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Coheteria militar Argentina



cohetes militares Argentinos



El lanzamiento del primer satélite de la historia el sputnik 1 realizado por la unión soviética en 1957 despertó el interés de los científicos argentinos por la industria aeroespacial poniendo en marcha a partir de 1961 un programa que habría de colocar a la argentina entre la primeras naciones comprometidas con la carrera espacial desarrollando una serie de cohetes íntegramente nacionales.



Inicio de la Coheteria en el pais




Tras la creación de la Comisión Nacional de Investigaciones Espaciales se trajeron profesionales para capacitar a nuestros personal, llegando a la conclusión tras la visita del vicepresidente de la NASA en 1960 que la mejor manera de aprender coheteria es de forma practica de esta manera se pensó en desarrollar un cohete de investigación espacial cuyo prototipo se llamo Alfa Centauro quien daría nacimiento a toda un familia de cohetes nacionales



Cohete Sonda Alfa Centauro


El cohete en cuestión tenía una longitud total de 2.70 mt y un peso de 28 Kg. Estaba pintado a cuadrados blancos y negros. El tubo motor de acero medía 1.61 mt con un diámetro de 9.4 cm, la cápsula hecha en aluminio tenía una longitud de 1.08 mt, La carga consistía en un timmer y un paracaídas de recuperación.



Características técnicas:

Constructor: I.I.A.E.
Constructor: IIAE
Etapas: 1
Propelente: Bibásico
Peso: 28 kg
Longitud: 2,7 mts
Diámetro: 9,4 cm
Función: Cohete Sonda.
1er Lanzamiento: 02-febrero-1961
Apogeo: 20 km




La parte instrumental era una radio baliza para seguimiento y recuperación, un instrumento de medición de aceleración y uno de presión para determinar la altitud alcanzada. El propulsante consistía en un grano neutro con combustión central y periférica confeccionado en la Fabrica de Pólvoras y Explosivos de Villa María.





Cohete Sonda Beta Centauro


El principal objetivo de esta primera experiencia fue probar en vuelo la separación de etapas realizada a 700 m de altitud. El segundo objetivo fue lograr la operatividad de la cápsula con su instrumental de medición de aceleración de vuelo y de presión atmosférica, lo que permitiría obtener los datos de la velocidad de vuelo y alcance.



El primer lanzamiento se produjo el sábado 30 de septiembre de 1961, a las 14:30 hs., desde la "Base Santo Tomás" de la FAA, situada en Pampa de Achala, Córdoba.
Este cohete de dos etapas ya que le habían precedido catorce lanzamientos de Alfa Centauro de una etapa.




Etapas: 2
Propelente: Sólido
Peso: 47 kg aprox.
Longitud: 3,7 mts
Diámetro: (1ra etapa: 9,4 cm, 2da: 7,9 cm)
Función: Cohete Sonda.
1er Lanzamiento: 30-septiembre-1961




Cohete Sonda 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.



Etapas: 2
Propelente:
Peso: 31,5 kg
Longitud: 2,4 mts
Diámetro: (1ra etapa: 13,4 cm, 2da: 9,1 cm)
Función: Cohete Sonda.
1er Lanzamiento: 27-agosto-1964






COHETE ORION


El Orión I, se diseño para realizar estudios más allá de la atmósfera terrestre, y para hacer experimentaciones biológicas. Para ello hubo dos ensayos de vuelo: el primero s en octubre de 1965, y el segundo en julio de 1966, en CELPA Chamical, La Rioja. En su ojiva, contaba con una carga útil de 16 kg, que se encontraba dotada con un delicado instrumental para mediciones.



ORION I
Etapas: 1
Propelente: Compuesto. Poliuretano
Peso: 99 kg
Longitud: 2,6 mts
Diámetro: 21 cm
Función: Cohete Sonda.
1er Lanzamiento: 20-octubre-1965






ORION II

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.




ORION II
Etapas: 1
Propelente: Compuesto. Poliuretano
Peso: 140 kg
Longitud: 3,7 mts
Diámetro: 20,6 cm
Función: Cohete Sonda.
1er Lanzamiento: 19-mayo-1966







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, y un alcance de 200 km. 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.



CANOPUS I
Etapas: 1
Propelente: Compuesto. Poliuretano
Peso: 276 kg
Longitud: 4 mts
Diámetro: 27,85 cm
Función: Cohete Sonda.
1er Lanzamiento: noviembre-1966




La primer prueba del prototipo fue posible en noviembre de 1966, mientras que el segundo ensayo fue en julio de 1967.


CANOPUS II
Etapas: 1
Propelente: Sólido
Peso: 280 kg
Longitud: 4,7 mts
Diámetro: 27,85 cm
Función: Cohete Sonda.
1er Lanzamiento: 16-abril-1969



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.





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.



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.



