TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI Kritik Tasarım Raporu (KTR) Sunuşu

(1)

TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI Kritik Tasarım Raporu

(KTR)

Sunuşu

(2)

2 5 Şubat 2019 Salı 2018 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI ÖNCÜL TASARIM RAPORU

Abdurrahman Yılmaz

Takım Danışmanı

İTÜ elektrik elektronik Fakültesi Araştırma görevlisi

Ömer Faruk Sarıgöz Ekip lideri

İTÜ Makina Mühendisliği 3. sınıf

Mustafa Apaydın Mekanik sorumlusu

YTÜ Makina Mühendisliği 3. sınıf

Raporlama ve dökümantasyon ve

Sponsorluk Şükrü Uzun

Elektronik Sorumlusu

YTÜ Elektronik haberleşme mühendisi

3. sınıf

Enes Özkafa Raporlama ve planlama

Muhammed Nasir İpek Elektronik kart tasarım

YTÜ Elektrik Mühendisliği 3. sınıf

Muhammed Salih Polat Mekanik Tasarım

Fatih Karadeniz Elektronik ve Yazılım

YTÜ Mekatronik mühendisliği 3. sınıf

Ahmet Esad Demir Sponsorluk

İTÜ Uzay Mühendisliği 3. sınıf

Yavuz Deniz Mekanik Tasarım

YTÜ Makina Mühendisliği 3. sınıf

(3)

Roket Genel Tasarımı

(4)

Tahmin Edilen Uçuş Verileri ve Analizleri

Ölçü Yorum

Boy (metre): 2,8

Çap (metre): 12

Roketin Kuru Ağırlığı(kg.): 15,877

Yakıt Kütlesi(kg.): 1,774

Motorun Kuru Ağırlığı(kg.): 1674

Faydalı Yük Ağırlığı (kg.): 4

Toplam Kalkış Ağırlığı (kg.): 17,918

İtki Tipi: katı

Ölçü Yorum

Kalkış İtki/Ağırlık Oranı: 59,56

1046 N/17,561

kg

Rampa Hızı(m/s): 30,5

Yanma Boyunca En az Statik

Denge Değeri: 1,53

En büyük ivme (g): 6,02 G

En Yüksek Hız(m/s & M): 176 m/s 066

Belirlenen İrtifa(m): 1534

Marka : Cesaroni İsim:L1050 Sınıf: p

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 3727

Marka : Cesaroni İsim:L851 Sınıf: p

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 3683,2

Motor Seçimleri

Takımlar burada tüm roketin özet bilgilerini yerleştirilmelidir. Open

Rocket dosyasındaki değerler ile buraya yazılanlar tutarlılık

göstermelidir.

(5)

Yaylı ayrılma

mekanizması Payload

Gövde

Sürükleme ve payload paraşüt kapsülü

Gövde ana

paraşütü Uçuş bilgisayarı kapsülü

Motor yatağı

drag paraşütü

Roketin yapılan prototip üretimleri doğrultusunda iç ekipman boyları tekrar düzeltilmiştir.

Payload bilgisayarı

(6)

OPEN ROCKET DATALARI İLE OLUŞTURULMUŞ İRTİFA- ZAMAN GRAFİĞİ

(7)

OPEN ROCKET DATALARI İLE OLUŞTURULMUŞ HIZ-ZAMAN GRAFİĞİ

(8)

OPEN ROCKET DATALARI İLE OLUŞTURULMUŞ STATİK MARJİN GRAFİĞİ

(9)

zaman(s) İrtifa(m) Hız(m/s)

Fırlatma T 0 0

Rampa Tepesi T+0,6 6 30,5

Burn out T+3,7 400 175

Tepe noktası T+22,2 1583 0

1. paraşüt açılması T+23 1580 3 2. paraşüt açılması T+117,26 600 28,7

2. paraşüt sonrası - 28,7

yer ile temas T+208 0 0

Payload tahmini sürüklenme 1500-2500 m

(10)

10 16 Mart 2019 Cumartesi 2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU

Eski Değer ÇAP-BOY [mm]

Open Roket Sonucu Değişiklik Yeni Değer

ÇAP-BOY [mm]

125-3000 Başarısız. Roket 1500 m irtifaya çıkamıyor. Çap daraltıldı. 122-3000

122-3000 Başarısız. Roket 1500 m irtifaya çıkamıyor. Boy kısaltıldı. 122-2800

122-2800 Başarısız. Roket 1500 m irtifaya çıkamıyor. Çap ve boy kısaltıldı. 119-2616.5

119-2616.5 Başarılı. ^- 119-2616.5

** Son Boyutlarımız.

(11)

Üretilen Prototip ve gerçek ekipmanların boyları göz önüne alınarak gerçek uzunluklar open rocket’e yansıtıldı

Değişiklik Eski Değer Yeni Değer Sebep veya Sonuç

Roket Boyu uzatıldı 205 cm 260 cm Gerçek ve prototip ekipmanların boyları ölçülerek revize edildi.

Burun Konisi uzatıldı 15 cm 30 cm Aerodinamik Etkiler göz önüne alındı.

Ana Paraşüt bölmesi uzatıldı 40 60 Paraşüt hacmi Katlanarak ölçüldü. Gereken hacim kadar uzatıldı

Motor Yatağı kalınlaştırıldı 1,2 cm 1,5 cm Abaqus analiz sonuçları ve mukavemet hesapları sonucunda güvenlik için değiştirlidi.

Kanatçık şekli 15x8 cm 15x6,5 cm Yeni Gövdenin uçuş boyunca 1,5 - 3 arası stabilite değerini sağlaması için değiştirildi

Son Tasarım

(12)

Parça No Komponent Ağırlık(Gram) Malzeme Adet

1 Gövde 2469 Fiberglas 1

2 M5 Mercimek Başlı Civata 130 Çelik 37

3 Alt Merkezleme Halkası 181 Alüminyum 1

4 Orta Merkezleme Halkası 150 Alüminyum 1

5 Güç Aktarma Halkası 329 Alüminyum 1

6 Tutucu Kaynak Parçası 8 Alüminyum 1

7 Tutucu Halkası 295 Alüminyum 1

8 UNC ⅜ Civata 35 Çelik 1

9 Kanatçık Sabitleyici 187 Alüminyum 8

10 Kanatçık Borusu 248 Alüminyum 1

11 Kanatçık 224 Alüminyum 4

(13)

Parça No Komponent Ağırlık(Gram) Malzeme Adet

12 Motor 3447 Ticari ürün 1

13 Payload 4300 AISI 1020 1

14 Burun Konisi 400 Karbon Fiber 1

15 Uçuş Bilgisayarı 250 elektronik 2

16 Paraşüt bölmesi 130 Balsa 1

17 Çeki Yay 30 Metal 2

18 DC Motor 620 Ticari ürün 2

19 Yük Yatağı 113 Alüminyum 1

20 Roket Kademesi 220 Alüminyum 4

21 Mapa 200 Dökme demir 4

(14)

