalismo de Varotto y la transparencia que facilitó dentro de la Conae. Hasta que a fines de ese año, la actual embajadora en Buenos Aires, Martínez, transmitió posibles problemas con De Vido y la entonces ministra de Defensa -hoy de Seguridad-, Nilda Garré, y los temores del propio Varotto sobre la posible "militarización" del programa.
TRONADOR I
El proyecto Tronador I consiste en el ensayo tecnológico para la validación en vuelo de un motor de combustible líquido y su correspondiente estructura aerodinámica, que surgen de una serie de ensayos estáticos, de resistencia, aerodinámicos, etc.; de todo el conjunto del vehículo portador, y a su vez las mediciones necesarias para el desempeño funcional de todos los componentes del mismo, como así también todo el equipo de apoyo en tierra y la integración de todos los sistemas y subsistemas necesarios para realizar exitosamente la validación en vuelo.
En este proyecto también se pondrá a prueba una metodología de trabajo en equipo coordinados por la CONAE (Comisión Nacional de Actividades Espaciales) y que agrupa a diferentes instituciones como el IUA (Instituto Universitario Aeronáutico), la CNEA-IB (Comisión Nacional de Energía Atómica, Instituto Balseiro) y otras instituciones encargadas de brindar tanto apoyo logístico como así también de instalaciones para los ensayos de validación.
Desde el año 1995 la CONAE (Comisión Nacional de Actividades Espaciales) ha incluido en su plan espacial la intención de diseñar, desarrollar y construir un vector de combustible líquido con capacidad para la inclusión de pequeñas cargas satelitales en orbita, con la intención de aprovechar toda la experiencia y capacidad de científicos, ingenieros y técnicos en nuestro país, incluyendo este punto en particular en el "Plan Espacial Nacional", categorizando el mismo como un vector o inyector con capacidad satelital de combustible líquido y de factibilidad económica para la explotación con fines pacíficos del espacio de acuerdo con acuerdos internacionales.
A partir del 2001 se comienza con los cálculos para el diseño del vector a cargo principalmente del IUA (Instituto Universitario Aeronáutico). El 27 de Mayo de 2004 se realiza un primer ensayo del motor en las instalaciones de CITEFA (Instituto de Investigaciones Científicas y Técnicas para la Defensa) en Villa María, Córdoba. A fines del 2005 se lleva a cabo el ensayo del conjunto motor del Cohete Tronador I, en las instalaciones del CITEFA (Centro de Investigaciones Científicas y Técnicas de la FAA), sito en Villa María. El objetivo de dicho ensayo fue la prueba de un nuevo inyector de propelentes desarrollado y fabricado conjuntamente entre el Instituto Balseiro y el Instituto Universitario Aeronáutico. El ensayo se realizó bajo la supervisión de personal de CITEFA, CONAE, Instituto Balseiro y del IUA. El motor ensayado es del tipo bipropelente líquido que utiliza anilina y ácido nítrico. La experiencia resultó exitosa, obteniéndose un quemado parejo y un empuje acorde a los cálculos teóricos previos. El encendido, ocurrió en forma suave, hecho muy importante para mantener la integridad del conjunto. El inyector ensayado mostró un compartimiento y performances claramente mejores respecto al modelo utilizado previamente.
Características técnicas
El proyecto Tronador I es un vector de ensayo con una mínima capacidad para portar instrumentos de registros para el análisis posterior de los datos recolectados en el vuelo de validación.
Carga útil
El compartimiento de la carga útil consiste en una porción de fuselaje de diámetro 150 mm. y el cono u ojiva ubicados en el extremo superior del vector y construidos en materiales compuestos, con una capacidad máxima de 4 kg. La carga útil consiste en todo el equipamiento necesario para la funcionalidad del vector como así también el equipamiento e instrumentos necesarios para el registro de datos de vuelo del mismo. Se desconoce si este prototipo cuenta con algún sistema de recuperación. El equipamiento e instrumental consta de:
Módulo de adquisición de datos y generación de telemetría.
Módulo de lectura de sensores.
Módulo de acondicionamiento de energía.
Receptor GPS y su correspondiente sistema de antena.
Sensores de presión y acelerómetros.
Transmisor de banda S y su correspondiente sistema de antena.
Pack de baterías.
Sección de tanques
La sección de tanques consta de tres tanques internos, un tanque presurizado para Nitrógeno gaseoso a 200 bar, un tanque de combustible (Anilina) y un tanque de oxidante (ácido Nítrico), todo construidos principalmente con materiales compuestos, lo que permite aligerar el peso final del vector. Entre el tanque de N2 y los tanques de combustible y oxidante se encuentra una sección de separación interetapas la cual permite alojar las válvulas y conexiones del sistema hidroneumático del cohete. En la parte inferior de todo el conjunto otra sección de acople interetapas permite el acople de todo el sistema de tanques a la sección del motor, y contiene las válvulas y conexiones que alimentan la cámara de combustión.
Sección de motor
El conjunto de la sección del motor se compone de dos piezas fundamentales del vector, la primera es el motor propiamente dicho, que consiste en una cámara de combustión y una tobera construida en materiales refractarios o de baja conductividad térmica como el grafito. La segunda es el sistema de estabilización aerodinámica, la cual esta montada sobre esta sección con una cuaderna. El vector no posee ningún sistema de guía y su estabilización es totalmente aerodinámica, mediante cuatro aletas de forma rectangular con un decalaje que le infiere al vehículo una estabilización giroscópica a una velocidad de entre 1.7 y 5 rps.
link: http://www.youtube.com/watch?feature=player_detailpage&v=IyuEvR4kWJM
TRONADOR II
Tronador II es el nombre que recibe la segunda etapa del proyecto de desarrollo de lanzadera espacial o cohete de transporte argentina/o a cargo de la Comisión Nacional de Actividades Espaciales (CONAE), organismo gubernamental responsable del Plan Nacional Espacial de Argentina. Comenzó a desarrollarse en la segunda mitad de la década pasada a pedido de la CONAE, siendo la empresa VENG (sigla de Vehículo Espacial de Nueva Generación), sociedad de capitales públicos y privados, la contratista primaria. Tronador II es un cohete multietapa de un solo uso, proyectado para colocar satélites en órbita polar y para enviar cargas a órbitas bajas. Se calcula que por su bajo costo de lanzamiento el Programa Tronador, una vez constituido como tal, sería capaz de realizar entre 5 y 10 lanzamientos al año; dependiendo de la demanda generada, derivada no solo del Plan Nacional Espacial de Argentina, sino también de los diferentes acuerdos de cooperación con otras agencias espaciales internacionales.
El cohete Tronador II tiene como antecesor inmediato al denominado Tronador I que constituyó la primer etapa del mencionado Proyecto Tronador, también conocido a nivel gubernamental como Proyecto Veng . La versión preliminar del Tronador I, un pequeño cohete monoetapa de 3,4 metros de longitud, fue lanzado con éxito en 2007; al igual que la versión subsiguiente (denominada Tronador Ib) de 6 metros de longitud (lanzado en 2008). Si bien éste sirvió como probador tecnológico, para poder permitir el avance hacia otro tipo de cohete, el Tronador II, será muy superior técnica y prestacionalmente a su antecesor (el Tronador I sólo llega a 20 km de altitud, y puede llevar una escueta carga útil).
