Parte recovery projeto spaceport pt

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Figura 28. Vista externa do acoplador de carga útil. 
 
O acoplador deve estar em conformidade com a forma externa do foguete, portanto o diâmetro de 8 foi a primeira 
restrição do projeto do acoplador. Outras restrições vieram dos regulamentos IREC, que sugeriram que todos os 
componentes acoplados e separáveis fossem equipados com mangas para facilitar o desacoplamento limpo, 
mantendo a rigidez apropriada durante o vôo. Finalmente, o restante do projeto foi orientado pela necessidade de 
integrar sistemas adjacentes de forma eficaz. 
A manga de acoplamento para unir o tubo superior do corpo e o acoplador é de 3 em comprimento e forma a 
vedação primária do tubo pressurizado do corpo por meio de dois envoltórios distintos de fita adesiva de Teflon, um 
agente que cria uma vedação resiliente mas não causa nenhuma ligação durante a separação ou interferência na 
integração. A manga do cone do nariz é de 2 em comprimento e tem um único envoltório de fita adesiva de tubo de 
Teflon. Ambas as mangas são unidas ao anteparo através de uma solda de canto não-estrutural e seladas com um 
agente epóxi. Esta união ocorre duas vezes, uma entre a parede interna da luva e a face inferior do anteparo, para o 
acoplador do tubo do corpo superior, e outra vez entre o lábio superior do anteparo e a parede interna da luva. 
Embora fornecendo uma posição para a solda, o principal objetivo do redondo é aumentar o desempenho da 
pressurização da recuperação em comparação com uma borda quadrada sozinha. A adição desta característica 
também aumenta a resistência do acoplador quando submetido ao peso da carga útil durante o vôo. A carga útil é 
incorporada com a face superior do acoplador através de um standoff de 1 em altura e quatro lados que mantém a 
gaiola de carga útil no lugar. Este suporte foi projetado para se ajustar à área da seção transversal da gaiola de carga 
útil e fornece uma carcaça para as amarras e ferragens de amarração que prendem a gaiola ao acoplador. 
A análise do acoplador de carga foi focada na falha do anteparo de carga em três modos diferentes de vôo. A 
primeira foi a carga causada pelo peso do acoplador de carga, supostamente de 12 lb, com aceleração máxima de 10 
g. De acordo com a FEA deste caso, a tensão máxima von Mises é de 1.264 ksi, resultando em um fator de 
segurança de 1.64 acima do rendimento. Na etapa seguinte, a calha de descarga é aplicada com uma linha conectada 
ao parafuso em U de popa, supostamente de 250 lb. Com uma tensão von Mises máxima de 24,098 ksi, este caso de 
carga tem um fator de segurança de 1,66 sobre o rendimento. Além disso, o modelo FEA associado a este caso, 
mostrado na Fig. 29, pode ser observado como tendo a maior tensão ao redor dos furos para o parafuso em U, como 
demonstrado com a visão de perto dos furos na Fig. 30. A passagem do parafuso em U através destes furos 
aumentará a capacidade das peças de resistir à tensão nestes pontos. O caso final que foi considerado foi o 
desdobramento da carga útil através da separação do cone do nariz. Esta carga foi assumida como sendo de 50 lb e 
resultou em uma tensão von Mises máxima de 5,267 ksi e um fator de segurança de 7,59. 
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Figura 29. Von Mises distribuição de tensão na carga 
útil do pára-quedas devido à carga do pára-quedas. 
Figura 30. Fecho de fixação em U para fixação de 
pára-quedas ao acoplador de carga útil. 
 
C. Acoplador de recuperação 
 
O acoplador de recuperação une o tanque do oxidante ao tubo superior do corpo. O objetivo do acoplador de 
recuperação é atuar como um ponto de montagem para o hardware do sistema de recuperação e um ponto de acesso 
para o armamento do sistema de recuperação. Os componentes foram construídos com um diâmetro externo de 8, e a 
gaiola foi fixada a uma espessura de 0,25. O acoplador foi construído em alumínio 6061-T6. O foco principal era 
otimizar o espaço utilizável e a acessibilidade, minimizando ao mesmo tempo o peso. Isto foi feito reduzindo a 
altura da gaiola e removendo o metal não estrutural da gaiola. O acoplador recebeu três portas que permitem fácil 
acesso aos componentes do acoplador e minimizam o peso do acoplador. As portas, juntamente com seus trincos, 
foram impressas em 3D com plástico PLA. O anteparo foi soldado na parte superior da gaiola. O componente pode 
ser visto na Fig. 31. 
 
 
 
Figura 31. Vista externa do acoplador de recuperação. 
 
