RocketYeah Mission Control

01

Misión y criterios de éxito

La declaración de misión fija el "para qué" antes que el "cómo". Los criterios de éxito son medibles y se escalonan: mínimo (aprobar), pleno (objetivo del equipo) y extra (puntos adicionales del reto).

Mission statement

Diseñar, construir y volar un cohete de una etapa propulsado por un motor Estes D12-5 que transporte y recupere de forma segura una carga útil de aviónica, registrando altitud, actitud y trayectoria de todo el vuelo con calidad de análisis.

Objetivos

P1Vuelo estable y nominal — despegue vertical con margen de estabilidad ≥ 2.0 y velocidad de salida de riel ≥ 33 km/h.
P2Recuperación íntegra — cohete y carga útil recuperados vía paracaídas, reutilizables.
P3Telemetría de vuelo — registrar presión/altitud, actitud (IMU) y datos de a bordo en memoria no volátil.
S1Trayectoria georreferenciada — log GPS para reconstrucción de trayectoria y apoyo a la recuperación.
S2Registro en video — retirado el 26-sep-2026 (DFR): el audio perdía 8-22 % con la SD a 4 MHz y grabar en la flash interna rompía el tick. Lo revertiría querer medios a bordo (paso propio) o una cámara aparte.

Criterios de éxito

Criterios de éxito por nivel y su estado
Nivel	Criterio	Estado
Mínimo	Vuelo, recuperación por paracaídas y carga útil intacta	Diseño
Mínimo	Log de altitud + actitud recuperable tras el vuelo	Diseño
Pleno	Datos limpios a ≥ 50 Hz para estimar apogeo por barómetro	Diseño
Pleno	Estabilidad y apogeo predichos vs. medidos dentro de ±15 %	Por sim.
Extra	Trayectoria GPS reconstruida	Entregable (DFR)
Extra	Video del vuelo a bordo (el punto extra no se cobra)	Retirado 26-sep-2026 (DFR)

02

ConOps y secuencia de vuelo

Concepto de operaciones: la cronología nominal de un vuelo, desde el armado en plataforma hasta el volcado de datos. Tiempos de la simulación vigente (OpenRocket, diseño ry3-v5.1, sitio a 2550 m, viento de 2 m/s).

Timeline nominal de eventos

T− 30 min

Armado en plataforma

Aviónica encendida (el GPS, ≥ 10 min antes del GO), checklist pre-vuelo, GO/NO-GO y armado manual desde el tablero de tierra por WiFi; el presupuesto de energía cubre la espera.

T± 0.0 s

Ignición

Encendido del D12. Pico de empuje 29.7 N. Salida de riel con v ≥ 33 km/h (req. de estabilidad aerodinámica).

0 – 1.7 s

Boost (empuje)

Quemado de 1.7 s, empuje medio 10.2 N, impulso total 16.8 Ns. Aceleración máxima; ventana crítica de datos.

T+ 1.7 s

Burnout + carga de retardo

Fin de empuje; arranca el retardo de 5 s del motor (traza de humo).

≈ T+ 6.7 s

Eyección ≈ apogeo

La carga dispara al final del retardo de 5 s. Simulado: apogeo a T+6,8 s (~191 m) y retardo óptimo de 5,2 s: la eyección llega ~0,2 s antes del apogeo, casi a velocidad cero.

T+ 6.7 s

Despliegue de paracaídas

Paracaídas de Ø 560 mm (bolsa de polietileno). Criterio: tocar el suelo a ≤ 5,5 m/s hasta con 245 g; nominal 5,2 m/s.

descenso

Descenso y aterrizaje

Bajo paracaídas hasta contacto. GPS asiste la localización.

post-vuelo

Recuperación y volcado de datos

Retiro seguro, apagado, extracción de la microSD y análisis.

Fases de vuelo

Propulsada (boost) · 0–1.7 s Coast (ascenso libre) · ~5,1 s Descenso bajo paracaídas

Estados de la aviónica (FC)

AAUTOTEST → EN_ESPERA — autotest al encender; espera en plataforma con el GPS adquiriendo fix.
BARMADO — armado manual desde el tablero (WiFi) tras el GO/NO-GO; desarme automático por inclinación > 30° como respaldo.
CEMPUJE → COAST — despegue detectado por aceleración axial (3 G); el WiFi se apaga.
DCAIDA_LIBRE → BAJO_PARACAIDAS — apogeo y despliegue detectados a bordo.
EATERRIZADO (y FALLA) — cierre del archivo; la FC nunca borra sola.

03

Registro de requisitos

Requisitos trazables por nivel: L1 misión, L2 sistema (derivados del reglamento EIA), L3 subsistema. Cada uno lleva su método de verificación — I inspección, A análisis, D demostración, T prueba — que alimentará la matriz de verificación (VCRM) en el CDR.