Cabe destacar que el Tronador II está proyectado especialmente para funcionar como un vector de carga de extrema precisión y muy bajo rango de error, con capacidad para enviar al espacio satélites de estructura segmentada. Este tipo de satélites, totalmente innovadores y desarrollados también por la CONAE, constarán de estructuras segmentadas y pequeñas, cada una con su propio instrumental; cada una de estas "partes" con instrumental autónomo podrán tener tanto la capacidad de ir "ensamblándose" unas con otras en el espacio, o bien de operar de manera coordinada a modo de "constelación" o en "clusters", a una distancia precisa entre sí.
Los principales componentes del cohete se desarrollan en el Centro Espacial Teófilo Tabanera ubicado en Falda del Carmen (provincia de Córdoba) a 39 kilómetros de la capital provincial, donde funciona la CONAE. Allí se concentra la mayor cantidad de ingenieros especializados dedicados al proyecto; donde se están desarrollando principalmente el sistema de propulsión y los componentes de la aviónica (electrónica de vuelo). También están participando del proyecto otros entes o actores del sistema científico y tecnológico nacional argentino como el Centro de Investigaciones Ópticas del Conicet (CIOP), el Instituto Balseiro (perteneciente al Centro Atómico Bariloche) (CAB-CNEA), el Instituto Universitario Aeronáutico de Córdoba (IUA) y el Grupo de Ensayos Mecánicos Aplicados de la Facultad de Ingeniería de la Universidad Nacional de La Plata (GEMA), así como el Instituto Argentino de Radioastronomía del Conicet (IAR) y la Universidad Nacional de Córdoba.
El cohete utilizará como propelente un compuesto derivado de la hidracina, un combustible líquido probadamente exitoso en la mayoría de los proyectos espaciales de otros países. La potencia de la hidracina permite colocar una carga útil (satélite) de entre 200 y 400 kg de peso, en órbitas entre los 600 y 700 km de distancia de la superficie terrestre. Además permite una gran maniobrabilidad y precisión gracias a la posibilidad de encender y apagar los motores una vez iniciado el despegue (los combustibles sólidos, utilizados básicamente en proyectos militares, no dan esa posibilidad). Precisamente el diseño y el proyecto integral del lanzador se han hecho siguiendo los estándares internacionales como para evitar su potencial uso militar; cumpliendo con el "Régimen de Control de Tecnología Misilística (MCTR)", organismo internacional que actualmente preside la Argentina y que prohíbe la transferencia de tecnologías misilísticas a países en vías de desarrollo.
Si bien las anteriores bases de lanzamientos de prueba estuvieron situadas en Pampa de Achala (Córdoba) y Chamical (La Rioja), el Tronador II será lanzado desde Puerto Belgrano, cerca de Bahía Blanca. “Nuestro objetivo son los satélites de órbita polar y Puerto Belgrano nos da la posibilidad de realizar lanzamientos hacia el mar con toda la zona despejada en dirección polar. Por otra parte se encuentra dentro de la base de la Armada Argentina, lejos de zonas densamente pobladas, lo que la hace un área segura para lanzamientos”, explica el ingeniero Juan Cruz Gallo, gerente general y técnico de VENG SA, empresa estatal dependiente de CONAE y a cargo del proyecto de manera directa.
Futuro prometedor
Con el presente desarrollo del Tronador II como lanzadera espacial, la Argentina cerrará el ciclo de desarrollo tecnológico espacial y podrá ingresar en el club de países que disponen de vehículos espaciales propios; en la actualidad tan sólo ocho países cuentan con lanzadores de satélites, además de Estados Unidos: Rusia, Japón, Francia (Unión Europea), China, India, Pakistán, Israel y Corea del Norte. La meta que se han propuesto los científicos argentinos es fabricar un cohete de 33 metros de longitud y de aproximadamente 64 toneladas de peso; el mismo, que ya se perfila como futuro primer vehículo espacial de América del Sur, será un vehículo de trayectoria controlada para lo que dispondrá de los correspondientes sistemas de navegación, de guiado y control, diseñados y construidos en el país con el objetivo de actuar de manera confiable, segura, barata e independiente.
FAS - 1500
Como parte del plan de acceso al espacio que impulsa el Ministerio de Defensa, la Fuerza Aérea desarrolló un vehículo suborbital de alta performance denominado FAS-1500 de dos etapas con el objetivo de colocar cargas útiles de 200 kg a 350 km de altitud, mediante el uso de motores de la familia Gradicom y con la participación del IUA en el mismo.
Este desarrollo le permite a la FAA el desarrollo de sistemas altamente complejos y materiales de calificación espacial, sistemas de vuelo diversos como sistemas de separación y recuperación de carga útil, sistema de teledestrucción para lanzadores de satélites, sistemas de sensores a bordo para registro y medición de parámetros de vuelo y Sistemas de telemetría redundantes.
También fueron probados componentes a ser utilizados en futuros lanzadores satelitales. Con estos ensayos la FAA gana en experiencia y entrenamiento en operaciones espaciales con vistas al desarrollo de tecnología satelital necesaria para colocar satélites de uso civil y militar. Para la Fuerza Aérea es un paso en la línea de recuperación en el desarrollo de cohetes, interrumpida desde la cancelación del Alacrán y Cóndor II.
Características del FAS 1500
Peso de despegue: 2050 kg
Carga útil: 200 kg
Apogeo de trayectoria: 350 km
Número de motores: 5 (4+1)
Número de etapas: 2
Empuje de primera etapa: 18000 kg
Empuje de segunda etapa: 4500 kg
Tiempo de combustión por etapa: 15 segundos
Velocidad máxima: Mach 10
PROGRAMA GRADICOM
CITEDEF muestra una larga trayectoria en el campo de los autopropulsados, tanto cohetes como misiles.
Las dos categorías de vectores se diferencian fundamentalmente por la capacidad de ser guiados a posteriori de su lanzamiento.
Los cohetes son vehículos de trayectoria libre usados en artillería y como portadores de sondas científicas para estudios de la alta atmósfera.
CITEDEF en esta etapa está concretando un programa de desarrollo en este campo que le permitirá a nuestro país recuperar capacidades e iniciar nuevamente la senda del progreso.
Entre esas etapas se cuentan :
Desarrollo Cohetes y Lanzacohetes de artillería para desenvolvimiento táctico de distintas unidades del EEAA.:
En los casos de alcances de hasta 30 km los desarrollos se componen típicamente por cohetes de artillería de trayectoria libre, cuya puntería se basa fundamentalmente en los parámetros de lanzamiento y condiciones ambientales. Como es notorio son elementos tácticos, de defensa, transportables a distintos teatros de acción
Desarrollo de Vectores:
PCX - 900 (GRADICOM I)
En 2009 se concretó en el lanzamiento del GRADICOM PCX con el fin de homologar en vuelo el motor GRADICOM.
El motor Gradicom es de combustible sólido: HTPB, perclorato de amonio, aluminio y otros compuestos.
Diámetro: 32 cm
Longitud: 2,5 m1
link: http://www.youtube.com/watch?feature=player_detailpage&v=0e7usZF2OiY
GRADICOM II (PCX2)
Desarrollado por el Centro de Investigaciones Científicas y Tecnológicas para la Defensa CITEDEF, el Gradicom 2 es un vector de dos etapas basadas en el desarrollo del Gradicom 1 PXC1 y con el que se supera un nuevo e importante escalón en el programa de desarrollo, que permite extender en forma importante el alcance en altura de los actuales vectores argentinos.