22 Baskı yayı 50 Çelik 1

23 M10 havşa başlı civata 10 Çelik 4

24 Yay kafesi 15 Abs Plastik 1

25 M8 Somun 10 Çelik 65

26 DC motor yatağı 430 Alüminyum 1

27 Vidalı mil ¹⁵⁰ Çelik 3 metre

28 Ray butonu ³⁰ Çelik 2

29 Yay kancası ¹⁰ AISI 1020 4

(15)

30 Menteşe ²⁰⁰ AISI 1020 1

31 M4 cıvata ⁴⁰ Çelik 16

32 M4 Havşa Başlı Civata 2.23 DIN 7991 Standardı 3

TOPLAM AĞIRLIK 17.649 kg

(16)

16 16 Mart 2019 Cumartesi

MONTAJ GÖRÜNÜMÜ

Resimde gözüken 3 alt montaj ilerleyen slaytlarda detaylı olarak anlatılmıştır.

2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU

(17)

Tek Parça

Malzeme: Fiberglass

Et kalınlığı: 2 mm

Üretildi.

(18)

1.b-) RAY BUTONU

Birinci Buton İkinci Buton

(Motor kısmının üstü) (Basınç ve kütle merkezlerini ortası)

(19)

Faydalı yükün Cıvatalı-Yaylı Aviyonik Bölümü Faydalı Yük Faydalı Yükün İkincil ve Birincil paraşütün Tahrik Mekanizması

Roketin Birincil Paraşütlerinin Bölümü

Bulunduğu Kapsül

Paraşüt ipleri için kevlar ip kullanılacaktır. Paraşütler gökyüzünde görünürlüğü artması için parlak ve farklı renklerden seçilecektir.

(20)

ÇALIŞMA SİSTEMATİĞİ:

Diş açılmış delik Cıvata

Yay

Cıvatayı döndürecek motor

Roket istenilen yüksekliğe ulaştığında sensörler bunu algılar. Sensörler STM32’ye bir sinyal gönderir ve ayrılma süreci başlamış olur. Stm32 Transistörlü tetikleme sistemi vasıtası ile Motorun yanında bulunan 9V’luk pili tetikler. Burada oluşacak gerilim farkı motoru döndürür.

Motorun hareketiyle vidalı mil döner ve diş açılmış delikten kurtulur. Sıkışmış durumda olan yay zorlanmamış hale geçer ve burun konisine itki uygular.

(21)

Vidalar, dönme hareketini doğrusal harekete çevirmenin en kolay yolu olduğu için ayrılma mekanizmasında vidalı mekanizma kullanılmıştır.

Vidalı mekanizmanın avantajları/dezavantajları şu şekildedir:

Avantajları:

Güvenilir bağlantı elemanlarıdır.

Defalarca sökülüp takılabilirler.

Temini kolaydır.

İmalatı ucuz ve kolaydır.

Dezavantajları:

Geometrisinden gerilme yığılması olur.

Gevşemesi önlenemez.

(22)

Ayrılma mekanizmasındaki yayın uyguladığı kuvvet ekseneldir. Dolayısıyla mekanizmadaki parçaları noktasal olarak göstermekte herhangi bir sakınca yoktur.

F_yay değişken olup yayın rijitliğine ve sıkışma uzunluğuna bağlıdır.

Yayımızın rijitlik değeri (k):825 N/m

Burun konisinin paraşütün açılması için kat etmesi gereken mesafe 0.3 metredir.

Enerji metodunu uygular isek:

½ 825 L

²

= 14.715*0.3 , (L:sıkışma uzunluğu) L=0.1 m Olmalıdır.

Sonuç olarak:

Yayımız minimum 10 cm sıkışmak zorundadır. Bu nedenden dolayı 1.3 güvenlik katsayısı ile 13 cm sıkışabilen 825 N/m rijitliğine sahip yayı temin ettik.

m:burun konisi ve paraşütün kütlesi m=15 kg

mg=14.715 N

(23)

CİVATANIN MEKANİK HESABI VE DC GEREKLİ DC MOTOR HESABI

Kullandığımız civatanın mekanik hesabını yaparak motordan sağlanması gereken yeterli tork hesaplanarak DC motor tercihi aşağıda yapılacaktır.

F

_t

=F

_ön

*tan(α ± ρ) α =arctan(h/dπ)

M= (d/2)F

_ön

*tan(α ± ρ)

(24)

24 16 Mart 2019 Cumartesi 2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİK TASARIM RAPORU

CİVATANIN MEKANİK HESABI VE DC GEREKLİ DC MOTOR HESABI Diş açısını hesaba katarsak;

Kullandığımız cıvata metrik cinsindendir.

Diş açısı 60 derecedir.

F

_r

= F

_n

.N = F

_ön

M=F

_ön

* (d/2) * tan(α ± ρ’) ρ’= arctan (N/(cosQ/2))

Gerekli moment: F

_ön

* (d/2)* tan(α ± ρ’) dir.

(25)

bölümünde yapmış , Fön değerini 107.25 N olarak hesaplamıştık.

M = 107.25 * (𝑑/2) * tan(α - ρ’)

α= arctan( 1.25/7.14∗𝜋 ) → α= 3.19°

ρ’ = arctan ( 𝑁 𝑐𝑜𝑠 𝜑 2 ) = arctan ( 0.03/cos 30 ) ~ 2°

M = 107.25 * (7.14/2) * tan(1.19)

M = 0.3 Nm kadar tork DC motor tarafından uygulanmalıdır.

Gerekli motor temin edildi.

Cıvatanın verimi

Ƞ = 𝐴𝑙𝚤𝑛𝑎𝑛 𝑖ş/𝑉𝑒𝑟𝑖𝑙𝑒𝑛 𝑖ş = Wa / Wv Wv = Fön * H = Fön * d2 * 𝜋 * tan α Wa= Fön*d2* 𝜋* tan(α - ρ’)

Ƞ = tan(α − ρ’)/tan α

Ƞ = tan(1.19) tan (3.19) *100 = %37.3

(26)

Burun konisi, sadece ayrılma anında serbest hale geçecek olan fırlatma mekanizmasına vidalı mil ile sabitlenecektir. Dolayısıyla 30 mm’lik omuz boyu yeterlidir.

Malzeme: Karbon Fiber Prototip Üretildi.

(27)

Burun konisini tutacak olan + geometrisi için 200 N yük karşısında yer değiştirme ve normal gerilme analizi yapılmıştır. Analiz sonucunda maksimum yük durumunun iki katı kadar yükü güvenli bir şekilde taşıdığı görülmüştür.

