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Ce qui suit provient du site web "the Sky Dark team" et est publié avec l'autorisation de son auteur de manière à pouvoir être traduit dans d'autres langues.

Ajouter un nouveau moteur

Note: L'astuce ci dessous n'a plus de sens pour les dernières versions. A partir de la version 1.1.9 les données d'un moteur personnalisé peuvent être chargées avec  Edit/Preferences/Options/User-defined trust curves.

Il est possible d'ajouter ses propres fichiers de données moteur dans Open Rocket, cependant ce n'est pas chose aisée. Des conseils peuvent être trouvés sur le forum d'Open Rocket. Une des manières de le faire est avec l'aide du logiciel WinZip. Vous devez ouvrir le fichier .jar avec WinZip ou un équivalent. Ensuite allez dans le répertoire datafiles\thrustcurves\ . Là vous verrez des fichiers représentant les moteurs disponibles dans OR. Il y a 2 types différent: .eng et .rsp. Pour certain moteurs il peut y avoir 2 fichiers différent dans un des formats différent. Tous les deux peuvent être visualisés dans un éditeur de texte. Le format .eng est plus facile à utiliser et je l'utilise en générale si je veux une courbe de poussée personnalisée. Autrement sur http://www.thrustcurve.org/motorstats.shtml il y a une description des 2 formats, plus simplement il s'agit juste d'une liste de valeurs de la poussée en fonction du temps avec quelques informations supplémentaire comme le poids du moteur, le délais etc.. dans la première ligne. Autrement je suggère que vous compariez ce qu'OR montre et le contexte du fichier correspondant.

Voici à nouveau les étapes:

  • Lancez WinZip et ouvrez le fichier .jar d'Open Rocket (par exemple OpenRocket-1.1.0.jar). Toutes les courbes de poussées peuvent être trouvées dans le répertoire datafiles/thrustcurves.
  • En utilisant le menu Action-Add ou le bouton Add sur la barre d'outils de WinZip ajoutez un nouveau fichier.eng au répertoire contenant les courbes de poussées.

Simulation d'une "boosted dart"

Une fusée "boosted dart" est un véhicule composé d'un booster de fusée et d'un étage supérieur non propulsé appelé "une flèche". La flèche se sépare du booster à cause d'une différence de trainée and coasts to the apogee.

 

Voici plusieurs exemples de "boosted darts":

L'excellent rapport NARAM -31's par l'équipe Spaceman Spiff fournit des données théoriques et expérimentales très utiles liées aux fusées de type "boosted dart".

 

OpenRocket peut être utilisé pour simuler ce type de fusées.  L'astuce c'est de représenter la flèche comme un étage propulsé utilisant un moteur avec une impulsion insignifiante.  Un fichier "moteur dart fictif" est attaché en bas de cette page. Après l'avoir ajouté au répertoire thrustcurves d'Open Rocket comme décrit au dessus ; le moteur fictif apparait dans la liste des moteurs sous le nom TheSkyDart (voyez la capture d'écran ci-dessous).

La marque peut être changée en n'importe quel nom en éditant le fichier .eng avec un éditeur de texte.

;
;Dummy A size motor with 0 thrust.
A0T 13 45 0-2-4-6-8-10-20-40-60-80-100 0.0001 0.0001 TheSkyDart
0.01 0.0001
0.1 0.0001
0.2 0.0001
0.3 0.0001
0.4 0.0001
0.5 0.0001
0.6 0.0001
0.7 0.0001
0.8 0.0001
0.9 0.0001
1.0 0.0
;

Le moteur fournit plusieurs options de retard, cependant elles peuvent être facilement modifiées à n'importe quelle valeur désirée.

L'allumage du moteur du "sustainer" devrait etre décrit comme "First burnout of previous stage".

Caractéristiques de Stabilité Dynamiques

This section is added to reflect upon  the six-part series of articles in Apogee's news letter, Peak of Flight. Celles ci sont:

Issue #192 - (09/11/07) Basics Of Flight Analysis - Moment d'Inertie
Issue #193 - (09/25/07) Basics Of Flight Analysis – Corrective Moment Coefficient
Issue #195 - (10/23/07) Basics Of Flight Analysis - Damping Moment Coefficient
Issue #196 - (11/06/07) Basics Of Flight Analysis - Radial Moment of Inertia and the Natural Frequency
Issue #197 - (11/20/07) Basics Of Flight Analysis - Damping Ratio
Issue #198 - (12/04/07) Basics Of Flight Analysis - Optimiser l'Altitude

Les équations présentées dans les articles proviennent de 'Advanced Topics In Model Rocketry' par Mandell, Caporaso, et Bengen.  Ce livre est très rare donc relativement chère.  Cependant les chapitres de ce livre contenant la base de la stabilité dynamique ont été publié dans une série d'articles dans le volume 1 du magazine Model Rocketry (en 1968; #10 en #11 et en 1969; #1, #2, #3 et des corrections dans #4).