Según el director del proyecto, unos 70 expertos desarrollaron el combustible sólido, chasis, telemetría y la electrónica del vector, en un trabajo que demoró un año y en el que se invirtieron cuatro millones de pesos. La altura que se esperaba alcanzar en su lanzamiento se situaba entre los 100 y 120 km de altura, aunque faltan datos oficiales que confirmen con precisión si se logró este objetivo. El Gradicom II pesa 933 kilos y mide 7,7 metros.
Según CITEDEF, el objetivo final del proyecto es lograr un vector que pueda ser usado con fines bélicos, como misil (con sistema de guiado y control) o cohete (trayectoria libre) y también con objetivos civiles.
El Instituto Universitario Aeronáutico y el Centro de Investigaciones Aplicadas de la Fuerza Aérea, ambos de Córdoba participaron del proyecto. También colaboró el banco balístico del CITEDEF que se encuentra en la ex Fábrica Militar de Villa María.
link: http://www.youtube.com/watch?feature=player_embedded&v=CRLlCgr8sqg
Sus comienzos se pueden remontar en la década de 1940, cuando en pleno gobierno de Juan Domingo Perón (1946-1955) comenzaron los primeros ensayos de motores de cohetes, empleando diferentes combustibles, pero la crisis y su derrocamiento llevaron al cierre temporal de estas actividades. Las experiencias tomaron mayor impulso cuando el presidente Arturo Frondizi (1958-1962) creó el primer organismo para hacerse cargo de las actividades astronáuticas, se trataba de la CNIE, con el ingeniero Teófilo Tabanera como Presidente. Durante las década de 1960 y 1970 se emprendieron muchos lanzamientos con heterogéneos fines, casi siempre con resultados positivos y con importantes contribuciones del Comodoro Aldo Zeoli. Si bien el Estado fue el creador de los medios, el mismo no proyectaba ni intervenía en las actividades. La Argentina trazó importantes hitos en su historia astronáutica, como lograr hacer viajar a un ser vivo al espacio y retornarlo con vida a la tierra, convirtiéndose así en el cuarto país en emprender dicha hazaña, a su vez fue la tercer república en lanzar cohetes desde la Antártida.
El proyecto más ambicioso fue el Cóndor II, con participación de Alemania, Irak y Egipto. Se trataba de un misil diseñado para llevar una carga útil de media tonelada y recorrer una trayectoria de mil km. Pero el misil fue desmantelado y sus planos destruidos por orden del presidente Carlos Menem, como consecuencia de la presión de Estados Unidos y el FMI. En 1991 se disolvió la CNIE para formar la CONAE. La construcción de cohetes se estanco, hasta en el 2007, cuando se lanzó un cohete en Bahía Blanca, el Tronador.
PRIMEROS PASOS:
Entre los años 1947 y 1948, un grupo de técnicos del Instituto de Investigaciones Científicas de la Fuerza Aérea Argentina comandados por el ingeniero Ricardo Dyrgalla, desarrollaron un motor de combustible líquido para propulsar proyectiles con fines científicos y militares. Se lo nombró AN-1, tenía una fuerza suficiente para impulsar una masa de 320 kg con un tiempo de combustión de cuarenta segundos. El propelente era ácido nítrico y anilina, para el ensayo se construyó un banco de pruebas, en donde se realizaron numerosos ensayos, todos con éxito.2 En mayo de 1950 fue propulsado el Tabano en las Salinas Grandes (entre las provincias de Córdoba y La Rioja), precisamente con el motor de combustible líquido AN-1. Alcanzó una velocidad de aproximadamente 850 km/h. Fue guiado por inflarojo y sonido. El motor se probó por primera vez el 20 de octubre de 1949. A partir del lanzamiento del Tabano, la actividad se estancó abruptamente, hasta principio de la década entrante.3
La División Proyectos Especiales en el Instituto Aerotécnico se creó en 1947. Sin embargo, la caótica década de 1950 no permitió que el proyecto aeroespacial argentino avance, terminando en el lanzamiento del cohete Martín Fierro en 1956, sin carga, alcanzó una altura de 2 km. Al otro año, la Unión Soviética se convirtió en la primera nación en llevar un ser vivo al espacio, siendo la perra Laika. Éste no fue un hecho aislado, ya que a partir de aquí, muchos países pusieron interés en la astronáutica.
PERIODO DE EXPLENDOR:
Dicho anteriormente, en Argentina algunos de los más grandes avances se produjeron en la década entrante. Durante el desarrollismo de Arturo Frondizi (1958-1962) las investigaciones tomaron mayor importancia, empezando con el desarrollo de motores a propulsante sólido, en diciembre de 1959. La investigación fue emprendida por el Instituto de Investigaciones Aeronáuticas y Espaciales.5 Este creó la Comisión Nacional de Investigaciones Espaciales (CNIE), primer organismo para hacerse cargo de las tripulaciones de cohetes, por medio el decreto n.º 1164 del 28 de enero de 1960. Se designó al ingeniero Teófilo Tabanera como Presidente de la comisión.6 El 27 de junio de 1961 el Poder Ejecutivo creó por decreto el Centro de Experimentación y Lanzamiento de Proyectiles Autopropulsados Chamical bajo las siglas de CELPA. Contaba con un campo libre de 200 km.2 El gobierno había creado los organismos para la investigación del cosmos, pero el mismo, no intervenía ni supervisaba las actividades, dándole una importante libertad y autonomía a los científicos.
FAMILIA DE COHETES CENTAURO:
Una vez creados los organismos correspondientes, se empezó por crear la primera familia de cohetes, el IIAE comenzó a desarrollar la serie de los Centauro. El primero de ellos fue el Alfa Centauro, de una etapa, el Beta Centauro, dos etapas y el Gamma Centauro, también de dos etapas. La familia de cohetes estaban dotados de motores a combustible líquido.5
Alfa Centauro:
El primero de la serie, el Alfa Centauro contaba con unas dimensiones de 2705 mm de largo por 101 mm de diámetro (su ojiva), en total tenía un peso máximo de 28 kg. No poseía mucho peso de carga útil, únicamente 3,3 kg. El primer lanzamiento dio lugar el 2 de febrero de 1961,7 desde la localidad de Santo Tomás en Pampa de Achala, provincia de Córdoba. Este lanzamiento significo el primero de una aeronave construida íntegramente en la Argentina.3 Aquel primer cohete lanzado se lo nombró APEX A1-02 Alfa Centauro, fue la primera vez que la Fuerza Aérea trabajaba para crear una familia de cohetes. El Comodoro Aldo Zeoli, encargado de la Dirección de Desarrollos del Instituto Aerotécnico (DDIA) -dependiente de la Dirección Nacional de Fabricaciones e Investigaciones Aeronáuticas (DINFIA)- fue quien realizó el conteo y oprimió el botón de emisión. En el sitio, había aproximadamente unos treinta hombres, entre civiles y militares, además de un fotógrafo reportero de Clarín. El cohete alcanzó una altura de 20 km7 y el experimento se produjo sin ningún problema
Beta Centauro:
El 30 de septiembre de 1961 se lanzó el cohete sonda de dos etapas Beta Centauro, bajo la denominación APEX-A1-S2-015, en la Base Santo Tomás, en Pampa de Achala, provincia de Córdoba. Se buscaba con este lanzamiento, experimentar la separación de las dos etapas. También se probó los mediciones y los instrumentos del vehículo: velocidad de vuelo, alcance y presión atmosférica, entre otras cosas.10 La aeronave alcanzó los 25 km
Gamma Centauro:
Para la construcción del cohete Gamma Centauro de dos etapas, se comenzó haciendo una prueba el día 6 de diciembre de 1962. Al año siguiente, en CELPA, se hicieron varios ensayos de los modelos I y II.