Registro de requisitos con origen, método de verificación y estado
ID	Requisito	Origen	Verif.	Estado
L1-01	El vehículo volará, alcanzará apogeo y será recuperado de forma reutilizable.	Misión	D	Baselined
L1-02	La carga útil registrará altitud, actitud y datos de vuelo recuperables para análisis.	Misión	T	Baselined
L1-03	Un solo vuelo, sin vuelos de prueba: todo fallo tiene que ocurrir en tierra. El ensayo cubre el camino completo (encender, registrar, apagar, recuperar los datos y dejar el sistema listo otra vez); detener nunca borra.	DFR	T	Baselined
L2-01	Masa total al despegue ≤ 245 g (estructura + motor + carga útil).	Reto EIA	I	Sim ✓ 238,8 g
L2-02	Relación empuje/peso ≥ 5:1. Con el empuje medio del D12 (10,2 N) exigiría ≤ 208 g, pero el reto admite 245 g: su base de cálculo no puede ser el empuje medio. Con 238,8 g: 4,4 con el medio, 12,7 con el pico.	Reto EIA	A	Base a confirmar
L2-03	Un (1) motor de propelente sólido D12-5; configuración de una etapa.	Reto EIA	I	Baselined
L2-04	Recuperación de cohete y carga útil mediante paracaídas.	Reto EIA	D	Baselined
L2-05	Velocidad mínima a la salida de plataforma ≥ 33 km/h (9,2 m/s).	Reto EIA	A	Sim ✓ 13,9 m/s
L2-06	Margen de estabilidad estática ≥ 2,0 calibres.	Reto EIA	A	Sim ✓ 4,77 cal
L2-07	La carga útil no será ningún animal vertebrado.	Reto EIA	I	Cumple
L2-08	La telemetría en vuelo se transmitirá en tiempo real a la estación terrestre y se visualizará en un dashboard en vivo: altitud, velocidad vertical, actitud (IMU), GPS, estado y batería. El registro a bordo es el respaldo de tasa completa, no el sustituto. GPS y LoRa son entregables (DFR). Nota: la FC no mide la batería hoy; decisión abierta.	Objetivo aviónica	D	Asignado
L2-09	Se grabará video a bordo durante el vuelo, recuperable tras el aterrizaje. Retirado el 26-sep-2026 (DFR): el audio perdía 8-22 % con la SD a 4 MHz y grabar en la flash interna rompía el tick. Lo revertiría querer medios a bordo (paso propio) o una cámara aparte.	Objetivo de misión (DFR)	D	Retirado 26-sep-2026 (DFR)
L2-10	Sensores obligatorios del reto: altímetro con temperatura y humedad (BME280) e IMU (MPU-6050), con microSD. Lo montado es superior en IMU (BNO055) y barómetro (MS5611), pero el MS5611 no mide humedad.	Reto EIA	I	Hueco: humedad
L2-D1	Meta propia, no requisito: ≤ 208 g (2,1 m de apogeo por gramo). El diseño vigente pesa 238,8 g: la meta no se cumple y el límite duro de 245 g sí, con 6,2 g de margen.	DFR	A	238,8 g
L3-01	El computador de vuelo registra IMU + barómetro a ≥ 50 Hz en memoria no volátil a bordo, recuperable tras el vuelo (hoy: microSD de la XIAO Sense). La corrupción vista en banco era de la tarjeta, no del firmware (captura USB solapada: 0 diferencias en 122 435 tramas; tarjeta nueva, 0 CRC malos). Queda calificar la tarjeta de vuelo (R4).	L1-02	T	Calificar tarjeta
L3-02	Altímetro barométrico MS5611 con resolución suficiente para estimar apogeo (±<1 m).	L1-02	T	Asignado
L3-03	IMU BNO055: actitud a ≥ 50 Hz a bordo y decimada en el downlink. Su acelerómetro no calibra (ni con la librería de Adafruit): se vuela en crudo a ±16 g y el apogeo sale del barómetro.	L1-02	T	Acc. sin calibrar
L3-04	Energía de a bordo sostiene ≥ 60 min en plataforma + vuelo completo. Batería de vuelo: en definición (veto verbal del profesor a las LiPo; investigación en curso), aunque su propia diapositiva incluye una LiPo de 420 mAh. Consumo estimado 200-300 mA (hipótesis, sin medir). El GPS va encendido ≥ 10 min en plataforma antes del GO.	ConOps	A	Abierto
L3-05	La aviónica sobrevive a la aceleración de boost sin reset (brownout). Lo agrava el pico de la TX LoRa a +22 dBm.	L3-01, L3-06	T	Riesgo
L3-06	Nodo radio LoRa (XIAO + Wio-SX1262) transmite la trama TELEMETRIA de 34 B a 10 Hz, más EVENTO, SALUD y MODEM (SF7 / BW 500 kHz / 4-5 a 920,0 MHz; formato en RockAvionics, `lib/vuelo/tramas.h`); estación = cyberdeck ESPER-000 (RPi 5 + NESDR SMArt v5 + gr-lora_sdr). Enlace P2P, solo de bajada.	L2-08	T	Mesa ✓ (HIL)
L3-07	La cámara de la XIAO ESP32-S3 Sense graba video a microSD durante el vuelo. Retirado el 26-sep-2026 (DFR), con L2-09: el audio perdía 8-22 % con la SD a 4 MHz y grabar en la flash interna rompía el tick. Lo revertiría querer medios a bordo (paso propio) o una cámara aparte. La Sense y la microSD siguen: son el registro de vuelo (L3-01).	L2-09	T	Retirado 26-sep-2026 (DFR)
L3-08	El tiempo en aire de la trama no excederá el 50 % del periodo de transmisión, con margen de enlace ≥ 20 dB. Con SF7/BW500 la TELEMETRIA de 34 B tarda 20,54 ms; con SALUD, EVENTO y MODEM el aire total es del 24 % (RockAvionics). Margen calculado en espacio libre: ~57 dB a 332 m (~27 dB con 30 dB de castigo); el alcance se publica tras la prueba de campo.	L2-08	A	Cumple — 24 %
L3-09	El cohete toca el suelo a ≤ 5,5 m/s, también con 245 g y con un paracaídas que arrastre como Cd 0,75 en vez de 0,8. Paracaídas de Ø 560 mm.	DFR, L2-04	A	Sim ✓ 5,45 peor caso
L3-10	Las aletas no entran en flutter: velocidad de flutter ≥ 1,5 × vmáx. Las aletas impresas no se lijan (el margen de espesor es de ~0,1 mm).	DFR, L1-01	A	Sim ✓ 94,9 ≥ 83,7 m/s

