Um foguete em voo balístico, ou seja sem controle interno ou superfícies móveis que possam alterar a sua trajetória, quando sofre algum tipo de perturbação lateral, inclina-se em relação à sua trajetória inicial. Esta inclinação cria uma sustentação nas suas superfícies estabilizadoras ( aletas ), resultando em uma força contrária à sua inclinação. Com a ação desta força o foguete retoma e passa pelo eixo da trajetória, criando mais uma vez uma força de sustentação contrária à inclinação, este movimento oscilatório se repete até que aconteça o amortecimento destas oscilações e o foguete prossiga na sua trajetória inicial. O movimento oscilatório pode durar frações de segundos, porém consome energia do propulsor em detrimento ao alcance do foguete. além do que, com o foguete voando em ângulo, é modificada a força de arrasto. Para analisar a derivada do momento de guinada em relação à velocidade angular de guinada CNr) e a derivada do momento de guinada em relação à velocidade lateral (Nv), utilizou-se doze modelos de foguetes em escala 1 : 1, combinando-se aletas trapézio, trapézio curto, triangular e delta com ogivas cônica, parabólica e capacete, no túnel de vento LAE 1. A montagem do ensaio usou um modelo em túnel de vento montado horizontalmente sobre um eixo vertical, adaptado do experimento realizado por SIMMONS(1920). O modelo é livre para girar preso ao CG- Centro de Gravidade, mas restringido por molas. O modelo sendo defletido da sua posição de equilíbrio executa uma oscilação amortecida. A amplitude e a frequência dependerá de Nv e Nr, e das características resistiva da mola e do atrito da montagem mecânica. A análise desta oscilação revela valores para os cálculos das derivadas de momento de guinada. Este procedimento é conhecido como Método de Oscilação Livre. O equipamento de oscilação foi incrementado com um sistema de aquisição de dados através de um controlador PIC. Os resultados interpolados com experimento de visualização e medidas de CD, demonstraram a eficiência das aletas tipo delta no foguete equipado com ogiva cônica. Todos os modelos apresentaram cone de estabilidade convergente.

A rocket in ballistic flight, that is to say without internai control or mobile surfaces that can alter its trajectory, when it suffers some type o f lateral disturbance, inclines in relation to its initial trajectory. This inclination creates lift on its stabiliser surfaces (fins), resulting in a force contrary to its inclination. With the action of this force the rocket comes returns to the axis o f the trajectory, creating a lifting force once again contrary to the inclination. This oscillatory movement repeats it self until the oscillations dissipate and the rocket continues in its initial trajectory. The oscillatory movement can last fractions o f seconds; even so it consumes energy o f the propellent in detriment of the rocket range. In addition, the rocket flying at an angle, has an increase in drag. To analyse the derivative o f the moment o f yaw with respect to the angular speed o f yawing (Nr) and its derivative o f moment o f yaw with respect to lateral speed (Nv), twelve models of rockets in scale 1:1 where used, combining trapezoidal, short, triangular trapezoidal and delta fins with conical, parabolic and helmet noses, in the LAEl wind tunnel. The assembly of the test apparatus used a model in the wind tunnel mounted horizontally on a vertical axle, adapted from the experiment performed by SIMMONS(1920). The model is free to rotate about its CG - center of gravity, but restricted by springs. The model being deflected from its balance position executes a damped oscillation. The amplitude and the frequency will depend on Nv and Nr, and on the characteristic resistance of the spring and of the friction o f the mechanical assembly. The analysis for this oscillation reveals values of the calculation of the moment of yaw derivative. This procedure is known as The Method of Free Oscillation. The oscillation measuring equipment was improved with a data acquisition system through a controller PIC. The results, interpolated with visualisation experiment and measurement of C0 , demonstrated the efficiency of the delta type fins in the rocket equipped with a conical nose. All the models presented cones o f convergent stability.