Análise de fivelas 
Um modelo conservador foi escolhido para ver se a estrutura falharia devido à encurvadura. Para o acoplador de 
recuperação 
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modelo, apenas a casca externa foi utilizada, já que as três escoras são os principais membros que falhariam na 
encurvadura. Foi utilizada a suposição de que as três escoras levariam as 500 lbf. 
A tensão de ruptura do alumínio 6061-T6 é tabulada a 40.000 psi. A tensão máxima von Mises calculada sob esta 
análise foi calculada a 8523 psi. Esta análise conservadora dá um fator de segurança de 4,70. 
Análise de tensão 
O anteparo superior, a manga, a arruela e a porca foram testados para análise de tensão, para que a distribuição de 
tensão neste ponto difícil pudesse ser observada. Assumiu-se que a borda inferior da porca estava sujeita a 2500 lbf 
de acordo com as cargas de pára-quedas calculadas. 
A tensão von Mises máxima calculada sob esta análise foi de aproximadamente 27000 psi. Isto dá um fator de 
segurança de 1,48 para uma análise conservadora das peças de alumínio. A análise de tensão que foi realizada foi 
linear, e não representa a carga de tração do lançamento do pára-quedas que ocorrerá durante a seqüência de 
recuperação. Os resultados da análise da FEA são mostrados nas Figuras 32 e 33. 
 
 
 
 
 
Figura 32. Von Mises distribuição de tensão no 
acoplador de recuperação devido ao carregamento do 
pára-quedas. 
Figura 33. Fechamento da fixação por parafuso olhal 
para fixação de pára-quedas ao acoplador de 
recuperação. 
 
D. Tubo superior do corpo 
 
O principal objetivo para o tubo superior do corpo era criar um tubo de fibra de carbono com um diâmetro externo 
de 8 que pudesse suportar as cargas que lhe eram transmitidas durante o vôo. 
Os plásticos reforçados com fibra de carbono foram escolhidos para o tubo superior do corpo devido a sua baixa 
densidade e alta rigidez. Uma fibra de carbono pré-impregnada (pré-impregnada) unidirecional T800H foi usada 
para fabricar os tubos do corpo da fuselagem (veja o Apêndice A para a folha de dados do material). Esta fibra de 
carbono pré-impregnada foi escolhida devido a sua temperatura de cura variável, permitindo flexibilidade no método 
de fabricação. A fim de criar tubos de corpo estruturalmente sólidos, foi escolhido um padrão de empilhamento 
retornando propriedades quasi-isotrópicas do material. O padrão de empilhamento calculado usando a Teoria 
Clássica do Laminado foi [0, 90, 0, +45, -45]s. Este padrão permite que o tubo manuseie cargas tanto no sentido 
axial como no sentido do arco, juntamente com a carga de torção. Os tubos são feitos para ter um diâmetro externo 
de 8 polegadas para combinar com o molde externo do foguete. 
Análise de elementos finitos 
Para facilitar a análise detalhada da concentração de tensão sob várias cargas, foi feito um modelo de Elemento 
Finito do tubo do corpo utilizando a FEMAP. O modelo foi testado sob várias cargas, incluindo uma carga axial 
aplicada ao aro do tubo, uma carga axial aplicada através dos furos dos parafusos do tubo, e uma pressão interna. 
Estes casos de carga modelam as forças de aceleração durante o vôo, bem como a carga de pressão durante a 
implantação do sistema de recuperação. Várias malhas do tubo foram geradas e testadas soba carga axial até que o 
índice de falha máximo resultante tivesse convergido para 1%. 
A caixa de carga que resultou no maior índice de falha foi a carga axial quando aplicada apenas através dos 
parafusos. A concentração de tensão ocorreu nos furos dos parafusos, com um valor de pico de 0,208 ou um fator de 
segurança de 4,8. Os contornos da concentração de tensão são mostrados na Fig. 34 e na Fig. 35. 
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Figura 34. Contorno de concentração de tensão dos 
furos superiores do tubo superior do corpo. 
Figura 35. Contorno de concentração de tensão dos 
furos inferiores do tubo superior do corpo. 
 
E. Barbatanas 
 
As aletas apresentam um design inovador para permitir um alinhamento ideal e uma fabricação otimizada, bem 
como uma estabilidade e desempenho geral adequados. Isto é conseguido através de um novo processo de fabricação 
em duas etapas que consiste em um conjunto de interface mecânica para assegurar o alinhamento adequado 
combinado com a camada padrão de fibra de carbono e técnicas de cura. 
 
 
Figura 36. Vista externa das barbatanas. 
 