Columna Estado, cuatro familias: madurez del requisito (Baselined, Asignado) · verificado por simulación, inspección o en mesa (Sim ✓, Mesa ✓, Cumple) · abierto riesgo pendiente de cerrar o en riesgo · retirado por decisión de DFR, con su porqué.

04

Diseño vigente · ry3-v5.1

Baseline de referencia del 29-sep-2026, con las medidas de junta tomadas con calibrador el 30-sep (tubo Ø 37,60 por fuera; ajustes a presión y deslizante de 34,1), no congelado: el freeze se firma con la masa real de la aviónica. Todas las cotas salen de un CAD paramétrico (CadQuery) con pruebas automáticas, y todo el vuelo se simula en OpenRocket con el mismo viento para cada diseño. Un solo vuelo: antes de volar pasan diez ensayos en tierra.

Masa al despegue

238,8 g

Límite del reto 245 g · margen 6,2 g

Apogeo

~191 m

Sitio a 2550 m · vmáx 55,9 m/s (Mach 0,17)

Estabilidad

4,77 cal

3,83 a 12° · 3,63 a 16° con 4 m/s de viento

Salida de riel

13,9 m/s

Requisito ≥ 9,2 m/s · riel de 1 m

Flutter de aletas

94,9 m/s

≥ 1,5 × vmáx = 83,7

Impacto

5,2 m/s

Criterio ≤ 5,5 hasta 245 g

Piezas del diseño vigente con su masa y cómo se fabrican
Pieza	Qué es	Masa (g)	Cómo se hace
Ojiva	Haack 120 mm, hueca, pared de 0,8; tres puertos de Ø 0,8 para el barómetro. La electrónica va dentro de la ojiva.	13,5	PETG · RY Ojiva 0.08 @0.4
Módulo de aviónica	Tapa con zócalo (el mamparo) + chasis plano con pestañas + 2 pasadores, pegados con epoxi. Entra en la ojiva por una bayoneta con clic, sin tornillos. Admite de 65 a 90 g con su contenido.	7,0	PETG · RY Estructural 0.12 @0.4
Tubo	Papel, 385 mm entero (no se corta); Ø 37,60 por fuera, medido con calibrador.	48,5	Comprado · pesado
Fin can	Tres aletas integradas 54/24/54/58 mm con filete cóncavo de 1,5 mm; el motor asienta en su anillo de empuje.	20,0	PETG · RY FinCan 0.12 @0.4
Cola-retenedor	Retiene el motor con una bayoneta con clic (sin tornillos), a 10° de boat-tail.	5,7	PETG · RY Estructural 0.12 @0.4
Recuperación	Paracaídas de Ø 560 mm recortado de bolsa, 6 líneas; cordón de choque anclado a un trifold de kraft dentro del tubo.	21,1	A mano
Guía de riel	Dos lugs de papel de 3/16".	0,5	A mano

