1 IREC 2017 Resumo das regras. 25 Fev
2 Intercollegiate Rocket Engineering Competition Rules & Requirements.Documentos Intercollegiate Rocket Engineering Competition Rules & Requirements. Intercollegiate Rocket Engineering Competition Design, Test, & Evaluation Guide
3 Rules & Requirements
4 Rules & Requirements Observação: fortemente recomenda-se que os membros da equipe que irá aos Estados Unidos leia o documento original. Objetivo geral do IREC Lançar um foguete carregando pelo menos 3,9916 kg (8,8 lb) de carga útil com um objetivo de apogeu de 3,048 km (10000 ft) ou km (30000 ft) acima do nível do terreno. Fonte: Seç. 2.0.
5 Carga útil O foguete lançador não pode carregar menos que 3,9916 kg (8,8 lb) de carga útil (Seç ). Não há problema se o foguete não for estável sem a carga útil (Seç ). A carga útil não precisa ser funcional (pode ser um lastro). No entanto, há um prêmio para cargas úteis funcionais (Seç ) Para fins de medição da massa da carga útil pelos ficais, ela deve ser removível do foguete e não pode conter partes integrantes do foguete, como o sistema de ejeção, por exemplo, (Seç ). As dimensões externas da carga útil devem seguir o padrão do QubeSat ou do PocketCube, que são aproximadamente 10cm x 10cm x (n . 10 cm) e 5cm x 5cm x (n . 5 cm), respectivamente, onde n é um número natural. (Seç ).
6 Rastreador de trajetória e Registrador de altitudeVeículos lançadores e cargas úteis destacáveis devem ter um sistema de emissão de rádio para auxiliar na localização após o lançamento. Recomenda-se usar GPS ou APRS (Automatic packet reporting system). (Seç. 2.5) Os veículos lançadores devem carregar um altímetro barométrico comercial com armazenamento interno de dados que será utilizado para registrar o apogeu oficial. (Seç. 2.6)
7 Documentos ENTRY FORM AND PROGRESS UPDATES PROJECT TECHNICAL REPORTSYSTEM ARCHITECTURE OVERVIEW MISSION CONCEPT OF OPERATIONS OVERVIEW CONCLUSIONS AND LESSONS LEARNED PROJECT TEST REPORTS APPENDIX HAZARD ANALYSIS APPENDIX RISK ASSESSMENT APPENDIX ASSEMBLY, PREFLIGHT, AND LAUNCH CHECKLISTS APPENDIX Os membros da equipe devem manter consigo uma cópia deste documento para apresentar aos ficais do evento. ENGINEERING DRAWINGS APPENDIX POSTER SESSION MATERIALS PODIUM SESSION MATERIALS Documentos administrativos SCHOOL PARTICIPATION LETTER SPACEPORT AMERICA CUP NMSA WAIVER AND RELEASE OF LIABILITY FORM SPACEPORT AMERICA CUP ESRA WAIVER AND RELEASE OF LIABILITY FORM CONSENT TO LIMITED PERSONAL IDENTIFYING INFORMATION RELEASE FORM
8 Pontuação Seç. Pontos Item 2.8.1.1 100ENTRY FORM AND PROGRESS UPDATE DELIVERIES 200 PROJECT TECHNICAL REPORT DESIGN IMPLEMENTATION 500 FLIGHT PERFORMANCE -20 PENALTIES FOR UNSAFE OR UNSPORTSMANLIKE CONDUCT
9 Prêmios Prêmio geral (Seç ) Prêmios de excelência técnica e inovação (Seç ) Prêmios de conduta da equipe (Seç ) Participação com Exibição e Demonstração (Seç. 3.0)
10 Design, Test, & Evaluation
11 Sistema de propulsão Nenhum sistema de controle de lançamento pode estar armado até que todas as pessoas estejam a 15 m do veículo lançador (Seç ). Entende-se como um sistema de controle armado aquele para o qual apenas uma ação inicia a ignição do propelente (Seç. 2.2).