Neste projeto, um núcleo de espuma foi cortado com a geometria da aleta desejada, mostrada na Fig. 36, e foi 
revestido com fibra de carbono. Antes da cura, as inserções de alumínio usinadas foram colocadas na espuma 
usando epóxi. Tanto as aletas como um tubo de fibra de carbono separado, a lata de aletas, foram curados 
individualmente. As aletas curadas foram então aparafusadas radialmente através da lata de aletas para garantir o 
alinhamento adequado. A fibra de carbono foi colocada sobre o conjunto completo para manter permanentemente as 
aletas alinhadas no lugar. Também foram adicionadas carenagens estruturais às raízes das aletas durante este 
processo para ajudar na redução das aletas. 
 
Uma parte da análise estrutural tem sido dedicada ao estudo do flutter aeroelástico esperado e seus efeitos sobre as 
barbatanas. O projeto das aletas este ano teve como objetivo reduzir a possibilidade de falha, fundamentando 
primeiro um ponto de limite para o flutter como uma relação com a velocidade. Esta relação é definida como: 
 
 
 
G 
 
Vf = a 1.337AR3 P 
(λ+1) 
2(AR+2)(t/c)3 
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(3) 
2020 
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onde a é a velocidade do som, G é o módulo de cisalhamento do material, λ é a relação do comprimento da corda da 
ponta à raiz, c é o comprimento médio da corda, AR é a relação de aspecto, t é a espessura, e P é a pressão. Para 
aletas varridas, os resultados de Eq. 3 devem ser ajustados para qualquer ângulo diferente de zero usando a relação 
em Eq. 4: 
 
V 
Vs = cosΛ(4) 
que se correlaciona com o exemplo mostrado na Fig. 37 de um perfil de asa varrida. 
 
 
 
Figura 37. Velocidade efetiva sobre a asa varrida do ângulo Λ 
 
É importante notar que a relação na Eq. 3 é para caixas de material isotrópico, o que não é o caso para o projeto 
atual. Como tal, esta relação foi utilizada para comparações simplificadas da geometria das aletas, já que mais 
passos foram dados para encontrar uma relação aplicável para materiais ortotrópicos. Para modificar a relação de 
limite de velocidade, o material precisava ser idealizado como isotrópico, mudando efetivamente seu módulo de 
cisalhamento. A seguinte relação de origem mostra que 
 GaGb 
Gef = 
YaGb + YbGa 
(5) 
onde Gef é o módulo de cisalhamento idealizado, e G e Y são o respectivo módulo de cisalhamento e fração de 
volume de cada material. Esta relação proporcionou uma expectativa mais precisa sobre o limite de flutter. 
Análise Computacional 
A fim de simular as condições vividas pelo foguete durante seu lançamento e subida, foram utilizados 
RASAero II e Open Rocket. Ambos os programas foram escolhidos por terem resultados precisos de ±3,38% 
e ±10% entre a simulação e os dados experimentais. Para começar, as condições atmosféricas do local de 
lançamento, Las Cruces, Novo México, foram introduzidas usando dados meteorológicos previamente 
registrados para as datas de competição de 19 a 23 de junho. O arquivo do motor do motor foi determinado 
com base no impulso antecipado do foguete e na duração da queima. Ao ajustar a calha de lançamento do 
foguete, foi usada uma altura de 28 pés com um ângulo de offset de 5◦ a partir do normal. 
Para o projeto inicial das aletas, as dimensões de uma forma baixa e varrida foram usadas para estabelecer uma 
base de trabalho. Fatores importantes que foram focados em manter uma margem estática de 1,5 e 3 calibres durante 
todo o vôo do foguete, assim como maximizar a distância máxima do apogeu. Após as simulações iniciais de 
lançamento, a altura, velocidade, estabilidade e arrasto do foguete foram registrados e traçados. A distância de 
varredura da barbatana, o ângulo de varredura, o comprimento da raiz e da ponta da corda e o vão foram 
incrementalmente alterados, garantindo que os dados de cada iteração fossem salvos. Seguindo as tendências de 
aumento de altura e estabilidade, foram criados três projetos de aletas variáveis, como visto na Tabela 1. Com base 
nesta análise, o Fin 1 foi escolhido para Boundless. 
Tabela 1. Dimensões das barbatanas utilizadas no estudo comercial. 
 