as pruebas del Gamma Centauro siguieron en febrero de 1965, cuando por primera vez se propulsaron en simultaneo dos cohetes de la familia Gamma Centauro desde el Centro de Experimentación CELPA, y otros dos desde la Base Matienzo en la Antártida, también se probaron dos globos sonda que armó la Universidad Nacional de Tucumán, se logró llegar a 24 km de altitud. Así la Argentina se convirtió en el tercer país después de la Unión Soviética y los Estados Unidos en emprender actividades aeroespaciales desde la Antártida.11 Las experiencias resultantes, sirvieron para analizar el vuelo y estudiar los rayos X en la atmósfera.2 En agosto se efectuaron cuatro ensayos con los cohetes Gamma Centauro desde la base CELPA, todos con éxito
COHETE ORION
Empezaron las investigaciones para el cohete Orión I, el cual produciría estudios más allá de la atmósfera terrestre, como también para hacer experimentaciones con seres biológicos.2 Para ello hubo dos ensayos de vuelo: el primero se produjo en octubre de 1965, y el segundo en julio de 1966, en CELPA Chamical, provincia de La Rioja. En su ojiva, con una carga útil de 16 kg, se encontraba dotada con un delicado instrumental para mediciones.12 Se comprobó su rendimiento y se observó sus pormenores de vuelo.2
Se lo rediseño dando origen al Orión II, capaz que llevar 25 kg de carga útil, con el empleo de 85 kg de combustible, cuando el Orión I tenía solo 64 kg. Media 3770 mm de largo y 206 mm de ancho. Además del aumento en la cantidad de combustible, se utilizó materia con mayor energía, lo que produjo un alcance de 114 km de altura, considerada el punto entre la atmósfera y principio del espacio. El nuevo diseño se logró a partir de las experiencias con el Orión I. Los materiales para la fabricación de la aeronave fueron cambiados, empleándose materiales más livianos con la finalidad de reducir el peso del vehículo. Un total de treinta y dos vuelos fueron realizados.2 13 Con ellos y con los DIM, se efectuaron mediciones atmosféricas y se registro la velocidad del viento, a una altura de 80 km. Para finales de octubre de 1966 se habían lanzado tres cohetes Orión II en CELPA, desde la base Chamical, en La Rioja, siguiendo las experiencias con los técnicos estadounidenses, lanzando desde la misma base, en noviembre, cohetes Nike-Cajun 02 que volaron hasta los 130 km de altitud.
El ICTE puso en marcha en 1963 el "Programa Felino", con la finalidad de educar y adiestrar personal, también para analizar materiales para trabajos posteriores. Se realizaron un total de ochenta y siete lanzamientos en cinco años bajo aquel programa, de los cuales, solo ocho no tuvieron éxito. Destacándose lanzamientos como el Gato Negro A-1, el Tigre A-2, el Jaguar A-3, el Leopardo A-4 y el Sonda Pantera A-5. Estas misiones produjeron importantes avances en la detección del granizo.2 Después de encabezar numerosos lanzamientos exitosos, en 1970 el Comodoro Aldo Zeoli fue nombrado presidente del Instituto de Investigación Aeronáutica y Espacial.
Justo cuando los ingenieros buscaban hacer un combustible producido enteramente en Argentina, se produjo el proyecto BIO, el cual consistía en mandar al espacio cohetes telemetrados con pequeños animales (ratas o monos) para recuperarlos con vida. Los científicos del ICTE se emprendieron en la experiencia de llevar vida al espacio exterior. Una camada de ratones de raza Wistar, fueron previamente seleccionados para el proyecto BIO. Se construyeron cápsulas especiales con el instrumental adecuado para analizar el comportamiento de los ratones durante el vuelo. El primer grupo de ratas astronautas se encontraba compuesto por: Alejo, Aurelio y Anastasio, el segundo grupo estaba constituido por: Braulio, Benito y Belisario, y el tercero por Celedonio, Cipriano y Coco. Después de rigurosas pruebas y estudios fisiológicos, Belisario, fue la rata elegida para la misión. Fue colocado y sujetado dentro de una cápsula en el interior de la ojiva del cohete Orión II. El lanzamiento se produjo el 11 de abril de 1967, en la Escuela de Tropas Aerotransportadas, provincia de Córdoba. Aquel vector se elevó y al minuto se separo su carga útil, luego se desplegó su paracaídas y comenzó a descender muy despacio a tierra firme. Los científicos pudieron ver al instante que Belisario se encontraba con vida, aunque algo nervioso. Durante el vuelo perdió ocho gramos.2
COHETE CANOPUS
Continuando con el desarrollo de cohetes sonda, posterior a las evaluaciones brindadas por los programas Centauro y Orión, estaba presente la idea de diseñar un cohete de dos etapas, con suficiente potencia para cargar 30 kg y alcanzar una altura de 200 km. La segunda etapa era el mismo cohete Orión II, dando inicio a lo que más tarde sería el Rigel. El primer paso fue experimentar con un nuevo motor mucho más potente, dando origen al cohete Canopus, para luego dar vida al cohete sonda Canopus II. La primer prueba del prototipo fue posible en noviembre de 1966, mientras que el segundo ensayo fue en julio de 1967.14
El Canopus II se uso para probar tecnología que se emplearía en el futuro cohete Rigel. El 22 de diciembre de 1969 en CELPA en Chamical provincia de La Rioja, una prueba preliminar del cohete sonda Tauro fue efectuada. En el ensayo, el cohete rompió todas las barreras cuando voló a una sorprendente altura de 550 km. En este momento la Argentina se encontraba en la cima del mundo, alcanzando este tipo de metas.
Uno de los logros más grandes que obtuvo Argentina, se produjo el 23 de diciembre de 1969 (meses después de la llegada del hombre a la Luna), cuando en un lanzamiento de un cohete Canopus II se envió al mono Juan más allá de la atmósfera, a unos 82 km con total éxito, siendo además, la cuarta nación en enviar un ser vivo al espacio y retornarlo con vida, solo detrás de los Estados Unidos, la Unión Soviética y Francia. Juan era un mono caí proveniente de la provincia de Misiones, tenía un peso de 1,5 kg y medía 45 centímetros de alto. Este experimento llamado Experiencia BIO II, contó con la ayuda y activa participación del Instituto Nacional de Medicina Aeronáutica y Espacial, y la CNIE.
Poco después el cohete Canopus II fue propulsado, esta nave llegó más allá de la atmósfera. Entre los años 1960 a 1972 se fabricaron y lanzaron varias familias de sondas espaciales, ellas fueron la Orión, Canopus, Rigel y Castor. La historia del mono Juan está relatada en el documental Juan, el primer astronauta argentino, de Diego Julio Ludueña.