ANSYS Fluent analizi ile hesaplanan maksimum rüzgar yükü 84 N idi.

(28)

Faydalı yük için AISI 1020 malzemesi tercih edilmiştir..

Fazla hacim kaplamaması ve gövdeden ayrılması sırasında zorlukla karşılaşılmaması adına tasarım şekildeki gibi yapılmıştır.

2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİK TASARIM RAPORU

Mevcut ağırlığı 4.3 kg olup 4 kg istemini sağlamaktadır.

Üretimi tamamlanmıştır.

(29)

Üst kısımda iki adet yay, yayların takılı olduğu çengel, kapsül ve 8 mm çapında iki tane gijondan oluşur. Üst kısmındaki plakalar

menteşe ile bağlıdır.

Üst kısmındaki mapa faydalı yüke iple bağlıdır.Ayrılma sisteminin devreye girmesiyle faydalı yük gövdeden çıkarken paraşüt kapsülünü gövdenin dışına çeker.Gövde içindeyken gergin durumda olan yay serbest kalır ve kapsülün açılmasını sağlar.

Çalışma Sistematiğinin Anlatıldığı Video:

https://www.youtube.com/watch?v=Gf2t7cE_5zc&feature=youtu.be

(30)

Faydalı yükün oturduğu parça, fotoğraftaki pah açılmış bileziktir.

Pah paraşütün ayrılma esnasında takılmaması adına açılmıştır.

Tasarımı yapılmış ve üretimi tamamlanmıştır.

Alüminyum malzemeden imal edilmiştir.

Bileziğin dışında eşit uzaklıklarda 6 tane delik vardır.

(31)

Teknik Resim Görüntüsü:

Cad Görüntüsü:

(32)

Montajdaki numarası: 22

- Ana paraşütü açma mekanizmamız roket 600 metre irtifada yere düşerken ana paraşütü açacaktır.

- Yanda montaj resmi ve prototipinin görseli olan mekanizmada, kulak içinde M8 somun bulunmaktadır. Motor miline kaplin ile bağlanan 8 mm lik vidalı mil, kulaktaki somuna geçirilerek

bağlanma sağlanmaktadır. Mekanizma alüminyum halka ile gövde içine M5 mercimek başlı cıvatalar sabitlenecektir. Sarı renkli

görülen ip paraşüt kapsülünün ipi olduğu düşünülürse, motora akım verip mil döndürüldüğünde kulak-somun mekanizması vidalı mil kurtulacak ve paraşüt kapsülümüzün ipi serbest hale geçip kapsül gövde dışına çıkarak(sürüklenme paraşütünün çekmesiyle) ana paraşütümüz açılacaktır.

-

Montaj videosu :

https://youtu.be/pbmIFNbh9qQ

(33)

MALZEME SEÇİMİ VE TEKNİK RESİMLERİ

Sistemimiz roketin en son ayrılmasını gerçekleştireceği için sistem üzerine yaklaşık 15 kilogram yük binecektir. Bu nedenden dolayı malzeme seçerken yüksek mukavemet kriterleri ön planda tutulmuştur.

Sistemimizin aynı zamanda hafiflik şartı da sağlaması için yuva ve kulakta alüminyum malzeme kullanılmasına karar verilmiştir. Dc motor ve kaplinin ilk ayrılma sisteminde kullanılanlar ile aynı tip olmasına karar verilmiştir, dolayısıyla onların teknik özellikleri ve teknik resimleri tekrardan verilmemiştir.

KULAK

YUVA

(34)

(35)

MOTOR

Motor Tutucu Merkezleme

Halkaları

KANATÇIKLAR

Bu kısım toplamda 570 mm alan kaplamaktadır. Motor tüm halkalar yerleştirildikten sonra tepedeki cıvataya döndürülerek takılır.

(36)

için öncelikle cıvata oyuğa yerleştirilir. Ardından üstüne küçük kapak parçası kapatılır ve kaynaklanır. Böylece tek parça olarak montaj elde edilir.

Malzeme: Alüminyum

(37)

Malzeme: Alüminyum

(38)

Malzeme: Alüminyum

(39)

Malzeme: Alüminyum

(40)

KANATÇIKLAR

Yandaki resimde kaynaklanan kanadın render görüntüsü

görülmektedir. Bu parçanın

oluşturulması için lazer kesimde kesilen 3 mm lik kanatlar ve kanat destek parçaları saç bükümden üretilen ortadaki boruya

kaynaklanır.

Malzeme: Alüminyum

(41)

(42)

Roket Kurtarma Ekibi - Ömer Faruk Sarıgöz

-Muhammed Salih Polat -Enes Özkafa

-Şükrü Uzun

Yer istasyonu kontrolü, roket ateşleme ve konum belirleme -Muhammed Nasir İPEK

- Kalkıştan itibaren kurtarma ekibi roketi gözlemler ve parlak renkteki paraşütlerin tespit etmeye çalışır.

- Yer istasyonu anteni yapılan gözleme göre roket doğrultusunda tutulur.

- Roketin yere iniş süresi hesaplanan değerlere göre takip edilir.

- Yer istasyonuna gelen GPS verileri kullanılır ve roketin ortalama mevki hesaplanır.

- Hesaplanan değerler hakim rüzgar yönü fırlatma yönü ve gözlemler dikkate alınarak kontrol edilir.

- Kurtarma ekibi araçla, roket ve payload’un tahmini iniş yerine hareket eder.

RAMPA YÜKLEMESİ ^- Motor montajı takibi Rampa yüklemesi

EKİP LİDERİ

Ömer Faruk Sarıgöz

FIRLATMA ^- Fırlatma gerçekleştirilir Payload apogee’de ayrılır.

YER İSTASYONU Nasir İpek UÇUŞ TAKİBİ ^- Fırlatma gerçekleştirilir

Payload apogee’de ayrılır. Kurtarma Ekibi KURTARMA ^- Görsel takip ve GPS verileri edinilir.

- Verilere göre arama çalışması yapılır Kurtarma Ekibi ANALİZ ^- Roket parçaları kontrol edilir

- Fırlatma alanına geri taşınır Kurtarma Ekibi

-GPS ve irtifa veri kontrolü -Son datalar ile koordinat hesaplama

-Anlık verilerin takibi

-Görsel temas

-Anten konumlandırma -Arama ve kurtarma

(43)

- Malzeme ve ekipman kontrolü yapılır.

- Elektronik ve mekanik sistemler hasar kontrolü yapılır

- Yer istasyonu ve uçuş bilgisayarı kurulur.

- Montaj için 2. malzeme kontrolü yapılır.

- Ayrılma mekanizması ve paraşütler hazırlanır ve kontrol edilir.

- Planlanmış şekilde ve sırayla full montaj yapılır.

- Uçuş bilgisayarı veri transferi son kez test edilir.

