Diseño de un mecanismo de accionamiento del sistema de control activo para el cohete USB-Rocket I
El objetivo principal de este proyecto es el diseño de un mecanismo de accionamiento del sistema de control activo para el cohete USBRocket I. En este proyecto se encuentra todo el proceso realizado para la creación del diseño del mecanismo. También se encuentran todas las pruebas realizadas al dise...
- Autores:
-
Berdugo Rey, Junior Esteban
Vargas Hernández, Andrés Felipe
- Tipo de recurso:
- Trabajo de grado de pregrado
- Fecha de publicación:
- 2022
- Institución:
- Universidad de San Buenaventura
- Repositorio:
- Repositorio USB
- Idioma:
- OAI Identifier:
- oai:bibliotecadigital.usb.edu.co:10819/24738
- Acceso en línea:
- https://hdl.handle.net/10819/24738
- Palabra clave:
- 620 - Ingeniería y operaciones afines
Cohete
Canard
CFD
Derivativas de estabilidad
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El objetivo principal de este proyecto es el diseño de un mecanismo de accionamiento del sistema de control activo para el cohete USBRocket I. En este proyecto se encuentra todo el proceso realizado para la creación del diseño del mecanismo. También se encuentran todas las pruebas realizadas al diseño y los pasos ejecutados para la obtención de las derivativas de estabilidad longitudinal del cohete USB-Rocket I con la adición de las superficies de control activo. |
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Longas, Luis CarlosBerdugo Rey, Junior EstebanVargas Hernández, Andrés Felipe2025-05-15T20:34:55Z2025-05-15T20:34:55Z2022El objetivo principal de este proyecto es el diseño de un mecanismo de accionamiento del sistema de control activo para el cohete USBRocket I. En este proyecto se encuentra todo el proceso realizado para la creación del diseño del mecanismo. También se encuentran todas las pruebas realizadas al diseño y los pasos ejecutados para la obtención de las derivativas de estabilidad longitudinal del cohete USB-Rocket I con la adición de las superficies de control activo.The main objective of this project is to design an active control system actuation mechanism for the USBRocket I rocket. This project covers the entire process involved in creating the mechanism design. It also includes all the design tests and the steps taken to obtain the longitudinal stability derivatives of the USB-Rocket I rocket with the addition of active control surfaces.PregradoIngeniero Aeronáutica98 páginasapplication/pdfinstname:Universidad de San Buenaventurareponame:Repositorio Institucional Universidad de San Buenaventurarepourl:https://bibliotecadigital.usb.edu.co/https://hdl.handle.net/10819/24738Universidad de San BuenaventuraBogotáFacultad de IngenieríaBogotáIngeniería AeronáuticaAvila Guerrero, V., Barranco, A., & Conde, D. (2018). Active Control Stabilization of High Power Rocket. Santa Clara University, Santa Clara c.a, EEUU.Chelaru, T. V., & Barbu, C. (s.f.). Mathematical model for sounding rockets, using attitude and rotation angles. Internation al journal of applied mathematics and informatics., Romania.Dowell, E. (2015). A modern Course in Aeroelasticity (Fifth revised ed.). Dorddrecht London: Springer.Gledhill, I., Forsberg, K., Eliasson, P., & Nordstrom, J. (2009). Investigation of acceleration effects on missele aerodynamics usin computional fluid dynamics. ELSEVIER, 197-203.Gregorek, G. (1970). Arodynamic drag of model rockets. Penrose Colorado, EE.UU: estes industries ,Inc.Kittur, Z., & Bahekar, A. (s.f.). CFD Analysis iof Grid fin application on missile in supersonic Flow Regime. Oriental University, Indore, Madhya Pradesh, India, Madhya Pradesh, India.Kumar, S., & Kodamadsimham, B. (s.f.). CFD analysis of missile with altered grid fins to enhance aerodynamic efficiency in subsonic flow engine. , Institute of Aeronautical Engineering,Hyderabad, India., Hyderabad.Lee, S., & Kim, Y. (2018). PPassivity -based Nonlinear Attitude Control Desing fo Fincontrolled Missiles. Seoul National Universty, Republic of Korea, Seoul, South Korea.Mc Daniel , M. A., & Evans, C. (2010). The Effect of Tail Fin Parameters on the Induced Roll of a Canard -Controlled Missile. U.S. Army RDECOM,. Santa Clara, California: U.S. Army RDECOM,.Merelo Garcia, C. (2020). Estudio CFD del asenso del cohete VEGA. Universistat Politecnica de Valencia, Valencia, España.Nakka, R. (s.f.). Teoria sobre motores cohete de propelente solido.NASA Glenn Research Center. (13 de 05 de 2021). RocketModeler III Version 1.2h. Obtenido de RocketModeler III Version 1.2h: https://www.grc.nasa.gov/www/k12/rocket/rktsim.htmlNielsen N., J. (1988). The Present Status and the Future of Missile Aerodynamics. Moffet Field , California: NASA, Technical Memorandum.Pharpata, P., Pepy, R., Hérissé, B., & Bestaoui, Y. (2013). Missile trayectory shaping using sampling -based path planning. IEEE, 1-10.Pimentel Villasmil, P. (2014).Estudio del comportamiento del cuerpo y aletas plegables de un cohete, para un sistema de lanza cochete. Universidad Autónoma de Nuevo Leon, Mexico.Powell, R., & Freeman Jr, D. (1982). 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Fin structural desing fo high perfomance sounding rockects. Bristol aerospace limited, 1267-1268.Siouris, G. (2004). Missile Guidance and Control Systems. New york, Berlin,Heidelberg,Hong Kong , London ,Milan , Paris , Tokyo: Springer.Tewari, A. (2007). Atmospheric and Space Flight Dynamics. Berlin: Birhauser.Urrego peña, J. (2010). Misiones de cohetería experimental con propelente sólido:. Universidad de los Andes, Bogotá D.C.Urrego Peña, J. (2012). Estudio de factibilidad de la primera mision colombiana. Universidad de los andes, bogota d.c., colombia.Yanushevsky, R. (2008). Modern missile guidance. 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