◎

Impresión en curso: los cupones de bayoneta

Se imprime con la boquilla 0.4 de serie de la Ender 3 en PETG, con la impresora calibrada el 30-sep (pasos del extrusor 139,1 · 245 °C · flujo 0,9277 · Z +0,02 · retracción de 4 mm sin salto en Z). Las piezas de vuelo no se exportan hasta que los cupones fijen cuatro medidas: nada de vuelo sale con una cota supuesta. Tres de cuatro están cerradas (30-sep, con calibrador y los cupones de la placa 1b): tubo Ø 37,60, ajuste deslizante 34,1 y ajuste a presión 34,1. Falta la de las bayonetas: el 1-oct se imprime la placa 2 (anillo, cuello, espiga y collar, redibujados con el tubo de 37,60; 2 h 24 min). Paso a paso de impresión ↗

05

Budgets técnicos con margen

Los presupuestos son el corazón del control de un programa: masa, energía y datos, cada uno con estimación actual (CBE) y margen contra su límite. El límite duro es el del reto, 245 g; los 208 g son una meta propia de optimización (2,1 m de apogeo por gramo).

▲

Hallazgo — la masa está a 6,2 g del límite y el contenido del módulo manda

El diseño vigente pesa 238,8 g con una asignación de 80 g para la electrónica y la batería. La carta de admisión acepta un módulo completo de 65 a 90 g (contenido de ~58 a ~83 g): por debajo manda el flutter y por encima los 245 g. El TWR 5:1 del reto se deja como pregunta al profesor: con el empuje medio sería ≤ 208 g, lo que contradice su propio tope de 245 g.

Presupuesto de masa · CBE vs. límite 245 g

238,8g CBE6,2 g bajo el límite

Motor D12-5 · 42,6 g Aviónica + batería · 80 g Recuperación · 21,1 g Estructura · 95,2 g

Presupuesto de masa por ítem, con su madurez
Ítem	CBE (g)	Madurez
Motor Estes D12-5 (cargado)	42,6	Catálogo
Contenido del módulo: FC + sensores + radio + batería + cableado	80,0	Asignado
· de ellos pesados: XIAO Sense 5,1 · BNO055 2,6 · MS5611 1,3 · GPS 4,9	(13,9)	Medido
Módulo impreso (tapa + chasis + 2 pasadores)	7,0	CAD
Ojiva Haack PETG	13,5	CAD
Tubo de papel 385 mm, Ø 37,60	48,5	Pesado
Fin can PETG con aletas	20,0	CAD
Cola-retenedor PETG	5,7	CAD
Paracaídas Ø 560 (bolsa + 6 líneas)	14,7	Supuesto
Cordón de choque + trifold + lugs	6,9	Supuesto
CBE total	238,8
Límite del reto	245	Margen 6,2 g
Meta propia	208	No se cumple

"CAD" = masa del sólido paramétrico en PETG (1,30 g/cm³); se confirma pesando cada pieza al imprimirla (±5 %). "Pesado" = en báscula (el tubo, 24-sep). "Supuesto" = pendiente de báscula (la tela del paracaídas, los lugs, el trifold). La electrónica pasó a la ojiva el 27-sep: el tubo va entero y no hay bahía ni sled.

Presupuesto de energía

≥ 60 minen plataforma + vuelo (L3-04)

Consumo estimado (hipótesis, sin medir)200-300 mA

Requisito (60 min + vuelo)~200-300 mAh

Batería de vueloen definición

Batería de vuelo: en definición (veto del profesor a las LiPo; investigación en curso). Sin capacidad elegida no se publican autonomía ni margen. La alternativa más liviana a la LiPo es una LiFePO4 14250 (~10 g), que no se puede cargar por los pads BAT de la XIAO. La FC no mide la batería hoy (decisión abierta).

Presupuesto de datos

LRegistro de vuelo: tramas binarias con CRC a 200 Hz → 17 MB en 31 min, medidos en campo (RockAvionics, 26-sep).
VVideo: retirado el 26-sep-2026 (DFR); no hay medios a bordo.

Margen enorme en una microSD de GB. La corrupción vista en banco (un log con solo el 41 % de filas propias) era de la tarjeta: la de vuelo se califica en placa con captura USB solapada antes de volar (R4).