Fin 
Acorde Raiz 
(polegadas) 
Acorde de 
Ponta 
(polegadas) 
Espanhol 
(polegada
s) 
Sweep 
(polegad
as) 
2121 
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1 12.54 7.254 8.750 18.49 
2 11.88 2.229 9.788 21.94 
3 13.60 3.863 9.063 20.45 
2222 
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Uma vez introduzidos todos os parâmetros para o foguete, foram realizadas simulações para cada uma das três 
aletas. As principais variáveis de preocupação a partir dos dados emitidos foram altitude, estabilidade, arrasto e 
velocidade ao longo do tempo. Entretanto, ficou claro que, entre RASAero e Open Rocket, havia uma diferença 
distinta entre os resultados produzidos. Isto foi particularmente perceptível quando comparamos o número de Mach 
com a estabilidade do foguete. Nas Figuras 38 a 40, o gráfico da RASAero não mostra a mesma diminuição 
acentuada da estabilidade no momento da queima do foguete Open Rocket. O programa também mostra que a 
estabilidade só muda uma quantidade insignificante, mesmo depois de atingir o apogeu. Apesar de ter uma precisão 
relatada de ±3,38% dos testes experimentais, a RASAero parece ter simplificado demais os resultados em 
comparação com o Open Rocket e ignorado as maiores flutuações nos dados antes, durante e após a queima. 
As parcelas apresentaram tendências que ajudaram a determinar a geometria da barbatana que seria mais eficiente. 
A altitude foi plotada a partir dos dados de ambos os programas, mostrados na Fig. 38 a Fig. 40), com o Open 
Rocket exibindo alturas máximas de apogeu de 32.917 pés, 33.286 pés e 33.155 pés, para as geometrias de aleta 1, 2 
e 3, respectivamente. RASAero tinha valores que eram vários milhares de pés maiores a 39512 pés, 39965 pés e 
39.615 pés. Esta diferença de altitude pode ser atribuída a diferentes métodos de cálculo, bem como ao fato de que a 
RASAero não oferece a mesma acessibilidade para adicionar ou remover pesos. Entretanto, a tendência comum entre 
as três parcelas demonstrou como os apogees não variam significativamente da média de 33.119 pés para Open 
Rocket e 39.697 pés para a RASAero. Também é observado que as altitudes máximas são todas atingidas em 
aproximadamente 46 segundos para Open Rocket e aproximadamente 51 segundos para RASAero. Após analisar e 
comparar os dados de cima, a geometria da aleta 1 foi escolhida por ter a melhor combinação de altitude máxima e 
estabilidade consistente. 
 
 
Figura 38. Altitude e estabilidade vs. tempo para Fin 1. 
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Figura 39. Altitude e estabilidade vs. tempo para o Fin 2.Figura 40. Altitude e estabilidade vs. tempo para o Fin 3. 
 
Uma vez concluídos os três testes estáticos de fogo quente, as curvas de impulso foram adquiridas e utilizadas para a 
análise de Fin 
1. A fase de fabricação do foguete também foi concluída e permitiu que todos os componentes individuais fossem 
pesados e medidos. A partir destas dimensões, um modelo mais preciso do foguete foi inserido no OpenRocket para 
análise. Os valores de massa calculados e pesados, 176 lbs e 173 lbs respectivamente, assim como os valores de 
centro de gravidade calculados e medidos, 105 polegadas e 103 polegadas da ponta respectivamente, estavam dentro 
de um erro percentual aceitável de menos de 5%. 
O calibre de estabilidade é usado como uma diretriz para as expectativas de vôo, definido como a distância 
aproximada, medida em larguras de corpo, entre o centro de pressão e o centro de gravidade. O calibre de estabilidade 
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foi determinado usando 
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OpenRocket e cálculos independentes para estar no ou acima do 1,5 especificado, dentro da faixa necessária para vôo 
estável. 
Do segundo incêndio de teste, um apogeu de 27.063 pés foi emitido juntamente com uma faixa de estabilidade de 
0,5 a 3,6 calibres. Para o terceiro e último fogo de teste, a altitude máxima foi determinada em 32.133 pés com uma 
faixa de estabilidade semelhante aos resultados anteriores de calibres de 0,5 a 3,5. Estes podem ser vistos na Fig. 41. 
 
 
Figura 41. Altitude e estabilidade vs. tempo para o Fin 1 usando dados de teste de fogo 
quente. 
 
F. Cone de cauda 
 
O cone de cauda foi introduzido para reduzir o arrasto durante a costa e aumentar a altitude do apogeu. O projeto 
descrito na Fig. 42 foi decidido porque afina o diâmetro externo do foguete de 8 polegadas para o do bocal do 
foguete, enquanto efetivamente cobre o bocal para não deixá-lo exposto na seção de popa do foguete. Para 
determinar a eficácia do cone de cauda, simulações de vôo do foguete tanto com como sem o cone de cauda foram 
feitas em Foguete Aberto para determinar a altitude do foguete em função do número de Mach. O gráfico de altitude 
é mostrado na Fig. 43. 
 
 
 
Figura 42. Vista externa do cone de cauda. 
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Figura 43. Altitude vs número Mach para configurações de cone de cauda. 
 
Pode ser visto pelo gráfico de altitude que o uso de um cone de cauda aumenta a altitude máxima atingida em 
aproximadamente 1.000 pés. 
 
