É tradicional a escolha de nomes para foguetes dentro da engenharia aeroespacial, este se chamará AKK, em referência aos foguetes descritos no livro Rocket Boys de Homer H. Hickmam Jr, onde os nomes eram todos AUK, um tipo de ave que não pode voar. De acordo com o Sr. Pedro, membro da comunidade paraguaia em Curitiba, nome AKK também tem significado na língua guarani, significando "cagão" ou "me caguei todo" e resume bem o espirito deste primeiro foguete.

O primeiro passo, para qualquer o projeto, é a determinação das metas a serem atingidas. Para este trabalho a missão do foguete AKK é testar os conceitos de projeto apresentados nas seções anteriores. Para tal, limitações e objetivos são definidos com base nas matérias primas e tecnologias disponíveis, sendo os objetivos:

a)    atingir a faixa de altitude entre  e , a fim de testar soluções em sistemas de recuperação de duplo estágio;

b)    aferir a precisão na simulação do software Launch, em especial a previsão do local da aterrissagem em condições com vento;

c)    aplicar os conceitos de projeto aerodinâmico e estrutural.

E as limitações:

a)    o motor será construído em aço, sendo seu corpo um tubo de aço de  de diâmetro externo e parede que atenda a coeficiente de segurança de 1,5;

b)    pressão máxima de operação do motor deve ser ;

c)    aaceleração máxima admitida é de  ou ;

d)    apenas sistemas de controle discretos estão disponíveis;

e)    o foguete deverá ter entre  e  de comprimento e no máximo  de diâmetro.

Projeto Preliminar

A partir dos requisitos básicos referentes a geometria do foguete foi projetado um modelo simplificado do foguete, em CAD 3D, com os principais componentes e estruturas, sem ainda uma definição de sua estabilidade. O modelo ajuda a definir a massa estimada do foguete sem propelente para o projeto preliminar que também combina dados de foguetes com objetivos de desempenho semelhantes, tendo como principal referência a série de foguetes de Nakka, (2). A massa e o tamanho do modelo que atendem o objetivo “a” e respeitam a limitação “c” do projeto são aproximadamente 4 kg e 1,5 m respectivamente. O propelente de base epóxi apresenta inúmeras vantagens em relação ao açúcar como discutido em Propelentes e opera a temperaturas suportadas sem grandes problemas por aços comuns. Informações sobre a resistência mecânica de metais sob temperatura elevada podem ser obtidas no documento Metallic Materials and Elements for Aerospace Vehicle Structures,  (25) . Será usada a formulação de propelente de base epóxi desenvolvida por Richard Nakka, (2) , identificada pela sigla RNX-57. A relação da mistura dos componentes em porcentagem de massa é visto na Tabela 9.

Tabela 9 - Porcentagem de massa dos componentes do propelente RNX-47.

Fonte: Richard Nakka Rocketry Web Site, (2).

As propriedades do propelente de base epóxi podem ser obtidas pelo software Cpropep, como descrito na subseção 3.3, página 36 e considerando a pressão ambiente como uma atmosfera e a pressão da câmara em 7 MPa pela limitação de projeto “b”. Os resultados do equilíbrio químico estão apresentados na Tabela 10.

Tabela 10 - Propriedades ideais do propelente RNX-57

Os valores da tabela são ideais, mas suficientes para definir o projeto preliminar do foguete. Os fatores de correção serão aplicados no projeto do motor, adiante no processo de desenvolvimento. Pela segunda Lei de Newton se obtém o empuxo máximo admitido, que é relacionado à aceleração máxima determinada pelas limitações do projeto, portanto:

Os parâmetros básicos exigidos pelo software Launch para uma simulação de lançamento vertical, sem vento são: massa do foguete sem propelente, diâmetro do foguete, tempo de combustão, massa de propelente, impulso específico, área da seção de saída da tubeira. A massa do foguete e seu diâmetro são conhecidos, assim como o impulso específico. A área da seção de saída da tubeira pode ser obtida a partir área da garganta, relacionada ao empuxo do motor em regime permanente na Equação 48, logo:

A relação entre a área da garganta e a área da seção de saida é dada pela taxa de expansão, logo:

A influência do tempo de combustão e conseqüentemente o empuxo na altitude máxima atingida é desprezível. Esta é diretamente proporcional a quantidade de energia que o motor carrega: a massa de seu propelente. O tempo de combustão é mantido unitário nesta fase da iteração, o objetivo é ajustar a massa do propelente nas simulações em software até se atingir uma altitude de apogeu dentro da faixa alvo. Definida a massa pode-se obter o impulso total e o tempo da combustão pela Equação 51.  O resultado das simulações apontou uma massa mp=0,90 kg para uma altitude de máxima de 2237 m, portanto dentro da faixa. O impulso total e o tempo de combustão podem então ser obtidos, sendo:

O valor do tempo de combustão é ajustado no software Launch e se faz uma nova simulação, seus resultados são demonstrados na Figura 95. Com os dados obtidos até este ponto do desenvolvimento e considerando que a taxa de combustão do RNX-57, como obtida em ensaios por Nakka, (2) , é expressa pela Lei de Vieille, vista em Taxa de Combustão sendo o expoente n= 0,477 e o coeficiente a=2 ,184 mm/MPa leva a relação entre a pressão e a taxa de combustão a ser expressa pela Equação 126:

Não existe a necessidade de um perfil específico da curva empuxo tempo, logo, a geometria de área de combustão teoricamente constante barra e tubo será  usada para prover empuxo constante. As equações da teoria de motores a propelente sólidos foram escritas no software Engineering Equation Solver, da F-Chart Software , em conjunto com os dados do projeto preliminar para definir a geometria preliminar do grão, considerando o diâmetro externo do grão tubo em 59 mm para permitir folga ao forro de isolamento térmico do grão. Não foi considerada uma folga mínima entre o grão barra e tubo. Os resultados estão organizados na Tabela 11 em conjunto com a Figura 95 formando o quadro final do projeto preliminar.

Tabela 11 - Resultados do Projeto Preliminar

Figura 95 - Resultados do Projeto Preliminar

O motor do projeto preliminar foi projetado e fabricado. Sabe-se que seu desempenho será muito inferior, pois seus cálculos são idealistas. O seu propósito é obter os coeficientes medindo a temperatura dos gases de escape da tubeira, empuxo e pressão em um teste estático futuro. O projeto do motor, chamado de MJ510, pode ser encontrado nos Apêndices e fotos na Figura 96, Figura 97 e Figura 98 a seguir.

Figura 96 - Tubeira do motor MJ510.

Figura 97 - Cabeçote do motor MJ510

Figura 98 - Motor MJ510.

O projeto preliminar é um estudo de viabilidade técnica, os resultados demonstram que é possível desenvolver um foguete que atenda aos objetivos e esteja dentro dos limites da missão, além de pode usar as soluções de propelente e materiais de fabricação disponíveis.