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 — captura del vuelo con la cámara de a bordo (puntos extra).

Criterios de éxito

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	Opcional
Extra	Video del vuelo a bordo	Opcional

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. Los tiempos de coast y apogeo son preliminares — se confirman con simulación (OpenRocket) en Fase B.

Timeline nominal de eventos

T− 30 min

Armado en plataforma

Aviónica encendida, checklist pre-vuelo, arming del logger; 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

Apogeo + eyección

La carga de eyección dispara al final del retardo. Objetivo de diseño: que coincida con el apogeo (a validar en sim. según masa final).

T+ 6.7 s

Despliegue de paracaídas

Recuperación desplegada; transición a descenso controlado, objetivo 3–5 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 s Descenso bajo paracaídas

Modos de la aviónica

APAD — espera armada, logging lento, GPS adquiriendo fix.
BFLIGHT — detección de despegue por umbral de aceleración → logging rápido.
CRECOVERY — apogeo/descenso detectados por barómetro; balizado y GPS.
DSAFE — aterrizaje detectado; cierre de archivo, bajo consumo.

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.

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
L2-01	Masa total al despegue ≤ 245 g (estructura + motor + carga útil).	Reglamento EIA	I	Baselined
L2-02	Relación empuje/peso ≥ 5:1 a la salida de plataforma.	Reglamento EIA	A	Sim ✓ TWR 6.3
L2-03	Un (1) motor de propelente sólido D12-5; configuración de una etapa.	Reglamento EIA	I	Baselined
L2-04	Recuperación de cohete y carga útil mediante paracaídas.	Reglamento EIA	D	Baselined
L2-05	Velocidad mínima a la salida de plataforma ≥ 33 km/h (9.2 m/s).	Reglamento EIA	A	Sim ✓ 14.8 m/s
L2-06	Margen de estabilidad estática ≥ 2.0 calibres.	Reglamento EIA	A	Sim ✓ 2.56 cal
L2-07	La carga útil no será ningún animal vertebrado.	Reglamento EIA	I	Cumple
L2-D1	Derivado: con empuje medio (10.2 N), TWR 5:1 exige masa al despegue ≤ ~208 g. Se adopta 208 g como masa objetivo. Diseño actual (sim, LW-PLA): 166 g → holgura cómoda bajo el objetivo.	Deriva de L2-02	A	Sim ✓ 166 g
L3-01	Computador de vuelo XIAO ESP32-S3 registra IMU + barómetro a ≥ 50 Hz en microSD.	L1-02	T	Asignado
L3-02	Altímetro barométrico MS5611 con resolución suficiente para estimar apogeo (±<1 m).	L1-02	T	Asignado
L3-03	IMU BNO055 provee actitud absoluta (fusión de sensores por hardware).	L1-02	T	Asignado
L3-04	Energía de a bordo sostiene ≥ 60 min en plataforma + vuelo completo.	ConOps	A	Asignado
L3-05	La bahía de aviónica sobrevive a la aceleración de boost sin reset (brownout).	L3-01	T	Riesgo
L2-08	La telemetría en vuelo se transmitirá en vivo a una estación terrestre (downlink de altitud, GPS, estado y batería).	Objetivo aviónica	D	Asignado
L3-06	Nodo radio LoRa (XIAO + Wio-SX1262) transmite a ≥ 1 Hz; estación = cyberdeck ESPER-000 (RPi 5 + HAT SX1262). Enlace P2P a 915 MHz.	L2-08	T	Asignado

04

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. Filosofía de margen: gestionar contra la masa objetivo de 208 g, no contra el tope de 245 g.

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Hallazgo crítico — el TWR manda sobre la masa, no el tope de 245 g

A 245 g el peso es 2.40 N; con empuje medio de 10.2 N, TWR = 4.25 < 5. Para cumplir 5:1 con empuje medio, la masa al despegue debe ser ≤ ~208 g. (Con el pico de 29.7 N el TWR es 12×, pero se diseña contra el caso conservador.) Decisión: masa objetivo 208 g, con los ~37 g restantes hasta 245 g como reserva de programa.