06

Subsistema de comunicaciones

Downlink de telemetría punto a punto (no LoRaWAN), solo de bajada. Dos nodos a bordo, dentro de la ojiva: el computador de vuelo graba todo a la microSD y pasa por UART la trama de telemetría al módem LoRa; en tierra la recibe un SDR en la Raspberry Pi 5. La aviónica, el firmware y la estación se desarrollan en el proyecto hermano RockAvionics; la interfaz con el airframe vive en el ICD de este proyecto (docs/ICD_AVIONICA.md).

Estado: verificado en mesa (HIL), sin vuelo

Cadena de extremo a extremo

FC · Computador de vuelo

XIAO ESP32-S3 Sense + BNO055 + MS5611 + GPS + microSD; sin cámara

graba todo a 200 Hz en la microSD

UART · 1 hilo, solo TX→TELEMETRIA 34 B · 10 Hz

Módem LoRa

XIAO ESP32-S3 + Wio-SX1262

planifica TELEMETRIA, EVENTO, SALUD y MODEM

LoRa 920,0 MHz))))SF7 · 500 kHz · +22 dBm

Estación ESPER-000

Raspberry Pi 5 + NESDR SMArt v5 + gr-lora_sdr

tablero GO/NO-GO · vuelo en vivo

◎

Regla de diseño — el radio es el vivo, la SD es el registro

LoRa alcanza kilómetros pero a pocos kbps. Por radio baja la trama TELEMETRIA de 34 B a 10 Hz (altitud, velocidad vertical, inclinación, GPS, estado y alarmas), más EVENTO, SALUD y MODEM: el 24 % del aire con SF7/BW500. El registro completo (tramas con CRC a 200 Hz) es el system of record en la microSD. Nunca se intenta bajar todo por LoRa.

Verificado en mesa (HIL), sin vuelo · RockAvionics

Lo verificado en mesa del enlace y la estación de tierra
Cadena	FC → UART → módem → LoRa → Pi 5 (NESDR + gr-lora_sdr)
Trama	TELEMETRIA v9: 34 B a 10 Hz, más EVENTO, SALUD y MODEM
Radio	920,0 MHz · SF7 · BW500 · CR4:5; 20,54 ms por trama; 24 % de aire
Legalidad	ANE Res. 105/2020: 915-928 MHz de uso libre; a +22 dBm, −0,2 dBm por 3 kHz (tope: 8 dBm)
Humo HIL por radio	0 de 3229 tramas perdidas (1-oct)
Latencia	p95 237-240 ms
Tablero de tierra	GO/NO-GO de pre-vuelo y vuelo en vivo. CONFIRMAR, ARMAR (sostenido 1 s) y DESARMAR desde la pantalla: verificado en mesa (HIL), sin vuelo; el WiFi se suelta solo al despegue

Presupuesto de enlace (link budget)

Presupuesto de enlace LoRa
Potencia TX	+22 dBm
Ganancia antenas (≈2 dBi c/u)	+4 dB
Pérdida de espacio libre @ 332 m (920 MHz)	−82 dB
Sensibilidad RX (SF7 / 500 kHz)	≈ −113 dBm
Margen de enlace @ 332 m	≈ +57 dB

Cálculo en espacio libre (RocketYeah, 13-sep), sin medir; con 30 dB de castigo por orientación, cuerpo y terreno quedan ~27 dB. El limitante real es la línea de vista y la orientación de antenas. El alcance se publica tras la prueba de campo.

Parámetros del enlace

f920,0 MHz — ANE Res. 105/2020: 915-928 MHz de uso libre; BW ≥ 500 kHz es el único ancho legal sin salto de frecuencia; −0,2 dBm/3 kHz a +22 dBm.
SFSF7 / 500 kHz / CR 4-5, sync 0x12 — 20,54 ms por trama TELEMETRIA de 34 B; SF8 doblaría el aire.
AAntena del cohete interna, en la ojiva de PETG (RF-transparente); separarla de batería y cableado.
FFirmware y estación: en RockAvionics (módem propio; receptor gr-lora_sdr y tablero en el Pi 5).

07

Registro de riesgos

Matriz 5×5 (probabilidad × impacto; P×I en la tabla). El objetivo del PDR es bajar cada riesgo rojo/naranja a amarillo o verde con una mitigación asignada y verificable. Actualizado el 1-oct-2026.

Impacto → · filas: probabilidad 5 (arriba) a 1

Bajo Medio Alto Crítico

El crítico es la recuperación (R1: sin paracaídas se pierde todo y hay un solo vuelo). La microSD (R4) bajó a 2×4: la corrupción era de la tarjeta, no del firmware; queda calificar la de vuelo. El GPS (R7) se cerró con fix a los 411 s. La estabilidad (R5) dejó de preocupar con el diseño actual.