II.III. Subsistemas de recuperação 
 
O sistema de recuperação inclui os pára-quedas do foguete e todos os componentes que facilitam seu lançamento, 
bem como os sistemas de rastreamento que irão localizar o veículo. Isto inclui os altímetros e fiação, o mecanismo 
de ejeção do cone do nariz do CO2, o mecanismo principal de liberação do pára-quedas, o equipamento de pára-
quedismo e as suítes aviônicas. 
 
A. Pára-quedas 
 
O foguete tem dois pára-quedas: um drogue de 24 pol. de diâmetro e um principal de 144 pol. de diâmetro. 
Ambos os pára-quedas foram costurados por estudantes e têm geometrias toroidais com um coeficiente de arrasto 
estimado de 2,2. Usando 132 lb para o peso seco do foguete, a velocidade de descida sob o drogue é calculada a 128 
pés/s e a velocidade de descida sob o principal é calculada a ser 
21,4 pés/s. Uma imagem do pára-quedas principal durante os testes de inflação pode ser vista na Fig. 44. 
 
 
 
Figura 44. Teste de inflação do pára-quedas principal. 
 
Os pára-quedas foram costurados a partir de nylon 1,1 onças de nylon de 1,1 oz de calandra e linha de costura 
pesada. Os padrões de tecido para os painéis estão no Apêndice F. Todas as costuras foram dobradas para produzir 
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uma costura reforçada e sem fricção. As linhas de revestimento são de comprimento contínuo de 1,8 mm de 
Dyneema correndo de um lado do pára-quedas para o outro, e de laço 
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através do equipamento primário de recuperação, tornando os dois inseparáveis, a menos que se separe a Dyneema. 
As linhas do sudário são classificadas cada uma com 500 lb de força. 
Usando a ferramenta do Parachute Research Group da Parks College, OSCALC, a força de choque de abertura do 
pára-quedas principal sem reefing seria de 2000 lb. Para diminuir esta força, um anel de reefing de alumínio 
maquinado por estudantes é colocado sobre as linhas de revestimento do pára-quedas principal. Além disso, as 
dobras em Z com fitas e roscas são adicionadas às cordas de recuperação primária. Todas as partes do foguete que 
absorvem a força total de abertura do pára-quedas principal são projetadas para uma carga de 2000 lb. Isto inclui as 
linhas de cordame e o acoplador de recuperação. Da mesma forma, o choque de abertura do paraquedas foi 
calculado em 300 lb. O separador do estágio do paraquedas foi levado à falha em 3,75 vezes essa carga durante um 
teste de força Instron. 
 
B. Separador de Pára-quedas 
 
O separador de pára-quedas (PSS) é um subsistema mecânico que libera o pára-quedas principal quando o pára-
quedas principal é acionado pelos altímetros. Ele libera uma linha de 2,5 pés sob tensão. Seu projeto é baseado na 
liberação de três anéis, que os pára-quedistas usam para cortar um pára-quedas com falhas antes de implantar um 
pára-quedas de emergência. Os três anéis se encaixam para proporcionar uma vantagem mecânica, o que significa 
que dois fios de linha de costura pesada podem manter a tensão total do lançamento de pára-quedas com queda. Para 
redundância, um único laço contínuo composto de oito passagens de linha passa por um furo na cinta de nylon e por 
duas bobinas de fio de nicromo isoladas eletricamente. Quando os altímetros enviam corrente através do fio de 
nicromo, aquecendo-os, o fio é cortado. Apenas um fio deve ser cortado para liberar o menor anel. Isto permite que 
a tensão puxe o anel pequeno através do anel médio, que pode então puxar através do anel grande, separando 
completamente o PSS. Este mecanismo pode ser visto na Fig. 45. 
Os fios de nicromo são conectados a 22 cabos American Wire Gauge (AWG) com conectores para crimpagem de 
anéis. Os cabos passam pelo interior da cinta de nylon tubular conectando o PSS ao ponto duro. Eles emergem da 
cinta através de um pequeno orifício e se conectam aos blocos de terminais. O próprio fio de níquel é protegido 
contra danos acidentais ou condução elétrica com uma carcaça de ABS impressa em 3D (Fig. 46), que é então 
costurada à cinta. 
 
 
 
Figura 45. Vista externa do PSS. (fios de nichromo não 
visíveis) 
Figura 46. Grande plano da caixa de fios sob PSS, 
mostrando o fio enrolado em nichos 
 