12 Sistema de propulsão Testes do sistema de propulsão SRAD (Student Researched and Developed) (Seç. 2.4). A ESRA recomenda que todos os testes a seguir sejam realizados até 01 de abril, tendo em vista os prazos para a entrega de documentos. (Seç. 2.4) . Teste da pressão da câmara de combustão (Seç ): a câmara de combustão dos motores SRAD deve ser planejada e testada de modo a atender os requisitos definidos na Seç. 4.2: Pressão de explosão: o motor deve resistir a uma pressão, no mínimo, duas vezes a pressão máxima da câmara de combustão (Seç ). Teste de pressão: o motor deve ser testado submetendo-o a uma pressão 1,5 vezes a pressão máxima da câmara de combustão sem que ocorram anomalias (Seç ). Teste de explosão: sugere-se realizar um teste para determinar a pressão de explosão do motor (Seç ). A câmara de combustão do foguete está dispensada do uso de válvula de segurança para excesso de pressão (Seç ). Teste estático: o sistema de propulsão deve ser testado e instrumentado com sucesso (medida da pressão da câmara de combustão e/ou empuxo) em escala real (incluindo o tempo de operação) em um teste estático antes do IREC. No caso de motores a propulsão sólida, o motor não precisa ser recarregável. (Seç ).
13 Sistemas de recuperação e aviônicaPara cada parte do foguete, cujo apogeu previsto exceda 457 m acima do nível do solo, deve haver um sistema de recuperação de evento duplo: um evento de lançamento de um paraquedas auxiliar e outro evento de lançamento do paraquedas principal. Seç. 3.1. O primeiro evento de lançamento do paraquedas auxiliar deve ocorrer logo após o apogeu, estabilizar a atitude e reduzir a velocidade do veículo (23 a 46 m/s) de modo a permitir o acionamento do paraquedas principal e evitar o deslocamento para regiões distantes. O acionamento do paraquedas principal deve ocorrer a uma altitude menor que 457 m do solo e reduzir a velocidade do foguete a pelo menos 9 m/s. Se um sistema de ejeção a gás for empregado (com uma carga explosiva, por exemplo), deve haver um mecanismo de proteção do sistema de paraquedas contra danos por queima. O paraquedas auxiliar e o principal devem ter cores completamente diferentes para que possam ser identificados do solo.
14 Sistemas de recuperação e aviônicaEletrônica redundante (Seç. 3.3) Os veículos lançadores devem implementar um sistema de recuperação redundante para a eletrônica, incluindo sensores/computadores de voo e iniciadores elétricos, garantindo a inicialização por um sistema reserva, com uma bateria reserva, caso o sistema principal falhe. Pelo menos um dos subsistemas da eletrônica do sistema de recuperação deve utilizar um computador de voo comercial. Este computador de voo também pode ser utilizado para registrar a altitude oficial. Recomenda-se que a eletrônica do sistema principal e do reserva seja dissimilar para evitar que falhas semelhantes afetem ambos os sistemas.
15 Sistemas de recuperação e aviônicaSegurança para cabeamentos críticos (Seç. 3.4) Para foguetes de um estágio, entendem-se como cabeamentos críticos aqueles que envolvem o sistema de recuperação. Além dos itens a seguir, o desenvolvimento do sistema de recuperação deve seguir rigorosamente as instruções do Apêndice B do “Intercollegiate Rocket Engineering Competition Design, Test, & Evaluation Guide”. Esta informação deve ser repassada para os desenvolvedores, que devem ler este apêndice! Gerenciamento de cabos: deve-se implementar uma solução de gerenciamento de cabos para evitar que estes se embaracem e se movam livremente durante o voo. Conexões seguras: todas as conexões devem ser suficientemente seguras para evitar falhas durante o voo.
