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Datos técnicos del Cóndor I:
Longitud aproximada: 8 metros.-
Diámetro máximo del fuselaje: 0,80 metros
Etapas: Una.-
Combustible: sólido, realizado de compuestos HTPB (Hidoxil Terminated Poly
Butadiene, el mismo utilizado en los boosters Thiokol del Space Shuttle).-
Este combustible se fabricaba en la planta de Falda del Carmen.
Tobera fija, confeccionada en materiales compuestos (probablemente resina
epoxy-trioxido de molibdeno).-
Ojiva de resina epoxy.-
Sistema de dirección: inercial-aerodinámico, por medio de aletas; esto
significa que este cohete sólo realizaba un vuelo estable en forma vertical
o dependiente del angulo de lanzamiento.- No poseía ningún sistema
inteligente de guiado.
El Cóndor I estaba destinado 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 ocurrió.-
Alacrán (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, 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 podía
llevar una cabeza de guerra compuesta por una bomba de racimo, conteniendo
1000 granadas CAM-1, con un radio de dispersión de 2 manzanas.
Este misil tenía el mismo tipo de combustible y características de
construcción del Condor I, pero en realidad era un misil táctico de
artilleria, del tipo del chileno "Rayo", pero de mayor poder y alcance.- 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.-
Datos técnicos del Cóndor II:
CONDOR II, era un vehículo de 2 etapas, con un sistema de control de vector
de empuje por medio de una tobera basculante en cada etapa, superficies
aerodinámicas para el control de rolido en ambas etapas también; un paquete
sensor de control de altitud con gas frío y un sistema de control de
velocidad final. Todo esto controlado por tres computadoras integradas e
intercomunicadas entre si.
La altura total del cohete sería de unos 16 mts. por 0,80 mts. de diámetro.
La carga de pago sería de 500 kg. y se pronosticaba un alcance de 1000 Km.
Si bien esta era la versión militar del Condor II, también se preveía una
versión modificada para la puesta en órbita de pequeños satélites,
agregándole una tercera etapa.-
Posiblemente se completaron algunos ejemplares de CONDOR II, pero no hay
certeza de que se hayan probado en vuelo.-
En parte, la cancelación de este proyecto se comenzó a planear por razones
de presupuesto, pero el fin llegó por presiones internacionales.-
Gran parte del equipamiento para el desarrollo del cohete, fue desmantelado
y enviado a USA para su destrucción en el año 1993, según acuerdos firmados
entre los gobiernos de ese momento.-
No se aprovechó el desarrollo tecnológico conseguido, para proyectos con
fines pacíficos. |