Il y a plusieurs paramètres important pour la caractéristique de stabilité dynamique d'une fusée. La littérature ci dessus donne les équations nécessaires et suggère des critères de conception à appliquer pour obtenir les performances requise par le modèle. Ces caractéristiques sont:

  • IL = Longitudinal Moment of Inertia
  • C1 = Corrective Moment Coefficient
  • C2 = Damping Moment Coefficient
  • IR = Radial Moment of Inertia (not analysed here)
  • ωn = Natural Frequency
  • z = Damping Ratio

Of the above list only the Longitudinal Moment of Inertia is explicitly calculated in OR and it is available for plotting and exporting. Le reste n'est pas disponible dans la version actuelle de l'outil. Cependant avec des calculs sous Excel il est possible de récupérer ces paramètres.

Corrective Moment Coefficient

Pour calculer C1 l'équation suivante doit etre utilisée:

C1= (V^2)*Aref*Cna*(Z-W)*p/2 (1)

Ou:

p- densité de l'air, approximativement 1.24 kg/m^3
V- vitesse de la fusée (Vitesse totale de la fusée dans OR), m/sec
Aref - Surface de référence, m^2
Cna - normal force coefficient
Z- CP of the rocket , m
W - CG (centre de gravité) de la fusée, m

In (1) velocity V, reference area Aref, centre of pressure Z and CG of the rocket W can be directly obtained from OR.

There are two ways to obtain the Normal Force coefficient Cna. It can be calculated as follows:

Cna= Cn/alfa (2)

Ou:
Cn - Normal force coefficient as it is calculated by OR (name is confusing, but it is a slightly different parameter).
alfa - Angle of attack, rad

In (2) both Cn and alfa can be obtained from OR. It has to be noted that (3) is a valid approximation for small angles of attack.

Alternatively a value of Cna corresponding to a particular angle of attack is available on the Stability tab of  Analyze/Component Analysis menu.  The required value is the Cna column row Total (3.47 on the picture below)

 

Note that the total Cna depends upon Angle of Attack and speed (Mach number). The Angle of Attack should be set to 0deg, but the Mach number can be set to any value between Vmax and 0 (I need to do some more characterisation here)

Natural Frequency

Once C1 coefficient is calculated  the Natural Frequency ωn can be calculated as follows:

ωn =sqrt(C1/IL) (3)

Where:
ωn - natural frequency, rad/sec
C1 - corrective moment coefficient
IL - Longitudinal Moment of Inertia, kg*m^2

Damping Moment Coefficient

The Damping Moment Coefficient is calculated using the following formula:

C2=C2r + C2a (4)

Ou:
C2- Damping Moment Coefficient
C2r – Propulsive Damping Moment Coefficient
C2a – Aerodynamic Damping Moment Coefficient

Propulsive C2r is calculated using the following formula:

C2r = m_dot * (Ln-W)^2 (5)

Ou:
m_dot – mass expulsion rate, kg/sec
Ln – Distance to the nozzle throat from the tip of the nose cone, m
W - CG of the rocket from the nose cone tip, m

m_dot component can be approximately calculated as follows:

m_dot = propellant mass/burn time [kg/sec] (6)

The Aerodynamic Dumping Moment Coefficient C2r is calculated as follows:

C2r = (V*Aref*p/2)* SUM(Cnai*(Zi-W)^2) (7)

Ou:
p- densité de l'air, approximativement 1.24 kg/m^3
V- vitesse de la fusée (Vitesse totale de la fusée dans OR), m/sec
Aref - surface de référence, m^2
Cnai - normal force coefficient of the individual components
Zi- Distance from the nose cone tip to CP of the component , m
W - CG of the rocket, m

V and Aref are available in OR export, however Cnai and Zi are not exported and have to be extracted manually. They can be found in menu Analyze/Component Analysis, tab Stability (see the example picture under formula (2) above). There Cnai for each element is provided in the column CAN, and column CP provides Zi. Note that (7) requires CP to be in meters.

Damping Ratio

Pour finir le "Dumping Ratio" est calculé comme suit:

DR = C2/(2*SQRT(C1*IL)) (8)

Ou:
C2 - Damping Moment Coefficient (4)
C1 - Corrective Moment Coefficient (2) (see Calculation of Natural Frequency in OpenRocket)
IL - Longitudinal Moment of Inertia, kg*m^2 (available in OR export)

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