COHETE RIGEL
Mediante el ensayo del Canopus I y II, el primer cohete corresponde a la primera etapa del Rigel, mientras que la segunda etapa era el Orión II. Para que en julio de 1967, se construya el Rigel, propulsado en diciembre del mismo año en la base CELPA, en Chamical, provincia de La Rioja.3 Era el tercer cohete de dos etapas que se desarrollaba en Argentina, otros fueron el Beta Centauro y el Gamma Centauro. Esta aeronave significo la primera en su tipo en lograr alcanzar los 200 km de altura, superando el record alcanzado en ensayos posteriores en toda Sudamérica.
Paralelamente, se lanzaron cohetes para experimentar con la medición del viento, por medio del programa EXAMETNET. Se propulsó el Arcas el 15 de noviembre de 1967, y el Judi en 13 de diciembre del mismo año.
COHETE CASTOR
El cohete Castor fue el cuarto de la categoría de vehículos de dos etapas, planificado por el IIAE. La primera etapa se encontraba constituida por cuatro motores del tipo Canopus II en racimo: el empuje producido era de 10 toneladas, mientras que la segunda era de 2500 kg.7 Si bien no posee un sistema de guiado, el cohete esta dirigido en sus dos etapas por cuatro aletas por etapa.18 El propulsante empleado era perclorato de amonio, poliuretano y aluminio, y se propulsaba durante 220 segundos.19 Las dos etapas estaban conectadas por medio de un aro cilíndrico, en su interior tenía un cordón explosivo de carga hueca, se encendía por dos detonadores eléctricos para la separación de las etapas.7
Un primer ensayo tuvo lugar el 22 de diciembre de 1969 en la base CELPA Chamical, este lanzamiento fue parte de la "Experiencia Navidad" (el lanzamiento se produjo horas antes del viaje del mono Juan). Pero esa vez solo se usó la primera etapa, alcanzando 70 km. El 16 de diciembre del año siguiente, se emprendió el "Operativo Ñahuí", cuando la Fuerza Aérea lanzó un cohete Castor X-2 desde la ya citada base Chamical CELPA. Su ojiva estaba dotada con instrumental fotográfico capturar imágenes a grandes alturas.19
El primer lanzamiento operativo de un cohete Castor se produjo un 22 de noviembre de 1973, desde la base CELPA Chamical, para el estudio de nubes de iones, la experiencia formó parte del programa llamado EGANI, proyecto cooperativo entre la Comisión Nacional de Investigaciones Espaciales (CNIE) y el Max Planck Institut für Extraterrestrisches Physik (MPE) de Alemania. Se construyó una versión perfeccionada del Castor a fines de 1975, en la base Vicecomodoro Marambio, en la Antártida Argentina, llevando una carga útil de 46 kg a una altura de 470 km.7 20 En 1979 se realizaron lanzamientos de este cohete desde Punta de Lobos, Perú.
COHETE TAURO
El cohete Tauro, diseñado con fines científicos, fue el último desarrollado íntegramente en Argentina. La experiencia estuvo al mando del comodoro ingeniero Ricardo Vicente Maggi, fue lanzado el 10 de diciembre de 1981 desde la base de Chamical. Contaba con un sofisticado instrumental fotográfico y una tecnología sin procedentes en América del Sur, para estudiar la geografía y los recursos naturales del país.
PROYECTO CONDOR
Poco tiempo después de la derrota de la guerra de Malvinas en el año 1982, se produjo una reunión secreta entre brigadieres y comodoros en la sede de la Fuerza Aérea. En aquel encuentro los comandantes se pusieron de acuerdo en desarrollar un misil balístico de alcance medio, el Cóndor II, el cual se estipulaba que sería capaz de llevar con sigo una carga explosiva de 500 kg. Tras el retorno de la democracia en 1983, el primer jefe de la Fuerza Aérea le comunico al presidente Raúl Alfonsín sobre el proyecto. El jefe de Estado firmo un decreto en secreto que avalaba su continuación. Pero luego del traspaso democrático producido precozmente en 1989, las presiones por los Estados Unidos y económicas por el FMI aumentaron, dando así el presidente Carlos Menem la orden de desarmar el misil Cóndor II y llevar sus partes a Estados Unidos para el desmantelamiento final.
CONDOR I
El Cóndor I estaba destinado fundamentalmente al desarrollo de un motor cohete, y utilizar eventualmente este cohete para investigaciones atmosféricas, con un apogeo de 300 km y una carga de pago de alrededor de 400-500 kg.
Los primeros ensayos estáticos del motor se realizaron -aparentemente- a mediados de 1983, y se tenía planeado lanzar el primer Condor I hacia fines de 1985, cosa que nunca ocurrio.-
CONDOR I - A III
La segunda etapa del proyecto consistió en el desarrollo del CONDOR II, pero previamente para poder probar la tecnología en vuelo, se cree que desarrollaron el Alacrán (nombre código Condor I-A III), de 6,50 mts. de largo por 0,56 mts. de diámetro; este vector podía portar una carga útil de 250 kg., y tenía un alcance de 115 Km.- La ojiva de materiales compuestos del Alacrán tendría una capacidad para albergar una cabeza de guerra compuesta por una bomba racimo, conteniendo 1000 granadas CAM-1, con un radio de dispersión de 2 manzanas.
Este misil tendría el mismo tipo de combustible y características de construcción del Condor I, pero en realidad era un misil táctico de artillería. El Alacrán fue disparado varias veces desde 1988, incluso en una oportunidad por el entonces presidente C. Menem desde El Chamical en La Rioja; y hasta se lo probó con una ojíva con submuniciones como cabeza de guerra.
CONDOR II
Poco tiempo después de la derrota de la guerra de Malvinas en el año 1982, se produjo una reunión secreta entre brigadieres y comodoros en la sede de la Fuerza Aérea. En aquel encuentro los comandantes se pusieron de acuerdo en desarrollar un misil balístico de alcance medio, el Cóndor II, el cual se estipulaba que sería capaz de llevar con sigo una carga explosiva de 500 kg. Tras el retorno de la democracia en 1983, el primer jefe de la Fuerza Aérea le comunico al presidente Raúl Alfonsín sobre el proyecto. El jefe de Estado firmo un decreto en secreto que avalaba su continuación. Pero luego del traspaso democrático producido precozmente en 1989, las presiones por los Estados Unidos y económicas por el FMI aumentaron, dando así el presidente Carlos Menem la orden de desarmar el misil Cóndor II y llevar sus partes a Estados Unidos para el desmantelamiento final.
El ambicioso proyecto fue desarrollado conjuntamente con Alemania (quién proveyó la tecnología), Irak y Egipto (quienes financiaron el proyecto), mientras que Argentina colaboro aportando el personal científico e instalaciones. Dos años después se construyó un laboratorio subterráneo en Falda del Carmen, provincia de Córdoba. Para ese momento los servicios secretos de Israel y Gran Bretaña ya estaban enterados de la construcción del misil, al igual que la CIA estadounidense.
Los ingleses temían que Argentina ataque a las islas Malvinas con misiles, ya que el Cóndor II estaba hecho precisamente para llegar hasta el archipiélago. Por otro lado, la inteligencia israelita estaba preocupada por las contribuciones que estaban teniendo los países árabes en el proyecto. Había un gran temor por el posible traspaso de tecnologías y conocimientos entre Argentina y el país árabe.