Presupuesto de masa · CBE vs. objetivo 208 g

178g CBE30 g bajo objetivo

Motor D12-5 · 44 g Aviónica + radio · 46 g Recuperación · 18 g Estructura · 70 g

Ítem	CBE (g)	Madurez
Motor Estes D12-5	44	Medido
XIAO ESP32-S3 Sense + microSD	6	Estimado
IMU BNO055	4	Estimado
Barómetro MS5611	2	Estimado
GPS ATGM336H + antena	6	Estimado
Nodo radio LoRa (XIAO + Wio-SX1262 + antena)	11	Estimado
Batería LiPo 1S ~400 mAh	9	Estimado
Cableado, bahía y sujeción	8	Estimado
Recuperación (paracaídas, cordón, swivel)	18	Estimado
Estructura (tubo 37×385, ojiva, fin can, sled — LW-PLA)	70	Diseñado (sim)
CBE total	178
Masa objetivo (TWR)	208	Margen 30 g
Tope reglamento	245	Reserva 67 g

Fuselaje real: tubo OD 37 mm × 385 mm — con 385 mm de largo la longitud interna es ahora tan crítica como la masa (dos nodos XIAO + sensores + batería + paracaídas). La estructura ya está diseñada y congelada (3 piezas LW-PLA, apogeo 332 m validado en OpenRocket); sigue siendo la palanca de masa dominante (~39 %). Todos los "estimado" se reemplazan por masas pesadas en balanza al imprimir/recibir los componentes.

Presupuesto de energía

~2.5h autonomía

Consumo nominal~155 mA

Requisito (60 min + vuelo)~160 mAh

Capacidad LiPo útil~380 mAh

Margen > 2×. Driver = espera en plataforma, no el vuelo (minutos). XIAO carga la LiPo por USB-C.

Presupuesto de datos

📈Log sensores ~100 B/registro × ~100 Hz ≈ 5.5 KB/s → <1 MB por vuelo. Cabe hasta en flash.
🎥Video OV2640 ~1–2 MB/s → a microSD (los 8 MB de flash no alcanzan). PSRAM de 8 MB como framebuffer.

Margen enorme en una microSD de GB. Decisión de diseño: sensores + video ambos a SD.

05

Subsistema de comunicaciones

Downlink de telemetría punto a punto (no LoRaWAN), con el mismo chip SX1262 en ambos extremos. Arquitectura de dos nodos a bordo: el computador de vuelo graba todo a la microSD y envía un resumen por LoRa a la estación en tierra.

Cadena de extremo a extremo

FC · Computador de vuelo

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

graba TODO a la SD (100 Hz + video)

UART 115200→trama 27 B · 5 Hz

Nodo radio

XIAO ESP32-S3 + Wio-SX1262

solo reenvía (puente UART→LoRa)

LoRa 915 MHz))))SF9 · 125 kHz · 22 dBm

Cyberdeck ESPER-000

Raspberry Pi 5 + HAT SX1262 + SDR (NESDR)

recibe · SQLite/CSV · dashboard uPlot

◎

Regla de diseño — el radio es de baja tasa

LoRa alcanza kilómetros pero a pocos kbps. Por radio baja solo un resumen (altitud, GPS, estado, batería) a 1–5 Hz para seguimiento y recuperación en vivo. El registro completo (IMU/barómetro 100 Hz + video) es el system of record en la microSD. Nunca se intenta bajar todo por LoRa.

Presupuesto de enlace (link budget)

Potencia TX	+22 dBm
Ganancia antenas (≈2 dBi c/u)	+4 dB
Pérdida de espacio libre @ 1 km (915 MHz)	−92 dB
Sensibilidad RX (SF9 / 125 kHz)	−129 dBm
Margen de enlace @ 1 km	≈ +63 dB

El enlace sobra por márgenes. El limitante real no es el budget sino la línea de vista y la orientación de antenas — de ahí la importancia de dónde va la antena en el cohete y en tierra.

Parámetros (idénticos en ambos extremos)

f915 MHz — banda Américas; confirmar variante y potencia permitida en Colombia.
SFSF9 / 125 kHz / CR 4-5 — punto de partida; menos SF = más rápido/corto, más SF = más lento/lejos.
📡Antena del cohete interna — el tubo de cartón es RF-transparente; separarla de batería y cableado.
✔Firmware: RadioLib (cohete) + LoRaRF/Python (Pi). Entregado en comms/.

06

Registro de riesgos

Matriz 5×5 (probabilidad × impacto). El objetivo del PDR es bajar cada riesgo rojo/naranja a amarillo o verde con una mitigación asignada y verificable.