Mekanik Montaj

-Ömer Faruk Sarıgöz -Muhammed Salih Polat -Enes Özkafa

-Şükrü Uzun

Elektronik hazırlık -Nasir İpek

RAMPA VE KALKIŞ - Motor montajı yapılır

- Roket rampaya ary butonları ile yerleştirilir.

- Uçuş bilgisayarı gövde üzerindeki tuş ile çalıştırılır.

- Yer istasyonu veri kontrolü yapılır.

- Ateşleme sistemi ateşleme telleri ile kurulur.

Rampaya Taşıma

-Ömer Faruk Sarıgöz -Muhammed Salih Polat -Enes Özkafa

-Şükrü Uzun

Uçuş bilgisayarı ve yer istasyonu kontrolü - Fatih

KALKIŞ SONRASI

- Yer istasyonu verileri ve gözlem ile roket takip edilir.

- Alınan GPS dataları sd karta kaydedilir.

- Tahmini yere iniş süresi beklenir.

- En son GPS ve irtifa verileri analiz edilir.

- Roket ve payload iniş yeri kontrol edilir.

- Roket gövdesi ve payload kurtarılır.

- Roket yarışma alanına geri getirilir.

Roket Kurtarma -Ömer Faruk Sarıgöz

-Muhammed Salih Polat -Enes Özkafa

-Şükrü Uzun

Yer istasyonu kontrolü ve konum belirleme

- Nasir İpek

(44)

Fırlatma T 0 0 Yer istasyonunda fatih tarafından ateşleme yapılacaktır.

Rampa Tepesi T+0,6 6 30,5

Roketin özerk uçuşu gerçekleşir.

Burn out T+3,7 400 179

Tepe noktası T+22,2 1576 0 Uçuş bilgisayarı ilk ayrılmayı gerçekleştirilir.

1. paraşüt açılması

T+23 1570 3 Payload ve ana gövde birbirinden özerk olarak GPS datalarını göndermeye başlar. GPS sinyalleri kaydedilmeye başlanır

2. paraşüt açılması

T+117,26 600 28,7(gövde) 8,4(payload)

Ana gövde 2. paraşütünü açar. Göz ile ve gps dataları kullanılarak yer tahmini yapılır.

2. paraşüt sonrası

- 28,7(gövde)

8,4(payload) Roket ve payload, arama kurtarma çalışması belirlenmiş ekiple gerçekleştirilir.

yer ile temas T+208 0 0

(45)

(46)

Roket Alt Sistemleri

(47)

• Sazcılar Kompozit ile yapılan sponsorluk görüşmeleri olumlu geçmiş, burun konimizi karbon fiberden ücret almadan yapmayı kabul etmişlerdir.

• Gerek havacılık endüstrisinde kompozit malzemelerin yaygınlaşması gerek takım üyelerinin kişisel merakımız kararımızı etkilemiştir..

• Seçenek 4 (Karbon Fiber)’e takım üyelerince karar verilmiştir.

• Burun konisi yatırma yönteminden sonra fırında külleme işlemiyle yapılacaktır. Yüzeyin pürüzsüz olması için

1 PVC 466.81 gr 2000 N/mm^2 Ucuz Kolay Düşük

2 Ahşap 73.22 gr 2999 N/mm^2 Normal Normal Düşük

3 Alüminyum 1235.67 gr 69000 N/mm^2 Pahalı Zor Orta

4 Karbon Fiber 814.63 gr >30000 N/mm^2 Pahalı Zor Çok yüksek

(48)

Üretim Yöntemi: Elle yatırma, külleme

Hassas yüzey. Tesviye ile pürüzlülük azaltılarak dış akış direnç katsayısı C

_D

’ nin değeri azaltılacak.

Burun konisi, sadece ayrılma anında serbest hale geçecek olan fırlatma mekanizmasına

vidalı mil ile sabitlenecektir.

Vidalı milin gireceği delik

Prototip üretildi.

İmalat tarihi: 26/05/2019

Burun Konisi Ayrılma Testi:

https://youtu.be/zjDE2DoQqUA

(49)

Başarı olasılığı: Orta Maliyet: Yüksek

Ağırlık: Ağır

--- Seçenek 2:

Başarı olasılığı: Yüksek Maliyet: Yüksek

Ağırlık: Hafif

(50)

Faydalı yükün Civatalı-yaylı Aviyodik bölümü Faydalı yük Faydalı yükün ikincil ve

birincil paraşütü tahrik mekanizması roketin

ikincil paraşütlerinin

bulunduğu kapsül

Paraşüt ipleri için kevlar ip kullanılacaktır. Paraşütler gökyüzünde görünürlüğü artması için parlak ve farklı renklerden seçilecektir.

(51)

ÇALIŞMA SİSTEMATİĞİ:

Delik açılmış diş Cıvata

Yay

cıvatayı döndürecek motor

Roket istenilen yüksekliğe ulaştığında sensörler bunu algılar. Sensörler STM32’ye bir sinyal gönderir ve ayrılma süreci başlamış olur. Stm32 Transistörlü tetikleme sistemi vasıtası ile Motorun yanında bulunan 9V’luk pili tetikler. Burada oluşacak gerilim farkı motoru döndürür.

Motorun hareketiyle vidalı mil döner ve diş açılmış delikten kurtulur. Sıkışmış durumda olan yay zorlanmamış hale geçer ve burun konisine itki uygular.

(52)

Vidalar, dönme hareketini doğrusal harekete çevirmenin en kolay yolu olduğu için ayrılma mekanizmasında vidalı mekanizma kullanılmıştır.

Vidalı mekanizmanın avantajları/dezavantajları şu şekildedir:

Avantajları:

Güvenilir bağlantı elemanlarıdır.

Defalarca sökülüp takılabilirler.

Temini kolaydır.

İmalatı ucuz ve kolaydır.

Yukarıda belirttiğimiz sebeplerden dolayı civatalı-yaylı ayrılma sistemini kurtarma sisteminde kullandık.

Dezavantajları:

Geometrisinden gerilme yığılması olur.

Gevşemesi önlenemez.

