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El siguiente artículo procede del sitio Web del grupo Sky Dart y se publica con la autorización de su autor para que pueda ser traducido en otros idiomas.

Añadir un nuevo motor

Nota: El siguiente consejo es irrelevante para las versiones posteriores. A partir de la versión 1.1.9 pueden agregarse los datos de los motores personalizados mediante la opción del menú Edición/Preferencias/Opciones casillero “Curvas de potencia definidas por el usuario”.

Es posible añadir un archivo con los datos del motor personalizado a OpenRocket, aunque no es un procedimiento sencillo. Puede encontrar algunos consejos en el foro de OpenRocket. Una de las maneras de hacerlo es con la ayuda del programa WinZip. Tiene que abrir el archivo. Jar a través de WinZip u otro similar. Luego, vaya a la carpeta donde se encuentran los archivos de motores datafile\thrustcurves\. Allí encontrará los archivos de los motores disponibles en OpenRocket. Hay dos tipos diferentes de archivos de datos para motores, los que tienen extensión .eng y .rsp. Para algunos motores pueden existir dos archivos con diferentes extensiones. Ambos se pueden editar mediante un editor de texto. Los archivos con extensión .eng son muy fáciles de editar, y por lo general son los que más se emplean para crear las curvas de empuje de un motor. Por otro lado, en el sitio web http://www.thrustcurve.org/motorstats.shtml puede obtener una descripción de ambos formatos de archivo, pero básicamente sólo se trata de una lista de valores de tiempo y empuje junto con alguna información adicional en la primera línea como por ejemplo; el diámetro del motor, el peso total del motor, el peso del propelente, el tiempo de retardo, etc. Como prueba, puede editar uno de estos archivos y ver de forma simultánea con OpenRocket cómo se representan esos datos mediante una curva.

Estos son los pasos:
  • Abra el programa WinZip y ejecute OpenRocket. Todas las curvas de empuje se encuentran en la carpeta datafile\thrustcurves\.
  • Utilizando la opción del menú Acción-Añadir o el botón Añadir en la barra de herramientas del programa WinZip, agregue un nuevo archivo .eng a la carpeta de las curvas de empuje.

Simulación de Dardos Impulsados

Un dardo impulsado es un vehículo que consiste en un cohete con dos etapas, la primera va impulsada con un motor y la segunda no lleva motor, a esta segunda etapa se la denomina “Dardo”. El dardo se separa de la etapa impulsora por la diferencia del arrastre aerodinámico, y continúa ascendiendo hasta el apogeo.

Aquí puede encontrar algunos ejemplos de Dardos Impulsados:

El excelente informe del NARAM -31 elaborado por Spaceman Spiff Team proporciona abundante información técnica y datos experimentales relacionados con los dardos impulsados.

OpenRocket puede utilizarse para simular este tipo de cohetes. El truco consiste en representar el dardo como etapa principal impulsada con un motor que posee una insignificante cantidad de impulso. Para ello se confecciona un motor falso para el dardo cuyos datos puede encontrar al final de este artículo. Después de añadir el archivo de este motor a la carpeta thrustcurves de OpenRocket, tal como explicábamos al principio, el falso motor aparecerá en la lista de motores con el nombre que le pongamos, por ejemplo “TheSkyDart” (ver la siguiente imagen).

El fabricante del motor puede figurar con cualquier nombre que nosotros le pongamos al editar el archivo .eng con un editor de textos.

;
;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
;

En la segunda línea puede observar que este motor proporciona muchos tipos de retardo, pero también puede modificar estos valores según le convenga.

El encendido del motor del dardo deberá especificarse como evento “Primer apagado de la primera etapa” antes de ejecutar la simulación en OpenRocket.

Características de la Estabilidad Aerodinámica

En esta sección se añaden los seis artículos por partes escritos por Tim Van Milligan de Apogee, Peak of Flight. Estos artículos son:

Issue #192 - (09/11/07) Basics Of Flight Analysis - Moment Of Inertia
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 - Optimizing For Altitude

Las fórmulas presentadas en los artículos pueden encontrarse en el documento 'Advanced Topics In Model Rocketry' por Mandell, Caporaso, y Bengen. El libro es un poco raro de encontrar a la par que caro. Sin embargo, la sección con los conceptos básicos sobre la Estabilidad Aerodinámica del libro fue publicada en una serie de artículos en el Volumen 1 del Model Rocketry magazine (en 1968; Nº10 y Nº11 y en 1969; Nº1, Nº2, Nº3 y las correcciones en el Nº4).

Hay muchos parámetros importantes a considerar en la estabilidad aerodinámica de los cohetes. La anterior bibliografía proporciona las formulas más relevantes, y sugiere algunos criterios necesarios para el diseño y el desarrollo de un modelo. Estas características son:

  • IL  = Momento de Inercia Longitudinal.
  • C1 = Coeficiente Correctivo del Momento.
  • C2 = Coeficiente de Amortiguación del Momento.
  • IR  = Momento de Inercia Radial (no analizado aquí).
  • ωn = Frecuencia natural.
  • z    = Tasa de amortiguación.