Impacto → · celdas con ID = riesgo posicionado

Bajo Medio Alto Crítico

El riesgo dominante es la falla de recuperación (R1): sin paracaídas confiable se pierde el vehículo y la carga útil, y se incumple L2-04. Le siguen los que amenazan los datos y la estabilidad. Ver mitigaciones a la derecha.

ID	Riesgo	P×I	Mitigación
R1	Falla de recuperación (no despliegue, enredo o quemado del paracaídas)	3×5	Ground test de eyección; wadding/protección térmica; ensayo de plegado; tamaño de chute para 3–5 m/s.
R2	Retardo de 5 s no coincide con apogeo → eyección tarde/temprano	3×4	Simular apogeo vs. masa final en OpenRocket; ajustar masa/aletas; considerar rango de delay.
R3	Reset/brownout de la aviónica por la aceleración e ignición	2×4	Condensador de bulk, batería firme; test en vibración/acel.; montaje rígido de la bahía.
R4	Corrupción de la microSD / pérdida del log de vuelo	2×3	Flush periódico y cierre limpio de archivo; buffer en PSRAM; formateo y test previos.
R5	Inestabilidad / weathercocking (margen < 2.0 o viento)	3×4	Verificar CG/CP; lastre en ojiva; límite de viento en criterios de lanzamiento (FRR).
R6	Sobrepeso: la estructura empuja la masa > 208 g y baja el TWR	2×4	Control de masa por budget; pesar componentes; reserva de 37 g; tubo/ojiva ligeros.
R7	GPS sin fix a tiempo (adquisición lenta en frío)	2×2	Encender temprano en plataforma; antena con vista al cielo; el GPS es objetivo secundario.
R8	Pérdida del enlace de telemetría (orientación de antena, línea de vista, no coincidencia de parámetros)	2×2	Prueba de rango en tierra con RSSI/SNR; parámetros idénticos en ambos extremos; SD conserva el registro completo aunque falle el radio.

07

Próximos pasos hacia el PDR

La aero y el airframe ya están congelados (diseño físico v1.0, validado en OpenRocket). Lo que cierra la Fase B ahora es el software de vuelo, madurar los budgets con masas reales y retirar el riesgo de recuperación.

Firmware del computador de vuelo. Leer BNO055 + MS5611 + GPS, máquina de estados (PAD→FLIGHT→RECOVERY→SAFE), log a microSD y armado de la trama de downlink.
Stack de tierra en el cyberdeck ESPER-000. Recepción LoRa → SQLite/CSV + dashboard en vivo (FastAPI/SSE + uPlot) como perfil systemd downrange.
Imprimir en LW-PLA + acabado. Las 3 piezas (ojiva, fin can, sled) impresas y con acabado de superficie — lija, imprimación de relleno, pintura — la palanca de drag que queda.
Pesar componentes reales. Reemplazar los "estimado" del budget de masa por masas medidas en balanza; recalcular TWR y refinar el .ork.
Prueba de rango LoRa + verificación de espectro. Bring-up del downlink (firmware en comms/), prueba tierra-tierra con RSSI/SNR y confirmación en 915 MHz con el SDR antes de volar.
Confirmar retardo con el profe. El óptimo es ~6.9 s; si se permite D12-7, la eyección cae casi en el apogeo (despliegue suave + más apogeo).
Paquete de PDR. Consolidar requisitos, budgets maduros, resultados de simulación y mitigaciones en el acta de revisión.

08

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 congelado v1.0, 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

Aero y airframe congelados (v1.0): apogeo ~332 m, estabilidad 2.56 cal en simulación.
Budget de masa con CBE 178 g contra objetivo ≤ 208 g (margen sano).
Firmware del computador de vuelo y stack de tierra en desarrollo.
Registro de riesgos 5×5 con mitigaciones en curso (recuperación es el rojo clave).

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 el software de vuelo, madurar budgets con masas reales y retirar el riesgo de recuperación.

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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, fin can, sled de aviónica).
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 LW-PLA con acabado, 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 y acabado de las 3 piezas; ensamble del airframe.
Integración de aviónica y bring-up (escaneo I2C, calibración IMU/baro).
Prueba de rango del downlink LoRa 915 MHz + verificación 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 el sitio prelim. (Envigado/Sabaneta, Antioquia).
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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