(53)

Paraşüt malzemesi seçimi ince ve dayanıklı olan piyasada yaygın kullanılan paraşüt kumaşını tercih ettik.Ana paraşüt rengi parlak gri, sürüklenme paraşütü rengi parlak kırmızıdır. İp seçimi için paraşüt sistemlerinde kullanılan şok kordonunu ve ipleri seçtik. İpleri paraşüte 8 farklı noktadan gemici düğümü ile bağladık.İpleri bağlanan noktalara dayanımın artması için resimde görüldüğü gibi kulakçıklar ekledik. Paraşütlerin gövde içerisinde uzunlukları ana paraşüt için 60 cm , sürüklenme paraşütü için 30 cm dir.

kare paraşüt alanı (cm^2)

Taşıdığı ağırlık (kg)

ortalama düşüş hızı (m/s)

ortalama rüzgar sürüklemesi (6 m/s)

renk

gövde sürükleme paraşütü

60 12,8 28,31

gövde ana paraşütü

250 12,8 6,43 700-1500 m

payload paraşütü

200 7,8 6,97 1500-2500 m

İplerin bağlandığı bölge

(54)

2)Roket ilk olarak payload’a bağlı olan bir sürükleme paraşütü açar. bu sürükleme paraşütü payload sistemini gövdeden ayırmak için

kullanılmaktadır. Bu ayrılma ile beraber paraşüt kapsülü ip ile bağlı olduğu payload’u takip eder ve gövde dışına çıktığında gövde sürüleme paraşütü ve payload asıl paraşütünü açar.

Anten

Uçuş bilgisayarı Kartı

1 2

3

4

noktasını özerk olarak belirler.

Ayrılma mekanizmasını çalıştırır

3)2. ayrılma sistemi belirlenen irtifada (600 m) gönderilen tetikleme sinyali ile gövde ana paraşütünü serbest

bırakacaktır.

4)Sistemler bu son durum üzere yeryüzüne iner. Roket uçuş bilgisayarı kapsülünde ve payload elektronik

kapsülünde bulunan antenler vasıtası ile yer istasyonuna GPS verisi gönderirler^.

(55)

sağlayacak ve tüm uçuş verisini de saklayıp iletecek olan ana bilgisayar. İkincisi ana bilgisayarın ayrılmayı gerçekleştirmemesi durumunda devreye girip ayrılmayı gerçekleştirecek olan yedek bilgisayar. Üçüncüsü ise roketten ayrılan faydalı yükün konumunu tespit etmemizi sağlayacak olan faydalı yük bilgisayarı. Bu bilgisayarlar temelde birbirine benzer olmakla birlikte görevlerindeki farklılıklar sebebiyle bazı değişiklikler barındırmakta.

• Üst paragrafta da belirtildiği gibi roketin ve ayrılan parçaların sağlıklı ve güvenli bir şekilde yere inebilmesi için ana bilgisayarın bir de yedeği bulunmaktadır. Bu iki bilgisayar birbirinden bağımsız olarak çalışacak ve farklı sensörler ile tetikleneceklerdir. Hatalı çalışma veya çalışmama riski minimuma indirilmeye çalışılacaktır.Kullanılan sensörler BMP180 basınç ve sıcaklık sensörü diğeri ise MPU6050 3 Eksenli Gyro ve Eğim Sensörü. Ana bilgisayarda basınç sensörünü yedek bilgisayarda ise 3 eksenli gyro ve eğim sensörü kullanılacak.

• BMP180 basınç sensörünün yaptığımız araştırmalar sonucu verdiği geri dönüşlerin yüksek doğruluk payına sahip olduğunu belirlendi. Bunun yanı sıra roketimiz yerden yükselirken oluşacak olan basınç farkının bizim için sağlıklı bir veri olacağını tespit

(56)

planladık. Aynı basınç sensöründe olduğu gibi bu sensörün de anlık ve doğru veri iletimine sahip olduğunu yapılan testler ile belirledik. Roketimiz apogee noktasına ulaştığında, yükselmenin sona ermesi ile oluşacak olan eğilmeyle paraşütün ayrılmasını tetikleyebileceğimizi düşünüyoruz.

• Bu iki sensör dışında nem ve sıcaklık sensörü de değerlendirildi. Bu sensörün kullanılmamasının sebebi sıcaklık ve nemdeki değişimi kontrol etmekte oluşacak zorluklardı. Sensörün roketin içinde olacağı değerlendirildiğinde alınacak verilerin doğruyu yansıtmayacağına ve tetiklemenin yanlış veya hiç yapılamayacağına karar verildi.Tercih edilmedi.

• Değerlendirilen son sensör MQ-2 LPG, Propan ve Hidrojen Ölçümleme Modülü idi. Bu sensör değerlendirildiğinde havadaki elementlerden alınacak verilerin konumdan konuma değişiklik gösterebileceği ve ölçümünün hassas olmayacağı kanaatine varıldı.

Bu nedenle tercih edilmedi.

(57)

belirlendikten sonra tetikleme mekanizmasına ait tasarıma başlandı.

Transistörlü bir tetikleme devresi tasarlandı.

STM32 tarafından tetiklenen transistör motorun bağlı olduğu 9V’luk pilden gerekli gücü çekmesini sağlayacak ve ayrılma gerçekleşecek. Aynı durum roketin süzülerek indiği sırada 600-800 metre arasında tekrar gerçekleşecek. Ayrılan sistemlere STM32’den uzanan bağlantı kabloları aşağıdaki şekilde verildiği gibi birbirine geçmeli şekilde olacağı için fırlatmanın hızıyla yerinden çıkacak ve ayrılma gerçekleşmiş olacak.

Roket uçuşa geçtikten sonra oluşabilecek sarsıntı, vibrasyon ve titreme gibi dış etkilerden roketi koruyabilmek için aşağıdaki resimde verilen sönümleyici plastik parçalardan kullanılmıştır.

(58)

özetlenmiştir. Öncelikle sistem ana bilgisayarın on tuşuna basılması ile aktifleşir. Daha sonra sensörlerden alınan veriler bir döngü ile sürekli değerlendirilir. Ana bilgisayar ve yedek bilgisayar ayrı ayrı modellenmiştir. Alınan veriler istenilen yüksekliğe çıkıldığına işaret ettiği anda sistem ayrılmayı gerçekleştirir.

• Ayrılma gerçekleştikten sonra bilgisayar yerdeki alıcıya anlık olarak GPS konumu göndermeye başlar ve bu durum sistem kapatılıncaya kadar devam eder.

(59)

tasarımına geçilmiş ve Kicad’de bir PCB çizimi oluşturuldu. Ana bilgisayara ait düzenek yanda verilmiştir. Düzenekte gösterildiği gibi 5V’luk saat pili, on-off switch, STM32 modülü, BMP180 basınç sensörü, GPS ve Xbee haberleşme modülünden oluşmaktadır.

• Yedek bilgisayarda ana bilgisayardan farklı olarak sadece basınç sensörünün yerinde 3 Eksenli Gyro ve Eğim Sensörü bulunmakta.

• Faydalı yükte bulunacak olan bilgisayarda sadece konum tespiti için GPS ve bu konumu yer

bilgisayarından alabilmek için Xbee haberleşme modülüne ihtiyaç vardır.

(60)

seçilmesinin nedeni hafif, yeterli mukavemette bir malzeme olurken gövde içinden sinyal iletimi için uygun olmasıdır.

Gövdenin özgün üretim gövde olması dayanım testi yapmamızı gerektiriyordu.