O PSS é acondicionado no tubo superior do corpo acima da bolsa principal do pára-quedas e abaixo do pára-
quedas suspenso. Uma extremidade é amarrada ao ponto rotulado "PSS" na Fig.47 e a outra extremidade é a cinta 
amarrada ao ponto duro no anteparo do acoplador de recuperação. Quando o paraquedas é colocado, ele se eleva 
para imediatamente acima da borda superior do tubo superior do corpo. Quando o pára-quedas principal é 
desdobrado, a maior parte do PSS permanece amarrada diretamente ao ponto duro, enquanto o maior anel 
permanece amarrado à linha principal enquanto ele se afasta. 
O PSS é eletricamente redundante. Se qualquer um dos fios do nichromo receber corrente, o sistema será 
implantado. Os dois fios de nicromo são cabeados separadamente para os dois altímetros. O PSS foi testado várias 
vezes abaixo de 130 lb de tensão, o que simula o peso do foguete caindo a uma velocidade constante sob queda de 
tensão. 
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C. Rigging 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Figura 47. Calibração do sistema de pára-quedas (dimensões em pés) 
 
O cordamepara os pára-quedas consiste em uma corda AmSteel Blue de 3/16" de comprimento. Os laços são 
amarrados nesta linha em vários pontos para fixar ao hardware, como diagramado na Fig. 47. Quando o cone do 
nariz é ejetado pelo mecanismo de CO2, o pára-quedas drogue puxa todo o comprimento da linha de cordame acima 
do PSS esticado e para fora do foguete. Quando o PSS libera a conexão direta do meio da linha de cordame para o 
ponto duro, o paraquedas puxa o pára-quedas principal para fora de sua bolsa e do tubo superior do corpo, 
permitindo que ele se desdobre. 
Para organizar as linhas, evitar o entupimento e absorver algumas das cargas de choque de abertura do lançamento 
de pára-quedas, o comprimento de 34 pés, o comprimento de 8,5 pés e metade do comprimento de 30,5 pés da linha 
de cordame foram agrupados em dobras em Z. A maioria das dobras em Z utilizam fita adesiva de mascaramento, 
enquanto várias em cada linha utilizam fio de nylon. Esta fita/fios quebra sob a carga de choque inicial durante a 
queda ou desdobramento principal, reduzindo a carga de choque de pico transmitida ao resto do foguete. 
Uma bolsa à prova de fogo para o pára-quedas principal e a corda de 34 pés de comprimento foi cosida de 
Nomex. Ela ajuda a organizar o tubo superior do corpo, evita a sujeira e protege o principal dos gases de ejeção do 
mecanismo de CO2. A própria bolsa é amarrada no ponto duro para que não saia do tubo superior do corpo durante o 
desdobramento do pára-quedas principal. 
Para evitar o zíper, os pára-choques foram construídos para afixar nos arneses dos pára-quedas onde eles entram 
em contato com a borda superior do tubo superior do corpo. Os pára-choques são compostos de camadas de espuma 
de célula fechada e tecido grosso, que ajudam a absorver e espalhar as forças de impacto entre a corda e o tubo 
superior do corpo no lançamento do pára-quedas. 
 
D. Mecanismo de Ejeção de CO2 
 
 
 
 
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Figura 48. Visão externa do mecanismo de ejeção de CO2. 
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O mecanismo de ejeção de CO2, mostrado na Fig. 48, é um subsistema pirotécnico pesquisado e projetado por 
estudantes que perfura duas latas de 45 g de CO2. Ele é acionado no apogeu, e o dióxido de carbono fornece pressão 
suficiente para cisalhar através dos parafusos de nylon que seguram o acoplador de carga útil. Esta ejeção do 
acoplador de carga útil faz com que o pára-quedas de mergulho seja acionado, o qual é embalado na parte superior 
do tubo superior do corpo. O acoplador de carga está neste ponto ainda amarrado ao foguete, como mostrado na Fig. 
47. 
O mecanismo de ejeção de CO2 é montado no anteparo superior do acoplador de recuperação, com as duas latas 
salientes através do anteparo e dentro do próprio acoplador de recuperação. Quando os altímetros enviam a corrente 
para os detonadores, a carga de pó preto é detonada. Isto envia o êmbolo para a botija de CO2 em alta velocidade. O 
diafragma do recipiente é rompido e o CO2 escapa pelos orifícios laterais, inundando o tubo superior do corpo. 
O mecanismo de ejeção de CO2 é elétrica e fisicamente redundante. Embora existam dois cilindros de CO2, os 
testes demonstraram que um deles é suficiente para ser implantado com sucesso. Além disso, cada carga de pólvora 
negra tem duas ignições, com uma vindo de cada um dos dois altímetros. Se um deles falhar, essa carga ainda 
detonará. Se um altímetro falhar, ambas as cargas ainda serão detonadas. 
Como o subsistema de CO2 depende da breve utilização do tubo superior do corpo como vaso de pressão, devem 
ser tomadas precauções para selá-lo. No anteparo, juntas de borracha personalizadas selam os furos para o parafuso 
ocular e o mecanismo de ejeção de CO2. O conector elétrico principal através do anteparo foi epoxiado no lugar. A 
costura soldada na saia superior do acoplador de recuperação foi selada. A fita roscada foi aplicada nos parafusos 
que fixam o tubo superior do corpo ao acoplador de recuperação. A fita roscada também foi aplicada na borda 
inferior do acoplador de carga útil. Este esforço de vedação foi comprovadamente eficaz, pois o mecanismo de 
ejeção de CO2 ejetou com sucesso o acoplador de carga útil usando apenas um recipiente de CO2 durante os testes no 
solo. 
 