En su momento se estudio la construcción de una cabeza nuclear, pero no se disponía del material radioactivo adecuado. Paralelamente el cohete de gran envergadura se había proyectado para ser un lanzador de satélites, sin necesidad de ayuda externa.
El Cóndor II era un vehículo de 16 metros de alto por 0,80 de diámetro, de dos etapas, con un sistema de control de todo el vector, por medio de una tobera basculante por cada etapa. Estaba diseñado con superficies aerodinámicas. Tenía sensores de control de altitud y sistema de control de velocidad. El cohete seria controlado por computadoras intercomunicadas, de haber sido lanzado, se calculaba que hubiera traspaso la barrera de los 1.000 km con una carga bélica de 500 kg
FALDE DEL CARMEN: EL NIDO DEL CONDOR
El la localidad de Falda del Carmen se construyo una facilidad para el desarrollo y construccion del misil condor. Para la construcción y equipamiento de la misma se invirtieron unos U$S 400 millones de dolares y llegaron a trabajar alrededor de 800 personas. En Iraq y Egipto, se contruyeron plantas gemelas a la de Falda del Carmen, estos paises invirtieron en el proyecto y esperaban obtener a cambio la tranferencia de tecnologia para fabricar sus propios misiles.
El Instituto de Investigaciones Científicas y Técnicas de las Fuerzas Armadas (CITEFA) opero en Falda del Carmen durante el proyecto Cóndor II.
Irak puso fin a los contratos a finales de 1988, por demoras en los plazos, Irak se centro en la modificacón y repotenciación de los misiles sovieticos Scud, estas versiones fueron denominadas Al Hussein.
La planta de Falda del Carmen es uno de los sitios donde la aeronáutica militar trabajó más de una década en la investigación y desarrollo de un sistema de tecnología de misiles de combustible sólido, los resultados fueron los prototipos de los misiles Cóndor I y Cóndor II.
El presidente Carlos Menem ordenó a principios de esta década, una de la destrucción de los misiles y el desmantelamiento de las instalaciones de Falda del Carmen, obedeciendo a las presiones ejercidas por el Gobierno de los Estados Unidos a través de su embajador Terencio Todman y de ministro de Economía Domingo Cavallo.
link: http://www.youtube.com/watch?v=zz5SWnt5-6A
LOS PICHONES DEL CONDOR
PROYECTO TRONADOR: U.S.A. temio el renacimiento del Cóndor
El gobierno de Estados Unidos temió que la Argentina impulsaba la resurrección de su misil Cóndor, lo que de concretarse podía potenciar una carrera armamentística en la región. Y ese temor llevó a la poderosa secretaria de Estado de George W. Bush, Condoleezza Rice, a involucrarse en las negociaciones bilaterales para buscar una salida.
La jefa de la diplomacia norteamericana durante el segundo mandato del presidente George W. Bush llegó a transmitirle a Buenos Aires que estaba preocupada por los planes de la Comisión Nacional de Actividades Espaciales (Conae) y reclamó que los inspectores norteamericanos tuvieran acceso irrestricto a las instalaciones del proyecto para verificar cuáles eran sus verdaderos fines.
Las exigencias continuaron con el gobierno de Barack Obama. Sólo se apaciguaron a partir de las garantías que ofreció el titular de la Conae, Conrado Varotto, que se convirtió en el interlocutor directo con Washington y demostró los fines pacíficos del proyecto Tronador, con el que la Argentina prepara un lanzador propio de satélites en base a combustible líquido, lejos de las ambiciones militares del Cóndor, desactivado en 1993 por presión de la Casa Blanca.
Dieciséis años después de aquel cortocircuito, las negociaciones estuvieron cerca de fracasar a raíz de un proyecto paralelo que, en las mismas instalaciones de Falda del Carmen y con algunas de las máquinas de la Conae, promovió el ministro de Planificación Federal, Julio De Vido. Impulsó fabricar cohetes militares, lo que derivó en una confrontación con el canciller Jorge Taiana. Eso, admitió Varotto y reportó en diciembre de 2009 la embajadora Vilma Martínez, podía significar "el fin del programa de LSV [lanzamiento de vehículos espaciales] y alguien tendría que asumir la responsabilidad por eso".
Las primeras señales de alarma se habían encendido en septiembre de 2007, cuando el entonces embajador, Earl Anthony Wayne, alertó que había visitado la Conae y Varotto le había informado que planeaban desarrollar el Tronador y que estaba dispuesto a "subirse a un avión, esta noche", rumbo a Washington para ofrecer las garantías necesarias.
Tres meses después, la respuesta llegó de la cúspide de Washington, con la firma de Rice. Le pidió a Wayne que les transmitiera a los argentinos que "Estados Unidos no apoya" su plan, pero que dado que la Conae pensaba avanzar igual y para no generar más rispideces bilaterales, sólo pedirían "transparencia total", lo que en la práctica implicaba visitas a la planta y acceso a los planes, directivos, científicos y materiales, lo que quedó plasmado en tres cables de Wayne, en mayo, junio y agosto de ese año.
Tras la respuesta positiva de la Argentina, Washington avanzó otro paso en septiembre. Siempre con la firma de Rice, trazó el cronograma tentativo de visitas, reuniones y consultas bilaterales de nivel técnico y cuya primera fecha sobre "el estado de situación" trazó para cuatro meses después, a fines de enero de 2009.
Por entonces, Varotto sostenía que la Argentina contaría con su propio cohete lanzador de satélites, el Tronador II, en cuatro años y con capacidad de carga de 200 kilos. "Es un desarrollo complejo, son cosas difíciles, pero hasta ahora todo va de acuerdo con lo previsto", dijo Varotto a La Nacion en octubre de 2008, desde Estados Unidos.
Rice volvió a la carga en enero de 2009, días antes de que Bush cediera la Casa Blanca a Obama y días antes, también, de la reunión formal prevista en Washington. Clarificó qué pretendían obtener los expertos norteamericanos y el cronograma de reuniones para obtener ese "cuadro de situación". De allí en más, Estados Unidos elogió el profesionalismo de Varotto y la transparencia que facilitó dentro de la Conae. Hasta que a fines de ese año, la actual embajadora en Buenos Aires, Martínez, transmitió posibles problemas con De Vido y la entonces ministra de Defensa -hoy de Seguridad-, Nilda Garré, y los temores del propio Varotto sobre la posible "militarización" del programa.
TRONADOR I
El proyecto Tronador I consiste en el ensayo tecnológico para la validación en vuelo de un motor de combustible líquido y su correspondiente estructura aerodinámica, que surgen de una serie de ensayos estáticos, de resistencia, aerodinámicos, etc.; de todo el conjunto del vehículo portador, y a su vez las mediciones necesarias para el desempeño funcional de todos los componentes del mismo, como así también todo el equipo de apoyo en tierra y la integración de todos los sistemas y subsistemas necesarios para realizar exitosamente la validación en vuelo.
En este proyecto también se pondrá a prueba una metodología de trabajo en equipo coordinados por la CONAE (Comisión Nacional de Actividades Espaciales) y que agrupa a diferentes instituciones como el IUA (Instituto Universitario Aeronáutico), la CNEA-IB (Comisión Nacional de Energía Atómica, Instituto Balseiro) y otras instituciones encargadas de brindar tanto apoyo logístico como así también de instalaciones para los ensayos de validación.