De la lista anterior, en OpenRocket sólo se calcula explícitamente el Momento de Inercia Longitudinal, y los resultados están disponibles para grafiar y exportar. El resto de los datos no están disponibles en la versión actual de OpenRocket. Sin embargo, mediante algunos ajustes con la hoja de cálculo Excel, es posible obtener esos parámetros.

Coeficiente Correctivo del Momento

Para calcular C1 se utiliza la siguiente formula:

C1= (V2)*Aref*Cna*(Z-W)*p/2 (1)

Donde:

p    – Densidad media del aire, aproximadamente 1.24 kg/m3
V    – Velocidad del cohete (En OpenRocket sólo se muestra la velocidad total), m/seg
Aref – Área de referencia, m2
Cna – Coeficiente de la fuerza normal
Z    – Distancia al CP del cohete, m
W   – Distancia al CG del cohete, m

Para la fórmula (1), los valores de la velocidad V, el área de referencia Aref, el centro de presiones Z y el centro de gravedad W del cohete, pueden obtenerse directamente de OpenRocket.

Existen dos formas de obtener el Coeficiente de la Fuerza Normal Cna:

Cna= Cn/alfa (2)

Donde:

Cn   – Coeficiente de la fuerza normal tal cual la calcula OpenRocket (el nombre de este parámetro puede ser confuso, pero se trata de un parámetro significativamente diferente del resto).
alfa – Ángulo de ataque, rad

En la fórmula (2), tanto el Cn como alfa pueden obtenerse directamente de OpenRocket. Puede percartarse de que la siguiente fórmula (3) es una aproximación válida para ángulos de ataque pequeños.

De forma alternativa, un valor del Cna se corresponde con un ángulo de ataque concreto. Este parámetro está disponible en la pestaña de Estabilidad del menú Analizar/Componente. El valor requerido es el de la columna Cnatotal (3.47 en la siguiente imagen)

Fíjese que el Cna total depende de un Ángulo de ataque y una velocidad (número Mach). El Ángulo de ataque debería iniciarse en 0º, pero el número Mach puede iniciarse en cualquier valor comprendido entre 0 y Vmax.

Frecuencia Natural

Una vez calculado el coeficiente C1, la Frecuencia Natural ωn puede calcularse como sigue:

ωn = RAIZ(C1/IL) (3)

Donde:

ωn – Frecuencia Natural, rad/seg
C1 – Coeficiente Correctivo del Momento
IL  – Momento de Inercia Longitudinal, kg*m2

Coeficiente de Amortiguación del Momento

El Coeficiente de Amortiguación del Momento se calcula utilizando la siguiente fórmula:

C2=C2r + C2a (4)

Donde:

C2   – Coeficiente de Amortiguación del Momento
C2r  – Coeficiente de Amoriguación del Momento Propulsor
C2a – Coeficiente de Amortiguación del Momento Aerodinámico

El Coeficiente Propulsor C2r se calcula utilizando la siguiente fórmula:

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

Donde:

m_dot – Tasa de masa expulsada, kg/seg
Ln       – Distancia hasta la garganta de la tobera desde la punta de la ojiva, m
W       – CG del cohete desde la punta de la ojiva, m

El componente m_dot puede calcularse aproximadamente como sigue:

m_dot = Masa del propelente/tiempo de quemado [kg/seg] (6)

El Coeficiente de Amortiguación del Momento Propulsor C2r se calcula como sigue:

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

Donde:

p    – Densidad media del aire, aproximadamente 1.24 kg/m3
V    – Velocidad del cohete (Velocidad total del cohete en OpenRocket), m/seg
Aref – Área de referencia, m2
Cnai – Coeficiente de la fuerza normal del componente ‘i’ individual
Zi     – Distancia desde la punta de la ojiva hasta el CP del componente, m
W   – CG del cohete, m

V y Aref están disponibles en la exportación de datos de OpenRocket, sin embargo el Cnai y el Zi no se exportan y por lo tanto deben calcularse manualmente. Pueden encontrarse en el menu Analizar/Análisis de Componentes, pestaña Estabilidad (consulte la imagen de ejemplo bajo la fórmula (2) anterior). Hay un Cnai para cada elemento proporcionado en la columna CNA, y la columna CP proporciona el Zi. Fíjese que en la fórmula (7) es necesario que el CP se indique en metros.

Tasa de Amortiguación

Finalmente, la Tasa de Amortiguación DR se calcula como sigue:

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

Donde:

C2 – Coeficiente de Amortiguación del Momento (4)
C1 – Coeficiente Correctivo del Momento (2) (vea el Cálculo de la Frecuencia Natural en OpenRocket)
IL  – Momento de Inercia Longitudinal, kg*m2 (disponible en la exportación de datos en OpenRocket)

 

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