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dc.date.accessioned 2022-04-21T17:36:18Z
dc.date.available 2022-04-21T17:36:18Z
dc.date.issued 2021
dc.identifier.uri http://sedici.unlp.edu.ar/handle/10915/134792
dc.description.abstract Conocer el comportamiento estructural de lanzadores frente a cargas dinámicas durante la misión resulta de suma importancia para poder garantizar la integridad general del vehículo y de los sistemas que lo componen. Existen muchos programas de uso comercial que permiten generar modelos FEM para simular la dinámica estructural con un alto nivel de detalle, trayendo como contrapartida el incremento exponencial de los tiempos de cálculo. Es en este punto donde se vuelve interesante generar un modelo simple que conserve la física relevante del problema, optimizando así la relación entre precisión y recursos computacionales. En el presente trabajo se describe el proceso de construcción de un modelo numérico de desarrollo propio basado en el método de elementos finitos capaz de estimar en forma precisa los modos naturales de una estructura, pudiendo luego conservar aquellos que son relevantes para el fenómeno físico que se desea estudiar. Con este modelo se analizará la respuesta longitudinal transitoria y estacionaria de la estructura de un lanzador frente a cargas dinámicas, contrastando los resultados con simulaciones realizadas en un programa de elementos ñnitos de uso comercial. En el presente trabajo se desarrolla un sistema de control de trayectoria para un modelo linealizado de un decelerador aerodinámico de alas rotatorias (pararrotor). Los pararrotores son dispositivos que funcionan en régimen de autorrotación, y están pensados para la realización de una variedad de tareas que pueden ir desde la recuperación de sondas espaciales hasta la entrega de cargas en sitios de difícil acceso por vía terrestre o acuática. Debido a características constructivas, utilizan palas de bajo alargamiento, con lo que se añaden singularidades aerodinámicas propias de este tipo de palas. Luego de analizar las principales características dinámicas del dispositivo, se diseña el sistema de control de trayectoria. Para el mismo se propone un esquema de control en cascada, en donde a partir de controlar la actitud del pararrotor se controla la trayectoria de descenso. Esto hace necesario diseñar un lazo interno, donde se pone en juego la dinámica actitudinal del pararrotor, y un lazo externo para el cual se utiliza un modelo de masa puntual. Esta hipótesis permite desacoplar el control de trayectoria en el plano horizontal mediante dos controles SISO en cada uno de los ejes ligados al cuerpo, mientras que para la actitud se analiza la implementación de un control por realimentación de estados. A modo de validación (o comparación) se presenta una evaluación de los aspectos dinámicos esenciales del sistema de control obtenido mediante el modelo linealizado. es
dc.language es es
dc.subject Modelo numérico es
dc.subject Lanzador espacial es
dc.subject Ingeniería aeroespacial es
dc.title Método numérico para la estimación de cargas estructurales dinámicas en lanzadores espaciales es
dc.type Objeto de conferencia es
sedici.creator.person Sánchez Crivelli, Carlos Federico es
sedici.creator.person Zumarraga, Augusto José es
sedici.creator.person Mundo, Mariano es
sedici.subject.materias Ingeniería es
sedici.description.fulltext true es
mods.originInfo.place Centro Tecnológico Aeroespacial es
sedici.subtype Objeto de conferencia es
sedici.rights.license Creative Commons Attribution-NonCommercial-ShareAlike 4.0 International (CC BY-NC-SA 4.0)
sedici.rights.uri http://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0/
sedici.date.exposure 2021-04
sedici.relation.event XI Congreso Argentino de Tecnología Espacial - Cate 2021 (Mendoza, 7 al 9 de abril de 2021) es
sedici.description.peerReview peer-review es


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