Desde el año 1995 la CONAE (Comisión Nacional de Actividades Espaciales) ha incluido en su plan espacial la intención de diseñar, desarrollar y construir un vector de combustible líquido con capacidad para la inclusión de pequeñas cargas satelitales en orbita, con la intención de aprovechar toda la experiencia y capacidad de científicos, ingenieros y técnicos en nuestro país, incluyendo este punto en particular en el "Plan Espacial Nacional", categorizando el mismo como un vector o inyector con capacidad satelital de combustible líquido y de factibilidad económica para la explotación con fines pacíficos del espacio de acuerdo con acuerdos internacionales.
A partir del 2001 se comienza con los cálculos para el diseño del vector a cargo principalmente del IUA (Instituto Universitario Aeronáutico). El 27 de Mayo de 2004 se realiza un primer ensayo del motor en las instalaciones de CITEFA (Instituto de Investigaciones Científicas y Técnicas para la Defensa) en Villa María, Córdoba. A fines del 2005 se lleva a cabo el ensayo del conjunto motor del Cohete Tronador I, en las instalaciones del CITEFA (Centro de Investigaciones Científicas y Técnicas de la FAA), sito en Villa María. El objetivo de dicho ensayo fue la prueba de un nuevo inyector de propelentes desarrollado y fabricado conjuntamente entre el Instituto Balseiro y el Instituto Universitario Aeronáutico. El ensayo se realizó bajo la supervisión de personal de CITEFA, CONAE, Instituto Balseiro y del IUA. El motor ensayado es del tipo bipropelente líquido que utiliza anilina y ácido nítrico. La experiencia resultó exitosa, obteniéndose un quemado parejo y un empuje acorde a los cálculos teóricos previos. El encendido, ocurrió en forma suave, hecho muy importante para mantener la integridad del conjunto. El inyector ensayado mostró un compartimiento y performances claramente mejores respecto al modelo utilizado previamente.
Características técnicas
El proyecto Tronador I es un vector de ensayo con una mínima capacidad para portar instrumentos de registros para el análisis posterior de los datos recolectados en el vuelo de validación.
Carga útil
El compartimiento de la carga útil consiste en una porción de fuselaje de diámetro 150 mm. y el cono u ojiva ubicados en el extremo superior del vector y construidos en materiales compuestos, con una capacidad máxima de 4 kg. La carga útil consiste en todo el equipamiento necesario para la funcionalidad del vector como así también el equipamiento e instrumentos necesarios para el registro de datos de vuelo del mismo. Se desconoce si este prototipo cuenta con algún sistema de recuperación. El equipamiento e instrumental consta de:
Módulo de adquisición de datos y generación de telemetría.
Módulo de lectura de sensores.
Módulo de acondicionamiento de energía.
Receptor GPS y su correspondiente sistema de antena.
Sensores de presión y acelerómetros.
Transmisor de banda S y su correspondiente sistema de antena.
Pack de baterías.
Sección de tanques
La sección de tanques consta de tres tanques internos, un tanque presurizado para Nitrógeno gaseoso a 200 bar, un tanque de combustible (Anilina) y un tanque de oxidante (ácido Nítrico), todo construidos principalmente con materiales compuestos, lo que permite aligerar el peso final del vector. Entre el tanque de N2 y los tanques de combustible y oxidante se encuentra una sección de separación interetapas la cual permite alojar las válvulas y conexiones del sistema hidroneumático del cohete. En la parte inferior de todo el conjunto otra sección de acople interetapas permite el acople de todo el sistema de tanques a la sección del motor, y contiene las válvulas y conexiones que alimentan la cámara de combustión.
Sección de motor
El conjunto de la sección del motor se compone de dos piezas fundamentales del vector, la primera es el motor propiamente dicho, que consiste en una cámara de combustión y una tobera construida en materiales refractarios o de baja conductividad térmica como el grafito. La segunda es el sistema de estabilización aerodinámica, la cual esta montada sobre esta sección con una cuaderna. El vector no posee ningún sistema de guía y su estabilización es totalmente aerodinámica, mediante cuatro aletas de forma rectangular con un decalaje que le infiere al vehículo una estabilización giroscópica a una velocidad de entre 1.7 y 5 rps.
link: http://www.youtube.com/watch?feature=player_detailpage&v=IyuEvR4kWJM
TRONADOR II
Tronador II es el nombre que recibe la segunda etapa del proyecto de desarrollo de lanzadera espacial o cohete de transporte argentina/o a cargo de la Comisión Nacional de Actividades Espaciales (CONAE), organismo gubernamental responsable del Plan Nacional Espacial de Argentina. Comenzó a desarrollarse en la segunda mitad de la década pasada a pedido de la CONAE, siendo la empresa VENG (sigla de Vehículo Espacial de Nueva Generación), sociedad de capitales públicos y privados, la contratista primaria. Tronador II es un cohete multietapa de un solo uso, proyectado para colocar satélites en órbita polar y para enviar cargas a órbitas bajas. Se calcula que por su bajo costo de lanzamiento el Programa Tronador, una vez constituido como tal, sería capaz de realizar entre 5 y 10 lanzamientos al año; dependiendo de la demanda generada, derivada no solo del Plan Nacional Espacial de Argentina, sino también de los diferentes acuerdos de cooperación con otras agencias espaciales internacionales.
El cohete Tronador II tiene como antecesor inmediato al denominado Tronador I que constituyó la primer etapa del mencionado Proyecto Tronador, también conocido a nivel gubernamental como Proyecto Veng . La versión preliminar del Tronador I, un pequeño cohete monoetapa de 3,4 metros de longitud, fue lanzado con éxito en 2007; al igual que la versión subsiguiente (denominada Tronador Ib) de 6 metros de longitud (lanzado en 2008). Si bien éste sirvió como probador tecnológico, para poder permitir el avance hacia otro tipo de cohete, el Tronador II, será muy superior técnica y prestacionalmente a su antecesor (el Tronador I sólo llega a 20 km de altitud, y puede llevar una escueta carga útil).
Cabe destacar que el Tronador II está proyectado especialmente para funcionar como un vector de carga de extrema precisión y muy bajo rango de error, con capacidad para enviar al espacio satélites de estructura segmentada. Este tipo de satélites, totalmente innovadores y desarrollados también por la CONAE, constarán de estructuras segmentadas y pequeñas, cada una con su propio instrumental; cada una de estas "partes" con instrumental autónomo podrán tener tanto la capacidad de ir "ensamblándose" unas con otras en el espacio, o bien de operar de manera coordinada a modo de "constelación" o en "clusters", a una distancia precisa entre sí.
Los principales componentes del cohete se desarrollan en el Centro Espacial Teófilo Tabanera ubicado en Falda del Carmen (provincia de Córdoba) a 39 kilómetros de la capital provincial, donde funciona la CONAE. Allí se concentra la mayor cantidad de ingenieros especializados dedicados al proyecto; donde se están desarrollando principalmente el sistema de propulsión y los componentes de la aviónica (electrónica de vuelo). También están participando del proyecto otros entes o actores del sistema científico y tecnológico nacional argentino como el Centro de Investigaciones Ópticas del Conicet (CIOP), el Instituto Balseiro (perteneciente al Centro Atómico Bariloche) (CAB-CNEA), el Instituto Universitario Aeronáutico de Córdoba (IUA) y el Grupo de Ensayos Mecánicos Aplicados de la Facultad de Ingeniería de la Universidad Nacional de La Plata (GEMA), así como el Instituto Argentino de Radioastronomía del Conicet (IAR) y la Universidad Nacional de Córdoba.