E. Sistema elétrico de recuperação 
 
Todos os eventos de recuperação são controlados por meio de dois altímetros de peso de corvo de penas fora da 
prateleira, que são totalmente independe- amolgadelas e redundantes. Eles são programados de forma idêntica. O 
lançamento é detectado através de um acelerômetro. Um canal de apogeu é programado para disparar quando a 
pressão barométrica começa a aumentar, enquanto o outro é programado para disparar quando a velocidade 
detectada pelo acelerômetro se torna negativa. Ambos os canais principais são programados para disparar quando a 
pressão barométrica está aumentando, a altitude é inferior a 1.500 pés AGL, e a velocidade é inferior a 400 pés/s. 
Como os cabos de apogeu são ligados em paralelo, se algum dos quatro canais de apogeu entre os dois altímetros 
disparar, ambos os cilindros de CO2 serão perfurados simultaneamente. 
A fiação entre os altímetros e os componentes que eles controlam é mostrada no Anexo F. Os altímetros são 
alimentados por três baterias de 9V, sendo que duas delas são ligadas em paralelo. Para cada bateria, o cabo positivo 
é quebrado por um interruptor de chave, depois conectado ao conector militar de 10 pinos e ao terminal positivo do 
altímetro. Da mesma forma, os quatro canais no altímetro são conectados ao conector militar. Finalmente, o cabo 
negativo da bateria é conectado diretamente ao terminal negativo do altímetro. 
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Figura 49. Componentes de recuperação instalados na recuperação 
acoplador. (interruptores de armamento visíveis)Figura 50. Diagrama da fiação do anteparo de recuperação 
 
O conector militar de 10 pinos é uma conexão elétrica removível e hermética entre os altímetros abaixo do 
anteparo do acoplador de re-cobertura e os componentes de recuperação acima dele. A figura 50 mostra como a 
parte superior do anteparo do acoplador de recuperação é cabeada. Após a instalação, os cabos dos ignitores de CO2 
e do PSS são conectados aos terminais de parafuso. A metade superior do conector militar e os fios que vão dele 
para os blocos de terminais são instalados perma- nentemente. Todas as conexões para o conector militar em ambos 
os lados foram soldadas. Todas as conexões aos blocos de terminais a partir do conector militar utilizam conectores 
com anéis crimpados. Todos os fios de um botão para os componentes de recuperação (por exemplo, um cabo PSS 
negativo) foram enrolados pelo menos 180 graus no sentido horário em torno do parafuso correto antes que o 
parafuso fosse apertado firmemente. Quando vários fios são introduzidos no mesmo terminal de parafuso, foram 
usados conectores com anéis de conexão. 
 
F. Aviônica 
 
O sistema Avionics inclui um conjunto de sensores de diagnóstico com capacidades de telemetria, um sistema 
automatizado de relatórios de pacotes (APRS), bem como faróis transmissores de emergência redundantes. O 
conjunto de sensores de diagnóstico coleta altitude, orientação, dados GPS, aceleração e velocidade. Estes pontos de 
dados são ambos salvos em um cartão SD local e transmitidos para o comando. Este conjunto existe no acoplador de 
recuperação, próximo aos altímetros Raven. O APRS, localizado no nosecone, transmite na faixa de 70 cm. Os 
dados do APRS serão recebidos na estação terrestre usando um rádio de mão contendo um controlador de nó 
terminal integrado, permitindo que os pacotes do APRS sejam decodificados sem depender de torres locais. Por 
último, dois faróis de baixa potência serão colocados sobre o foguete; um no cone do nariz e outro no compartimento 
da válvula acionada.II.IV. Subsistemas de carga útil 
 
A carga útil do SARP 2018 é um veículo exploratório autônomo. A missão do rover é caracterizar o clima 
circundante do deserto do Novo México no desembarque. Por esta razão, o rover coletará dados de pressão, 
temperatura, qualidade do ar e umidade. O esquema de desdobramento do rover imita o desdobramento do pára-
quedas da equipe Recov- ery. Depois que o foguete tiver implantado o pára-quedas principal, o sistema de CO2 no 
interior do nariz separará o nariz do acoplador de carga útil a 1.500 pés do nível do solo, liberando o rover. O rover 
será então suspenso e amarrado ao cone do nariz e ao acoplador. Uma vez que o foguete tenha pousado, o rover sairá 
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de seu recinto e cumprirá sua missão. 
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Figura 51. Esquema de distribuição de carga útil. 
 