Registro de riesgos con probabilidad por impacto y mitigación
ID	Riesgo	P×I	Mitigación
R1	Falla de recuperación (la nariz no sale, enredo o quemado del paracaídas)	3×5	Ajuste a presión de la nariz en 34,1 (deslizante sin juego) y no en 34,2 (forzado), por decisión de DFR: el modo catastrófico es que la nariz no salga. Lo revertiría que la nariz de vuelo se suelte con el cohete boca abajo: entonces, 34,2. Ensayos en tierra 6 (salida de la nariz, que valida el 34,1) y 7 (tirón del cordón); paracaídas de Ø 560 que cumple con 0,05 m/s de margen: pesar la tela.
R6	Sobrepeso: 238,8 g contra 245; el contenido del módulo no puede pasar de ~83 g	3×4	Pesar cada pieza al imprimir (±5 %) y cada componente (el tubo ya está pesado: 48,5 g); la carta de admisión dice si un módulo cabe antes de montarlo.
R9	Las bayonetas impresas con la boquilla 0.4 no hacen clic, o las ranuras de 0,6 del retén se cierran	3×3	Cupones de bayoneta (ensayos 5b y 5c, 20 ciclos) antes de exportar ninguna pieza de vuelo; si falla, se alarga el dedo del retén. Se imprimen el 1-oct (placa 2), redibujados con el tubo de 37,60 y con las ranuras de 0,6 intactas en el CAD; se miran con luz antes de probar.
R3	Reset/brownout de la aviónica por la aceleración e ignición	2×4	Condensador de bulk, batería firme, módulo rígido pegado; prueba con aceleración.
R4	Corrupción de la microSD / pérdida del log de vuelo. Causa raíz: la tarjeta, no el firmware (captura USB solapada: 0 diferencias en 122 435 tramas; tarjeta nueva, 0 CRC malos en 11,8 min)	2×4	Calificar la tarjeta de vuelo en placa con captura USB solapada (escritura sostenida, no un test de superficie en el PC); tramas con CRC y la FC nunca borra sola. Se trabaja en RockAvionics.
R10	Incumplir el TWR 5:1 según cómo lo calcule el profesor	2×5	Confirmar la base de cálculo con el profesor antes del PDR (su propio tope de 245 g descarta el empuje medio).
R11	Veto a la LiPo: una batería sustituta pesa más	3×3	Pedir el alcance del veto por escrito mostrando su diapositiva; LiFePO4 14250 (~10 g) como plan B. Batería de vuelo en definición (investigación en curso).
R2	Retardo de 5 s no coincide con el apogeo	2×3	Simulado: óptimo 5,2 s; la eyección llega ~0,2 s antes del apogeo, casi a velocidad cero.
R8	Pérdida del enlace de telemetría (antena, línea de vista, parámetros)	2×2	Prueba de rango en tierra con RSSI/SNR; parámetros idénticos en ambos extremos; la SD conserva el registro completo.
R5	Inestabilidad / weathercocking	1×4	Margen 4,77 cal (3,63 a 16° con 4 m/s de viento); límite de viento en el FRR.
R7	GPS sin fix — cerrado: fix 3D a los 410,9 s en frío y en movimiento, a 5 Hz, HDOP 0,7 (campo, 26-sep, RockAvionics)	Cerrado	Queda una restricción operativa: GPS encendido ≥ 10 min en plataforma antes del GO, que entra al budget de energía.

08

Próximos pasos hacia el PDR

El airframe tiene una baseline de referencia (ry3-v5.1: PETG, electrónica en la ojiva), no un freeze: el airframe sirve al payload, así que el congelamiento se firma cuando existan la masa y la envolvente reales de la aviónica. Lo que cierra la Fase B es fabricar y ensayar en tierra, madurar las masas, retirar el riesgo de recuperación e integrar la aviónica real.

Probar los cupones de bayoneta (en curso). Tres de las cuatro medidas ya están cerradas (tubo 37,60, presión y deslizante 34,1). La placa 2 se imprime el 1-oct; con las pruebas del módulo y de la cola (pasos 6d-6e) la cota de la bayoneta pasa a medida y el CAD exporta los STL de vuelo. Paso a paso ↗
Ensayos en tierra 1-10. Masa de cada pieza contra el CAD, bayonetas con 20 ciclos, salida de la nariz (el modo catastrófico; valida el ajuste a presión de 34,1), tirón del cordón, sellado del módulo, rigidez del chasis y tirón axial.
Báscula. Un recorte de 200 × 200 mm de la bolsa (fija la masa del paracaídas, hoy supuesta a 35 g/m²: su margen es de 0,05 m/s; si pesa más, el siguiente es el de Ø 600), los lugs y el trifold; luego el cohete completo contra la simulación.
Aviónica (en RockAvionics). Batería de vuelo (veto), montaje de vuelo, masa, envolvente y CG del contenido contra la ventana de 58-83 g y los 52,45 cm³ (ICD), rango LoRa a 1 km y ensayo general en la EIA.
Con el profesor. La base de cálculo del TWR 5:1, el alcance del veto a la LiPo, el sensor de humedad obligatorio y las diapositivas del reto que faltan.
Freeze y paquete de PDR. Congelar el airframe con la masa real de la aviónica y consolidar requisitos, budgets, simulación y mitigaciones en el acta de revisión.