16 Sistemas de recuperação e aviônicaDispositivos energéticos do sistema de recuperação (Seç. 3.5) devem seguir as exigências da Seç. 4.0: Sistemas armazenadores de energia (ver descrição a seguir) devem ser ativados com dois eventos (armar e acionar). O acesso para armar o sistema deve ser externo. Caso utilize vaso pressurizado Dispor de válvula de segurança. O vaso deve suportar N vezes a pressão de operação (N=2 para vaso metálico e N=3 para vaso de material compósito). Deve-se realizar teste de pressão (submeter o vaso a 1,5 vezes a pressão de operação sem produzir anomalias). Sugere-se realizar o teste de explosão para determinar a pressão máxima suportada.
17 Sistemas de recuperação e aviônicaTestes do sistema de recuperação (Seç. 3.6) Recomenda-se que os testes a seguir sejam realizados até 01 de Abril. Teste demonstrativo em solo: simular as condições de funcionamento do sistema de recuperação. Teste demonstrativo em voo (opcional, mas recomendado).
18 Dispositivos armazenadores de energia (Seç. 4.0)Considera-se dispositivo armazenador de energia, exceto o sistema de propulsão, aquele que pode causar algum dano corporal ao liberar energia (Seç. 4.1). Os dispositivos armazenadores de energia podem ser armados durante a preparação do foguete na rampa de lançamento, o que não é permitido ao sistema de propulsão (Seç. 4.1). Um dispositivo armazenador de energia é considerado seguro quando dois eventos são necessários para liberar energia (Seç. 4.1). Um dispositivo armazenador de energia é considerado armado quando um evento é necessário para liberar energia (Seç. 4.1).
19 Dispositivos armazenadores de energia (Seç. 4.0)Os controles para armar os dispositivos armazenadores de energia devem ser externos e acessíveis (Seç ). A chave para armar os dispositivos armazenadores de energia deve ser disposta na fuselagem em uma posição oposta à escotilha que libera algum outro dispositivo (paraquedas, por exemplo). O objetivo é evitar que um acionamento acidental cause danos à pessoa que estiver armando o dispositivo (Seç ).
20 Estrutura da fuselagem (Seç. 6.0)Ventilação adequada: devem ser feitos furos de 1/8 a 3/16 de polegada na fuselagem do foguete após o nariz ou na região da carga útil para equilibrar a pressão interna à externa. O foguete deve ser construído de modo a resistir às tensões de manuseio e de voo. PVC não pode ser utilizado em partes estruturais, na fuselagem e no motor. Todos os parafusos de argola devem ser metálicos com a argola fechada. Acoplamento de tubos: caso a fuselagem utilize o acoplamento de tubos, a parte de um tubo inserida em outro não deve exceder o diâmetro da fuselagem, medida a partir do plano de separação. Todas as juntas devem ser rígidas, para evitar que a fuselagem se deforme. Identificação: o ID do projeto, o nome do projeto e a afiliação acadêmica devem ser impressos na fuselagem. O ID do projeto deve ser impresso em quatro lados da fuselagem para facilitar a identificação.
21 Requisitos para lançamento e trajetória ascendente (Seç. 8.0)Azimute e elevação de lançamento (Seç. 8.1) Os foguetes serão lançados a um ângulo de elevação de 84o+-1, com o azimute definido pelos organizadores do evento. O ângulo de elevação poderá ser reduzido a até 70o, dependendo das condições de segurança. Estabilidade no lançamento (Seç. 8.2) A velocidade de saída do foguete da rampa de lançamento deve ser suficientemente elevada (pelo menos 30,5 m/s) para garantir que o veículo seguirá uma trajetória previsível. Velocidades de saída da rampa podem ser inferiores a 30,5 m/s desde que comprovada a estabilidade do voo teoricamente ou experimentalmente. Margem estática: não deve ser menor que 1 (instável) durante toda a trajetória ascendente e deve-se evitar valores maiores que 2 (superestável) (Seç. 8.3 e 8.4).