Etapas: 2
Propelente: Compuesto. Poliuretano
Peso: 330 kg
Longitud: 6,23 mts
Diámetro: (1ra etapa: 27,854 cm, 2da: 20,6 cm)
Función: Cohete Sonda.
1er Lanzamiento: 1967
Apogeo: 260 km







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



Constructor: IIAE
Etapas: 2
Propelente: Sólido
Peso: 1200 kg
Longitud: 8,4 mts
Diámetro: (1ra etapa: 68,5 cm, 2da: 27,8 cm)
Función: Cohete Sonda.
1er Lanzamiento: 22-diciembre-1969
Apogeo: 400 km





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






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.





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 Cóndor I hacia fines de 1985, cosa que nunca ocurrio.






CONDOR I - A III Alacran


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 Cóndor 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 Cóndor 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 ojiva con submuniciones como cabeza de guerra.






Misil Balistico 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.






TRONADOR I




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.



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.





VEX 1B Tronador II cohete experimental


El VEX 1B, es el segundo de una serie de 3 a 6 cohetes experimentales a lanzar como prototipos para perfeccionar el lanzador satelital Tronador II.
En el primer lanzamiento el VEX 1A se elevo unos 2mts antes de caer al suelo y partirse a la mitad a pesar de esto se logro hacer lo previsto que era recabar datos importante del despegue y verificar el funcionamiento correcto de todos sus sistemas y subsistema.




El segundo lanzamiento se realizó con éxito en Pipinas, Provincia de Buenos Aires el 15/08/2014 a las 19.25 hs sirviendo para probar en vuelo el sistema de propulsión, de navegación, guiado y control, todos de desarrollo nacional.




link: https://www.youtube.com/watch?v=1Gy8gVNriYo

El cohete tiene un largo de 14,5 metros, que equivalen a un edificio de cinco pisos, pesa 2,8 toneladas, se desplaza a una velocidad máxima de 828 kilómetros por hora y es propulsado con combustible líquido, tiene un costo de 55 millones de pesos. siendo capaz de transportar satélites de hasta 250 kilos






Lanzador satelital TRONADOR II


El lanzador final Tronador II estaría listo en 2015. Tendrá 33 metros de alto y podrá colocar satélites de 250 kilos en órbitas polares a 600 kilómetros de la superficie terrestre.








FAS - 1500


Como parte del plan de acceso al espacio que impulsa el MinDef, 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.




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




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 tele destrucción para lanzadores de satélites, sistemas de censores a bordo para registro y medición de parámetros de vuelo y Sistemas de telemetría redundantes.





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







GRADICOM II (PCX2)


Desarrollado por CITEDEF, el Gradicom 2 es un vector de dos etapas basadas en el desarrollo del Gradicom 1 PXC1, que permite extender en forma importante el alcance en altura de los actuales vectores argentinos.




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.




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 estaba 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.


link: https://www.youtube.com/watch?v=CRLlCgr8sqg#t=18






ORBIT ( EX GRADICOM III )




Orbit, sucesor del Gradicom II, diseñado para triplicar su distancia de vuelo y alcanzar los 300 kilómetros de altura.
Para fines militares podríamos tener un misil táctico tierra-tierra como el alacrán.
o como sistema antiaéreo
Para fines espaciales tendria varios usos.
Tanto como cohete sonda de gran capacidad o como lanzador de microsatélites con varias etapas.




dimensiones: 560mm
Etapas: una etapa
Combustible: sólido
Alcance: 350km de apogeo
Desarrollado: citedef y fuerza aerea argentina






Y de yapa...


Bomba guiada FAS-850 DARDO 1, 2 y 3

Bomba guiada FAS-850 DARDO I




La bomba dardo es un desarrollo del Centro de Investigaciones Aplicadas perteneciente al Instituto Universitario Aeronáutico de la Ciudad de Córdoba,en argentina que desde hace una década trabaja sobre la misma.



Bomba guiada FAS-850 DARDO II




La denominación de la misma es FAS-850, la cual ha sido probada con excelente resultado. Se trata de una bomba del tipo JSOW (Joint Stand-Off Weapon) de guía por GPS, que puede ser lanzada a una altura de 52.000 pies logrando un alcance de 200 Km. con 125 Kg. de carga útil y un peso total de 250kg. con propulsión. Para la fabricación de la misma se utilizarán materiales compuestos diseñados en el Pais.

PROYECTO FAS- 850 DARDO III


Fotos propias tomadas durante el Centenario de la FAA el 11-8-12 en Cordoba



Peso:225 Kg.
Longitud: 2630 mm
Diametro Max. 400 mm
Alcance 200 Km
Velocidad de lanzamiento 0.9 Mach
Altura de lanzamiento: hasta 40.000 Ft
Propulsion: Turbomotor de desarrollo nacional
Combustible: JP
Navegacion: INS/ GPS
Perfil de Vuelo: Programable- Navegacion a baja cota con laser altimetro.




Modos de navegacion hacia el blanco: crucero, alineacion, aproximacion y final. Incluye modos predictivos para blancos moviles.
Designacion: Previo / durante el vuelo
Guiado Terminal: Infrarrojo.






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