09

Fases del programa

RocketYeah se gestiona con un ciclo de vida por fases con gates de revisión, el mismo patrón que usan las agencias espaciales para no avanzar de etapa sin evidencia. El marco es híbrido: tomamos la estructura de fases A–F y las revisiones formales de la NASA (NPR 7123.1, Systems Engineering) y las alineamos con la nomenclatura equivalente de la ESA/ECSS (ECSS-M-ST-10, gestión de proyecto). Cada tarjeta de arriba es un enlace a su fase. Un gate no es burocracia: es el punto donde se decide, con criterios objetivos, si el diseño está lo bastante maduro para gastar recursos en la etapa siguiente.

Fase A

Concepto y estudio de viabilidad

Gate · SRR — Cerrada

Se define para qué existe el vehículo antes que el cómo: la declaración de misión, los criterios de éxito medibles y las restricciones duras del reto (motor Estes D12, masa tope 245 g, recuperación por paracaídas). Se exploran arquitecturas a alto nivel y se confirma que existe al menos un concepto viable dentro de esas restricciones.

Qué se hizo

Declaración de misión y criterios de éxito escalonados (mínimo / pleno / extra).
Restricciones del reglamento EIA convertidas en requisitos L1.
Selección de arquitectura: monoetapa, D12-5, carga útil de aviónica recuperable.
Concepto de operaciones (ConOps) preliminar de la cronología de vuelo.

Entregables del gate (SRR)

Misión y objetivos aprobados.
Requisitos de nivel de sistema (L1/L2) esbozados y trazables.
Viabilidad demostrada frente a las restricciones del reto.

Correspondencia con el marco híbrido NASA / ESA

NASA NPR 7123.1→Pre-Phase A / Phase A · gate SRR (System Requirements Review). ECSS-M-ST-10→Fase 0 / Fase A · revisiones MDR (Mission Definition) y PRR (Preliminary Requirements).

Estado: cerrada. El concepto y los requisitos de misión están congelados; alimentan todas las fases posteriores.

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Fase B · actual

Diseño preliminar

Gate · PDR — En curso

Se madura el diseño de un concepto viable a un diseño preliminar defendible: aerodinámica y estabilidad simuladas (OpenRocket), airframe con baseline de referencia (hoy ry3-v5.1), budgets técnicos con margen (masa, estabilidad, energía) y un registro de riesgos con mitigaciones asignadas. El objetivo del PDR es demostrar que el diseño cumplirá los requisitos antes de comprometerse al detalle constructivo.

Qué se está haciendo

Airframe ry3-v5.1 en PETG con la electrónica en la ojiva y las medidas de junta del calibrador: 238,8 g, apogeo ~191 m a 2550 m, estabilidad 4,77 cal. El freeze se firma con masas reales medidas.
Cupones con la boquilla 0.4: tres de cuatro medidas cerradas; hoy, los de bayoneta. Después, STL de vuelo y ensayos en tierra.
Budget de masa: CBE 238,8 g contra el límite de 245 g (6,2 g de margen).
Aviónica, firmware y estación: en RockAvionics, verificados en mesa (HIL), sin vuelo; la interfaz con el airframe está en el ICD.

Para cerrar el gate (PDR)

Requisitos consolidados y trazables con método de verificación.
Budgets maduros con masas reales medidas en balanza.
Resultados de simulación y prueba de rango LoRa documentados.
Cada riesgo rojo/naranja bajado a amarillo/verde con mitigación verificable.

Correspondencia con el marco híbrido NASA / ESA

NASA NPR 7123.1→Phase B · gate PDR (Preliminary Design Review). ECSS-M-ST-10→Fase B · revisión PDR (idéntica nomenclatura; cierra el diseño preliminar).

Estado: en curso — es donde estamos hoy. Lo que cierra la fase es fabricar y ensayar en tierra, madurar las masas, retirar el riesgo de recuperación e integrar la aviónica real.

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Fase C

Diseño detallado

Gate · CDR — Pendiente

Se lleva el diseño preliminar a listo para construir: planos y STLs finales de impresión, BOM cerrada, firmware completo y probado en banco, y la matriz de verificación de requisitos (VCRM) que dice, requisito por requisito, cómo se demostrará su cumplimiento. Tras el CDR el diseño se congela para fabricación.