El cohete utilizará como propelente un compuesto derivado de la hidracina, un combustible líquido probadamente exitoso en la mayoría de los proyectos espaciales de otros países. La potencia de la hidracina permite colocar una carga útil (satélite) de entre 200 y 400 kg de peso, en órbitas entre los 600 y 700 km de distancia de la superficie terrestre. Además permite una gran maniobrabilidad y precisión gracias a la posibilidad de encender y apagar los motores una vez iniciado el despegue (los combustibles sólidos, utilizados básicamente en proyectos militares, no dan esa posibilidad). Precisamente el diseño y el proyecto integral del lanzador se han hecho siguiendo los estándares internacionales como para evitar su potencial uso militar; cumpliendo con el "Régimen de Control de Tecnología Misilística (MCTR)", organismo internacional que actualmente preside la Argentina y que prohíbe la transferencia de tecnologías misilísticas a países en vías de desarrollo.
Si bien las anteriores bases de lanzamientos de prueba estuvieron situadas en Pampa de Achala (Córdoba) y Chamical (La Rioja), el Tronador II será lanzado desde Puerto Belgrano, cerca de Bahía Blanca. “Nuestro objetivo son los satélites de órbita polar y Puerto Belgrano nos da la posibilidad de realizar lanzamientos hacia el mar con toda la zona despejada en dirección polar. Por otra parte se encuentra dentro de la base de la Armada Argentina, lejos de zonas densamente pobladas, lo que la hace un área segura para lanzamientos”, explica el ingeniero Juan Cruz Gallo, gerente general y técnico de VENG SA, empresa estatal dependiente de CONAE y a cargo del proyecto de manera directa.
Futuro prometedor
Con el presente desarrollo del Tronador II como lanzadera espacial, la Argentina cerrará el ciclo de desarrollo tecnológico espacial y podrá ingresar en el club de países que disponen de vehículos espaciales propios; en la actualidad tan sólo ocho países cuentan con lanzadores de satélites, además de Estados Unidos: Rusia, Japón, Francia (Unión Europea), China, India, Pakistán, Israel y Corea del Norte. La meta que se han propuesto los científicos argentinos es fabricar un cohete de 33 metros de longitud y de aproximadamente 64 toneladas de peso; el mismo, que ya se perfila como futuro primer vehículo espacial de América del Sur, será un vehículo de trayectoria controlada para lo que dispondrá de los correspondientes sistemas de navegación, de guiado y control, diseñados y construidos en el país con el objetivo de actuar de manera confiable, segura, barata e independiente.
FAS - 1500
Como parte del plan de acceso al espacio que impulsa el Ministerio de Defensa, la Fuerza Aérea desarrolló un vehículo suborbital de alta performance denominado FAS-1500 de dos etapas con el objetivo de colocar cargas útiles de 200 kg a 350 km de altitud, mediante el uso de motores de la familia Gradicom y con la participación del IUA en el mismo.
Este desarrollo le permite a la FAA el desarrollo de sistemas altamente complejos y materiales de calificación espacial, sistemas de vuelo diversos como sistemas de separación y recuperación de carga útil, sistema de teledestrucción para lanzadores de satélites, sistemas de sensores a bordo para registro y medición de parámetros de vuelo y Sistemas de telemetría redundantes.
También fueron probados componentes a ser utilizados en futuros lanzadores satelitales. Con estos ensayos la FAA gana en experiencia y entrenamiento en operaciones espaciales con vistas al desarrollo de tecnología satelital necesaria para colocar satélites de uso civil y militar. Para la Fuerza Aérea es un paso en la línea de recuperación en el desarrollo de cohetes, interrumpida desde la cancelación del Alacrán y Cóndor II.
Características del FAS 1500
Peso de despegue: 2050 kg
Carga útil: 200 kg
Apogeo de trayectoria: 350 km
Número de motores: 5 (4+1)
Número de etapas: 2
Empuje de primera etapa: 18000 kg
Empuje de segunda etapa: 4500 kg
Tiempo de combustión por etapa: 15 segundos
Velocidad máxima: Mach 10
PROGRAMA GRADICOM
CITEDEF muestra una larga trayectoria en el campo de los autopropulsados, tanto cohetes como misiles.
Las dos categorías de vectores se diferencian fundamentalmente por la capacidad de ser guiados a posteriori de su lanzamiento.
Los cohetes son vehículos de trayectoria libre usados en artillería y como portadores de sondas científicas para estudios de la alta atmósfera.
CITEDEF en esta etapa está concretando un programa de desarrollo en este campo que le permitirá a nuestro país recuperar capacidades e iniciar nuevamente la senda del progreso.
Entre esas etapas se cuentan :
Desarrollo Cohetes y Lanzacohetes de artillería para desenvolvimiento táctico de distintas unidades del EEAA.:
En los casos de alcances de hasta 30 km los desarrollos se componen típicamente por cohetes de artillería de trayectoria libre, cuya puntería se basa fundamentalmente en los parámetros de lanzamiento y condiciones ambientales. Como es notorio son elementos tácticos, de defensa, transportables a distintos teatros de acción
Desarrollo de Vectores:
PCX - 900 (GRADICOM I)
En 2009 se concretó en el lanzamiento del GRADICOM PCX con el fin de homologar en vuelo el motor GRADICOM.
El motor Gradicom es de combustible sólido: HTPB, perclorato de amonio, aluminio y otros compuestos.
Diámetro: 32 cm
Longitud: 2,5 m1
link: http://www.youtube.com/watch?feature=player_detailpage&v=0e7usZF2OiY
GRADICOM II (PCX2)
Desarrollado por el Centro de Investigaciones Científicas y Tecnológicas para la Defensa CITEDEF, el Gradicom 2 es un vector de dos etapas basadas en el desarrollo del Gradicom 1 PXC1 y con el que se supera un nuevo e importante escalón en el programa de desarrollo, que permite extender en forma importante el alcance en altura de los actuales vectores argentinos.
Según el director del proyecto, unos 70 expertos desarrollaron el combustible sólido, chasis, telemetría y la electrónica del vector, en un trabajo que demoró un año y en el que se invirtieron cuatro millones de pesos. La altura que se esperaba alcanzar en su lanzamiento se situaba entre los 100 y 120 km de altura, aunque faltan datos oficiales que confirmen con precisión si se logró este objetivo. El Gradicom II pesa 933 kilos y mide 7,7 metros.
Según CITEDEF, el objetivo final del proyecto es lograr un vector que pueda ser usado con fines bélicos, como misil (con sistema de guiado y control) o cohete (trayectoria libre) y también con objetivos civiles.
El Instituto Universitario Aeronáutico y el Centro de Investigaciones Aplicadas de la Fuerza Aérea, ambos de Córdoba participaron del proyecto. También colaboró el banco balístico del CITEDEF que se encuentra en la ex Fábrica Militar de Villa María.
link: http://www.youtube.com/watch?feature=player_embedded&v=CRLlCgr8sqg
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