A. Caixa CubeSat Rover 
 
O rover será alojado no cone do nariz dentro de seu recinto mostrado na Fig. 52. A gaiola atende a um padrão 3U 
CubeSat. Para poder suportar a carga esperada da ejeção, a gaiola foi construída com os seguintes materiais: placas 
de alumínio, dobradiças de mola de alumínio, parafusos com olhal, e portas laterais de madeira. Os principais 
componentes estruturais que suportarão a carga de tração uma vez que a carga útil for colocada, são as paredes de 
alumínio da gaiola. As dobradiças de mola atuarão em compressão sobre as portas de madeira para abrir. As três 
portas de madeira serão mantidas juntas por um único pino de alumínio. 
 
 
 
Figura 52. Vista externa do invólucro do rover. 
 
A gaiola descrita acima abrirá assim que o foguete aterrisse, usando um servo braço e painéis de parede 
articulados. O servo é preso ao pino único que mantém as portas de madeira juntas. Este pino será puxado para fora 
quando o servo braço girar. O servo preso ao braço será controlado por um Arduino. As dimensões externas da 
gaiola serão confinadas ao padrão 3U de aproximadamente 12 em X 4 em X 4 em X 4 em. O rover caberá dentro 
desta gaiola com um diâmetro externo de 3,6 polegadas e comprimento de 11,5 polegadas. 
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Para garantir a resistência da gaiola seria suficiente para suportar a carga de desdobramento esperada, a FEA foi 
con- canalizada para determinar as tensões esperadas com a carga de pressão. Assumiu-se uma carga de pressão 
esperada de 12 psi de desdobramento. A figura 53 mostra a concentração de tensão resultante da von Mises. Como 
mostrado na figura, as maiores concentrações de tensão estão localizadas perto dos quebra-cabeças L na parte 
superior e inferior da gaiola. Foi determinado que a gaiola resistiria ao carregamento e lançamento previstos. 
 
 
Figura 53. Von Mises distribuição de tensão para acoplador de carga útil sob carga de 
pressão de desdobramento. 
 
B. Veículo Rover 
 
A carga útil de 2018 é um veículo exploratório autônomo. O objetivo de tornar o rover autônomo é demonstrar e 
explorar o uso da teoria de controle em veículos autônomos, uma tecnologia emergente em muitos campos. O rover, 
portanto, tem uma manobra pré-determinada a executar no pouso que o levará até 500 m de distância do foguete. 
Durante este tempo, o rover estará coletando e armazenando dados para um cartão Micro SD a bordo. 
 
 
 
Figura 54. Vista externa do rover. 
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Figura 55. Vista explodida dos internos do rover. 
 
Um Arduino Uno foi usado por causa de sua disponibilidade, preço e grande banco de dados on-line. O Arduino 
também possui uma grande variedade de sensores, que foram usados para auxiliar no controle do rover. O principal 
componente do controle de rover era um Sensor de Distância Ultrasônico (UDS). O UDS foi usado para detectar 
obstáculos no caminho do rover. Se um objeto for detectado, o rover seguirá um caminho para evitar o obstáculo 
antes de retornar ao seu caminho objetivo. 
O rover coletará seus dados usando um sensor Adafruit BME680. Estes dados serão armazenados a bordo, bem 
como transmitidos de volta ao controle terrestre. Para receber os dados do rover em tempo real, o conjunto de 
aviônicos do bay de recuperação é usado para auxiliar na transmissão de dados. O conjunto de aviônica do bay de 
recuperação irá gravar e enviar a localização GPS do foguete durante o vôo. Uma vez que o foguete tenha pousado, 
o rover aproveitará a infra-estrutura de telemetria localizada no conjunto, enviando os dados através do local de 
lançamento para o controle em terra. O plano de transmissão de dados é mostrado na Fig. 56. O rover usará um 
Rádio Adafruit RFM96W LoRa Transceiver Breakout (433 MHz) para enviar os dados de volta para o foguete. A 
antena é um simples fio fino. Além disso, um cartão SD embarcado será usado para armazenar estes dados em caso 
de falha na transmissão de dados. 
 
 
 
Figura 56. Esquema de transmissão de dados de carga útil. 
 
Para acomodar a eletrônica necessária, o diâmetro do corpo do rover deve ser o maior possível. Estudos 
comerciais foram realizados para desenvolver uma roda que aumentasse a folga do corpo do rover fora do solo, 
dobrando assim o diâmetro permissível do corpo do rover. A roda escolhida é uma roda com mola; ela será 
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comprimida quando embalada na gaiola de carga útil, e ao ser colocada em funcionamento, se expandirá como visto 
na Fig. 57. O cubo da roda e a roda