Üretilen gövdeden bir numune kesilerek İTÜ Uçak-Uzay Fakültesi Mekanik Laboratuvarında basma testi yapıldı.

Yapılan testten alınan veriler yardımıyla Şekil 1’deki Dayanım-Birim Şekil Değişimi Grafiği çizdirildi. Buradan Akma Dayanımı

= 21 MPa , Elastiklik Modülü = 265.8 MPa değerleri bulundu. Bu değerler böyle kritik bir sistem için yeterli görülmedi. Bu nedenden dolayı farklı bir cam elyaf kumaştan tekrar üretilecektir.

Şekil 1

Özgün Malzeme Tercihi

Akma Dayanımı = 21 MPa Elastiklik Modülü = 265.8 MPa

(61)

Alüminyum boru iki ucundan desteklenerek, kompozit katılaştıktan sonra kolay çıkması için gövdeye tereyağı sürüldü. Ardından daha pürüzsüz bir iç yüzey elde etmek için alüminyum folyo yüzeyin üzerine sarıldı. Sonra, epoksinin alta geçip kalıba yapışmaması için plastik poşet kalıbın üzerine kaplanıp bantla yapıştırıldı. Böylece kalıp tam olarak hazırlanmış oldu. Kalıp hazırlığı bittikten sonra ilk kat cam fiber kumaş küçük bir helis açısıyla kalıba sarıldı. Daha sonra, üzerine epoksi uygulandı. Ardından bir sonraki kata geçilip aynı işlemler uygulandı.

Bu işlem toplamda 10 kez uygulanarak 2 mm et kalınlığında, dış çapı 119 mm olan, 2.5 metrelik gövde hazırlanmış oldu. Gövde 3 gün

kurumaya bırakıldı. Üçüncü günün sonunda gövde kalıptan ayrıldı. Gövdenin uçları sanayide testere ile düzeltildi. İlerleyen günlerde gövdeye gerekli civata delikleri de açılacaktır.

Özgün Üretim

(62)

Gövdedekİ civata deliklerinden

kaynaklanan ezilme durumları için el hesapları ve Simulia Abaqus

programında yapısal analizler yapılmıştır.

Yapılan analizlerde en kritik kesitolarak, motordan gelen itkinin gövdeye

aktarıldığı bölge seçilmiştir.

Analiz Sonucuna Göre Yapılan İyileştirmeler:

Daha önceki tasarımlarda 4 adet cıvata kullanılmıştı. Fakat yeterli mukavemetin sağlanamaması neticesinde cıvata sayısı 8’e çıkarılmış ve analizler yenilenmiştir.

Yenilenen analizler güvenli sınır içindedir.

Analizden de görülebileceği gibi güç aktarma halkası emniyetlidir. Halkada oluşan maksimum gerilme 19 MPa olmaktadır.

S(Güvenlik Katsayısı)=20

Gerekli kalınlık =15 mm bulunur.

GÜÇ AKTARMA HALKASI ANALİZİ

Motordan gelen max. kuvvet=1208N

Oluşan gerilme=151N/10mm^2=15.1 MPa

Güvenlik Katsayısı= S= 21/15.1= 1.4

(63)

● Roketin akış analizi Ansys Fluent programı üzerinde yapılarak havanın roket gövdesi üzerindeki lokal basınç ve hız değerlerine ulaşılmıştır.

● Hız olarak open rocket’ten alınan roketin en yüksek hızı olan 179 m/s referans alınmıştır.

● Girilen değerler doğrultusunda artan sayılarda iterasyon yapılması sonucu drag kuvvetinin 124 N, drag katsayısının da

0,57 olarak sabit kaldığı görülmüştür.

● Yukarıdaki formül ve değerler kullanılarak drag katsayısının 0,57 olduğu hesaplanmıştır ve böylece analizin kesinliği artmıştır.

F_D = (1/2).ρ.V²A.C_D F_D: Drag Kuvveti

ρ: Havanın yoğunluğu (1,225 kg/m³) V: Roketin hızı

A: Roketin havanın akış yönüne dik en büyük alanı

A=π.(0,119)²/4= 0,0111 m² C_D: Drag Katsayısı

● Bu analizde yüksek

hassasiyet için 133 567 hücre mesh atılmıştır.

(64)

CFD Sonuçları

Roket üzerindeki basınç dağılımını gösteren şekiller sağda gösterilmiştir.

2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİK TASARIM RAPORU

● ANSYS Fluent programından alınan sonuçlar:

Maksimum basınç:

1355 Pa

Roket üzerindeki hız dağılımını gösteren şekiller solda

gösterilmiştir.

(65)

olmasına rağmen istenilen dayanımı sağlayamayacağından bunun yanında montajının da alüminyum kadar kolay olmaması nedeni ile elenmiştir. Alüminyumun bizim için dezavantajı ağırlığıdır. Fakat tasarımımızın analiz

sonuçlarına göre bu ağırlık bizim için problem teşkil etmemektedir. istenilen irtifaya ulaşabilmekteyiz. Alüminyumun diğer özelliklerine baktığımızda ise avantajları son derece iyidir. Neredeyse her türlü imalat tezgahına girebilen bir malzeme olması bizim için çok avantajlıdır. Çekme dayanımı, kolay imalatı ve çok yüksek olmayan maliyeti tercih sebebi olmuştur. Tasarımımızda kullandığımız Alüminyum boru profilimizi standart olduğu için piyasadan rahatlıkla bulabiliyoruz. Diğer parçalar ise 2 ve 3 mm ’lik alüminyum levhalardan lazerde kesilerek imal edilecektir.

Sonuç olarak üretim, mukavemet, fiyat ve montaj avantajları göz önünde bulundurularak alüminyum kanatçığa karar verildi.

Malzeme Yoğunluk(g/cm^3) Çekme Dayanımları

Yaklaşık(MPa)

İmalatı Maliyet

Alüminyum 2,7 580 Kolay Normal

PVC 1,4 40 Kolay Normal

Fiberglas 1,99 Matris ve fibere göre Zor Pahalı

(66)

kanatçıklı yapı tercih edildi.

Bunun nedeni, 3 kanatçıklı yapıda statik marjini istenilen sınırlarda tutmak için kanatçık geometrisi çok değişmesidir.

En verimli profil olan kanat profili eliptik profildi fakat OPENROCKET programında optimizasyon yaptığımızda bize sunduğu kanat profili resimde belirtilen profil olduğu için bunu tercih ettik.

(67)

Mor renkli parçalar kanatçık sabitleme parçaları olup bu parçalar da 3mm’lik alüminyumdan lazer

kesimde üretilecektir.

Ortadaki kahverengi parça ise alüminyum levhadan kesilip bükülerek boru profil haline getirilecektir.

Bu parçalar kaynak yardımıyla birleştirilecektir.

