Projeto e prototipagem de foguete troposférico

Abstract

O presente trabalho apresenta o desenvolvimento de um projeto de foguete capaz de atingir altitudes superiores a 5000 m e testes estáticos para verificar sua capacidade. Foram utilizadas relações unidimensionais adiabáticas de combustão para o projeto do motor e armadura. A teoria de cascas é empregada para determinar as tensões na armadura. Aço, alumínio, fibra de carbono e fibra de vidro são estudados como materiais para o foguete. A temperatura na armadura do foguete foi calculada utilizando um coeficiente convectivo externo para cilindros em escoamento axial, um coeficiente convectivo interno e radiação de corpo negro. Um código em Python foi desenvolvido para simular a trajetória do foguete e sua evolução térmica, considerando diferentes condições de pressão interna e espessuras de armadura. Diferentes tipos de açúcares foram testados na composição do combustível. Testes estáticos foram desenvolvidos, utilizando carga parcial de combustível. O impulso total do foguete é comparado com o valor teórico. O empuxo obtido foi próximo do valor de projeto, mas o impulso específico foi abaixo do esperado

The design and prototyping of a model rocket able to reach altitudes exceeding 5000m is presented. Adiabatic unidimensional combustion equations were used in the project for engine and casing. Hoop stress theory was used in order to calculate stresses in the rocket casing. Steel, aluminum, carbon fiber and glass fiber were studied as casing materials. Temperature in the casing is modelled through an internal convective coefficient, an external coefficient used in axial flows in cylinders and black body radiation. A Python script was used to simulate the trajectory of the rocket and its thermal evolution, taking into account different internal pressures and casing thicknesses. Various sugar types were tested in the fuel mix. Static tests were executed, under partial load conditions. Total impulse and thrust were measured and compared to theoretical values. The thrust measured is close to what was expected, but the specific impulse falls below the project specifications