Qué incluye

Geometría de impresión definitiva (ojiva, módulo de aviónica, fin can, cola).
BOM electrónica y estructural cerrada, con proveedores.
Firmware de vuelo completo con máquina de estados probada en banco.
Matriz de verificación (VCRM) por requisito: I / A / D / T.

Entregables del gate (CDR)

Diseño de detalle completo y congelado para fabricar.
VCRM aprobada.
Plan de integración y pruebas para la Fase D.

Correspondencia con el marco híbrido NASA / ESA

NASA NPR 7123.1→Phase C · gate CDR (Critical Design Review). ECSS-M-ST-10→Fase C · revisión CDR (misma nomenclatura; autoriza la fabricación).

Estado: pendiente — se habilita al aprobar el PDR.

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Fase D

Fabricación, integración y prueba

Gate · TRR / FRR — Pendiente

Se construye el vehículo: impresión en PETG, integración de la aviónica, y la campaña de pruebas que retira riesgo antes de volar — bring-up de sensores (I2C scan), prueba de rango LoRa con verificación de espectro SDR, ensayo de eyección y recuperación. Dos gates: TRR autoriza a probar, FRR autoriza a volar.

Qué se hace

Impresión de las seis piezas (ojiva, tapa, chasis, pasadores, fin can, cola); ensamble del airframe. Las aletas no se lijan.
Integración de aviónica y bring-up (escaneo I2C, calibración IMU/baro).
Prueba de rango del downlink LoRa a 920,0 MHz + barrido del espectro con el SDR.
Ensayo de recuperación (eyección, despliegue de paracaídas).

Entregables de los gates

TRR — hardware integrado y procedimientos de prueba listos.
Resultados de las pruebas de verificación (VCRM cerrándose).
FRR — evidencia de que el vehículo es apto y seguro para volar.

Correspondencia con el marco híbrido NASA / ESA

NASA NPR 7123.1→Phase D · gates TRR (Test Readiness), SIR (System Integration) y FRR (Flight Readiness). ECSS-M-ST-10→Fase D · revisiones QR (Qualification) y AR (Acceptance) antes del vuelo.

Estado: pendiente — se habilita al aprobar el CDR.

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Fase E

Operaciones — día de vuelo

Gate · Día de lanzamiento — Pendiente

La misión se ejecuta: armado en plataforma según checklist, cuenta atrás, lanzamiento, telemetría en vivo hacia la estación de tierra y recuperación del vehículo y la carga útil. Es la fase donde el diseño y todas las revisiones previas se ponen a prueba en un vuelo real.

Qué se hace

Checklist de armado y verificaciones pre-vuelo en plataforma.
Lanzamiento desde la EIA, Las Palmas (2550 m).
Downlink LoRa en vivo a la estación de tierra (cyberdeck ESPER-000).
Recuperación del cohete y volcado de datos de a bordo.

Criterio de éxito

Vuelo estable y nominal, recuperación íntegra y reutilizable.
Log de altitud + actitud recuperable con calidad de análisis.
Telemetría recibida en tierra durante el vuelo.

Correspondencia con el marco híbrido NASA / ESA

NASA NPR 7123.1→Phase E · Operations (misión en ejecución; equivalente a la campaña de lanzamiento). ECSS-M-ST-10→Fase E · Utilization / Operations (explotación de la misión).

Estado: pendiente — se habilita tras el FRR.

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Fase F

Cierre — post-vuelo

Gate · Post-vuelo — Pendiente

Se cierra el programa: análisis de los datos de vuelo (apogeo medido vs. predicho, actitud, trayectoria), comparación contra los criterios de éxito, lecciones aprendidas y el informe final. Es donde se demuestra que la ingeniería predijo la realidad dentro de márgenes — el cierre del lazo de todo el proyecto.

Qué se hace

Reducción de datos: apogeo por barómetro, reconstrucción de trayectoria.
Predicho vs. medido dentro de ±15 % (criterio pleno).
Lecciones aprendidas y recomendaciones para futuros vuelos.
Informe final y archivo del proyecto.

Entregables del cierre

Informe de resultados contra criterios de éxito.
Base de datos de vuelo archivada.
Cierre formal del programa.

Correspondencia con el marco híbrido NASA / ESA

NASA NPR 7123.1→Phase F · Closeout · revisiones PLAR / DR (Decommissioning / Disposal). ECSS-M-ST-10→Fase F · Disposal · revisión ELR (End-of-Life) y cierre de proyecto.

Estado: pendiente — cierra el ciclo de vida del programa.

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