Böylece tek parça rijit bir sisteme dönüşecektir.

Bu konfigürasyon üretim, fiyat ve mukavemet açısından avantajlıdır. Kaynak işlemleri İTÜ Kaynak Araştırmaları Laboratuvarında yapılacaktır.

(68)

bütün yan rüzgar kuvvetinin tek bir kanatçığa bindiği kabul edilerek yapılmıştır.

FD=(½).Cd. ρ.(V^2).A

FD=(½)(1.05)(1.225)(294^2)(0.01)=555N Kanada etkiyen basınç=

F/A=555/10000=0.0556MPa olur.

Bu değere göre yapılan analiz yandaki resimde verilmiştir.

Kaliteli bir alüminyum kaynağı mukavemetinin 150 MPa civarında olduğu bilinmektedir.

Kaynak işlemi İTÜ Kaynak Araştırma Laboratuvarında yaptırılacaktır.

Analize bakıldığında maksimum gerilmenin 5.2 MPa olduğu görülür.

Yani Tasarım Emniyetlidir.

(69)

3727 N.s toplam itki ile 0,8 M sınırını aşmadan istenen uçuşu gerçekleştirmemizi sağlamaktadır.

konfigürasyonda tutucu ve güç aktarma halkası gövdeye sabitlendikten sonra kanatçık yapısı ve merkezleme halkaları aynı civatalar ile gövdeye sabitlenir. Ardından motor halkalarının ortasından sürülerek geçirilir ve yukarıdaki tutucu vidaya döndürerek takılır. Burada Güç aktarma

halkası da merkezleme yapmaktadır. Çünkü iç çapı motorun o

bölgesindeki çap ile aynı olacak şekilde tasarlanmıştır. Böylece gövdenin ve motorun eksenleri net bir şekilde çakışmış olacaktır.

(70)

Bu kısımda motor yatağının gövdeye nasıl montajlanacağı ve motorun rokete nasıl montajlanacağı anlatılmıştır.

Gerekli Araç /Gereç/Aygıt ve Parça Listesi SORUMLULAR

1)Muhammed Salih Polat 2)Ahmet Esad Demir

Araç/Gereç/Aygıt Adı Açıklama

Gres Yağı Şekil 1

Alyan Anahtar Seti Şekil 1

İngiliz Anahtarı Şekil 1

Şekil 1

(71)

Kalem Adı Açıklama

Roket Motoru(Cesaroni L1050) Yarışma komitesi tarafından sağlanacaktır.

Roketin Motor Bölgesi Şekil 1

Merkezleme Halkası 1 Şekil 1

Merkezleme Halkası 2 Şekil 1

Güç Aktarma Halkası Şekil 1

Ray Butonu Şekil 1

Kanatçık Montajı Şekil 1

sonraki slaytta verilmiştir.

(72)

72 16 Mart 2019 Cumartesi 2018 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI ÖNCÜL TASARIM RAPORU

M5 Mercimek Başlı Cıvata Şekil 3

M4 Havşa Başlı Cıvata Şekil 4

Montaj Kızağı Şekil 5

Tutucu Halkası Şekil 2

Tutucu Kaynak Parçası Şekil 2

UNC 3/8 standardı 35mm lik Cıvata Şekil 2

(73)

Motor

Tutucu

Güç Aktarma Halkası

Merkezleme Halkası 1 Merkezleme Halkası 2

Kaynak Kanat

Gövde Ray Butonu

(74)

Şekil 2 Şekil 3 Şekil 4 Şekil 5

Tutucu Montajının oluşturulması için Şekil 2’de verilen UNC 3/8 cıvata, Tutucu Halkasında açılan altıgen oyuğa yerleştirilir. Tutucu Kaynak Parçası cıvatanın üzerine kapatılarak kaynaklanır. (Kaynak işlemi İTÜ Makina Fakültesi Kaynak Araştırmaları Laboratuvarında yapılacaktır.)

(75)

2. Roket, Montaj Kızağınaalınır.

3. Daha önceden hazırlanan Tutucu Montajıeksenel konumuna yerleştirilir ve cıvataları takılır.

4. Güç Aktarma Halkası eksenel konumuna yerleştirilir ve M5 cıvataları takılır.

5. Merkezleme Halkası 1 eksenel konumuna yerleştirilir. Cıvatalar takılmadan Kanat Montajıgövdenin üzerine geçirilip delikler denkleştirilir.

6. 3 adet M5 cıvata Kanat Montajındaaçılan deliklerden geçirilerek Merkezleme Halkası 1’e vidalanır.

7. Ray butonukonumuna yerleştirilir ve M4 Havşa Başlı cıvata Ray Butonunun ortasındaki delikten geçirilerek Merkezleme halkası 1’ e vidalanır.

8. Merkezleme Halkası 2eksenel konumuna yerleştirilir.

9. M5 cıvatalar Kanat Montajındaki deliklerden geçirilerek Merkezleme Halkası 2’ye bağlanır.

10. Bu aşamada Motor Yatağının Montajı tamamlanmış olur.

11. Motorun rahat geçmesi için yüzeyine Gres Yağısürülür.

12. Motor elle Merkezleme Halkalarının içinden sürülerek cıvataya dayanana kadar ilerletilir.

13. Motor UNC 3/8 cıvataya dayandıktan sonra sıkılabildiği yere kadar elle sıkılır.

14. Zorlanılmaya başlanırsa İngiliz Anahtarı kullanılır.

15. Motor, Güç Halkasına temas edene kadar sıkılır.

16. Temas gerçekleştikten sonra güç aktarımının emniyetli olması için bir miktar daha sıkılıp ön gerilme verilir.

17. Böylece Roket motor yatağının ve Roket Motorunun montajı tamamlanmış olur.

18. Yakıcı tel yerleştirilir ve Roket rampaya alınır.

19. https://youtu.be/Q1vkep8O3X8

(76)

- 1101 g ağırlık farkı bulunmaktadır.

- 2. motor kullanılması motor yatağı boyutunu ve uzunluğunu değiştirmemektedir.

motor değişimi sonrası etkilenen parametreler ve analizi Parametre Eski değer Yeni

değer

Değişikliğin analiz sonucu ve tasarım etkisi

statik marjin 2,15 2,05 simülasyon sonucu uçuş boyunca 1,5 ve 3 arası statik marjinin korunduğu görüldü

apogee (m) 1612 1505 veri puanlama açısından daha avantajlı hale gelmekte.

max. hız 0,5 M 0,54 M Mekanik tasarım üzerinde etkisi yoktur

rampa çıkış hızı 29,7 21,2 Roket iç ekipmanları ağırlıkları değiştirilerek artırılacaktır.

en yüksek ivme 58,7 45,7

MOTOR ÖZELLİKLERİ

L1050 L851

çap 75 mm 75 mm

boy 486 mm 486 mm

toplam itki 3727 N.s 3683 N.s ortalama itki 1046 N.s 849 N.s ağırlık (kg) 5,223 6,324

Değişiklik yapılması halinde open rocket simülasyon verileri analiz edildi.

2. roket için roket tasarımı üzerinde herhangi bir değişiklik yapılmasına gerek olmadığına karar verildi.

(77)

(78)

Roketin Bütünleştirilmesi ve Testler

(79)

2-)Civatalı-Yaylı tahrik

mekanizmamız ve mapalar montajlanır.

3-) Faydalı yükün montajı

4-) Paraşüt kapsülünün montajı

5-)Genel Montaj

Cad ortamında montaj yakınlaştırılarak

anlatılmıştır.

Kurtarma Sisteminin Montaj Videosu:

https://www.youtube.com/watch?v=ZChWP96 QxBQ&feature=youtu.be

(80)

1-) DC motor yataklanır, mekanizma montajlanır.

2-)mekanizmamız ve mapalar montajlanır.

5-)Genel Montaj

Cad ortamında montaj yakınlaştırılarak

anlatılmıştır.

Paraşüt Açma Sisteminin Montaj Videosu:

https://youtu.be/pbmIFNbh9qQ

(81)

renkli tutucu gövdeye takılır.

2-)Ardından sırasıyla pembe renkli güç aktarma

halkası ve mavi-turkuvaz renkli merkezleme halkaları takılır.

3-)Merkezleme halkaları yerleştirildikten sonra önceden montajlanan kanat sistemi getirilir ve

cıvatalar takılır. Böylece motor için bütün alt sistemler hazırlanmış olur.

4-)Motor el ile çevrilerek takılır. Gerekirse ingiliz anahtarı kullanılır.

NOT: Bu kısım daha ayrıntılı bir şekilde motor kısmında anlatımıştır.

MOTOR MONTAJI VİDEOSU:

(82)

2-)Kurtarma mekanizması 1.

adımda montajı yapılan parçaya oturtulur.

3-) İkincil paraşütün açma sistemini

gövdeye vidalanarak montajı

4-) Motorun Montajı

Cad ortamında montaj yakınlaştırılarak

anlatılmıştır.

Genel Montaj Videosu:

https://youtu.be/amMUTzsWKbE

Fırlatma Mekanik Similasyonu:

https://youtu.be/cAYdLMgLhu4

Uçuş Bilgisayarı Rampada iken Gövde

üzerindeki Tuş ile Çalıştırılacaktır. Bu tuş Roket Uçuş bilgisayarı bölümünde olacaktır.

(83)

Roketin montajı yapıldıktan sonra uçuş bilgisayarı bölümüne erişim olmamaktadır. Uçuş bilgisayarının çalıştırılacağı

anahtar deliği dışında gövdenin kesitinde herhangi bir delik bulunmamaktadır.

Bu sebeple AltimeterTwocihazını roketin payload elektronik bölümüne montajlanması planlanmıştır.

Bu bölüm roketin burun kısmı ile beraber roket’e sıkı geçme olacağı için montaj sonrasında kolaylıkla ulaşılabilen bir noktadadır.

AltimeterTwo cihazı anahtarlık deliği kısmından payload bilgisayarının üzerine montajlandığı kontrplak malzemeye vida ile tutturulacaktır.

AltimeterTwo bu bölgede bulunan

payload bilgisayarının bulunduğu kontrplak üzerine vidalanıcaktır.

Tüm sistem roket gövdesine sıkı geçme olarak oturtulacaktır.

Dolayısıyla montaj sonrasında AltimeterTwo takılması için sadece sistemi dışarı çekmek yeterlidir.

(84)

EPS’in STM32 breadboard üzerinde test edilmesi 3 gün Per 28.03.19 Pzt 1.04.19 BUZZER'in STM32 breadboard üzerinde test edilmesi 3 gün Paz 31.03.19 Sal 2.04.19

Prototip paraşütlerin üretimi 5 gün Paz 31.03.19 Per 4.04.19

BMP'nin STM32 breadboard üzerinde test edilmesi 3 gün Pzt 1.04.19 Çar 3.04.19

XBEE’in STM32 breadboard üzerinde test edilmesi 4 gün Çar 3.04.19 Pzt 8.04.19

Merkezleme Halkalarının test edilmesi 21 gün Çar 10.04.19 Çar 8.05.19

Paraşütlerin açılma testi 5 gün Paz 21.04.19 Per 25.04.19

yaylı tahrik sistemi testi 7 gün Pzt 22.04.19 Sal 30.04.19

Paraşüt hacim testleri 5 gün Paz 28.04.19 Per 2.05.19

Paraşüt kapsülü üretimi ve testi 3 gün Paz 28.04.19 Sal 30.04.19

Motor yatağı parçasının Ansys analizi ve testi 21 gün Sal 30.04.19 Sal 28.05.19 M5 ve UNC 3/8 Cıvataların mukavemet hesabı ve analizi 9 gün Sal 30.04.19 Cum 10.05.19

(85)

Ayrılma sisteminin testi 5 gün Sal 30.04.19 Pzt 6.05.19

Burun konisi mukavemet hesabı ve açılma testi 2 gün Pzt 6.05.19 Sal 7.05.19

Baskı devre kısa devre testi 2 gün Per 23.05.19 Cum 24.05.19

Uçuş bilgisayarı mesafe iletişim testi 7 gün Pzt 10.06.19 Sal 18.06.19

Baskı devre ve sensörlerin roket içerisinde test edilmesi 12 gün Sal 11.06.19 Çar 26.06.19 Baskı devrenin sensörlerle birlikte test edilmesi 25 gün Per 13.06.19 Çar 17.07.19 Genel Test Raporu ve Atış Hazırlık Raporunun Hazırlanması 24 gün Pzt 1.07.19 Per 1.08.19

Payload elektronik veri transfer testi 15 gün Cmt 15.06.19 Per 4.07.19

Fiberglas gövde için basma testi 5 gün Paz 5.05.19 Per 9.05.19

Fiberglas gövde için darbe testi 5 gün Paz 5.05.19 Per 9.05.19

(86)

Test Adı Süre Başlangıç Bitiş

Yaylı paraşüt kapsülü açılma testi 5 gün Paz 5.05.19 Per 9.05.19

İkincil ayrılma sistemi testi 25 gün Sal 18.06.19 Pzt 22.07.19

7 m/s hızla düşme durumunda gövdenin ve kanatçıkların mukavemet testi

4 gün Sal 25.06.19 Cum 28.06.19

Merkezleme halkalarının eş eksenlilik testi 6 gün Pzt 24.06.19 Pzt 1.07.19

Burun konisi mukavemet testi 14 gün Cum 28.06.19 Çar 17.07.19