TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI Kritik Tasarım Raporu (KTR) Sunuşu

(1)

TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI

Kritik Tasarım Raporu (KTR) Sunuşu

1 17 Mayıs 2019 Cuma 2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU

(KTR)

(2)

Takım Yapısı

2 17 Mayıs 2019 Cuma 2018 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI ÖNCÜL TASARIM RAPORU

(ÖTR) Akademik Danışman

Dr. Öğr. Üy. Melahat Cihan

Takım Kaptanı Emrehan Müftüoğlu

Harun İnci

Ergun Umut Kılınç

Sehle Cengiz

Samsun Üni. Uçak Ve Uzay Mühendisliği

Zeliha Çamur

M. Burak Güler

Ömer Ali Günaltay

Cihangir Celal Palacı

Anıl Çelik

M. Abdullah Enes Hoşaf

M. Emin Kılınç

Ömer Çiftçi

Yusuf Çapuk

Furkan Uğurlu

M. Ernur Engür

Cem Onaran

Osman Nuri Bahar

Sefa Şahin

Yasin Güngör

Yunus Emre Akdeniz

Recep Karaer

Resul Özdemir

Erol Çelebi

Mustafa Oğuz

Muhammed Emin Fırat

Muhammed Furkan Uyar

Furkan Kardiyen

Mehmet Durak

İsa Özcan

Samsun Üni. Uçak Ve Uzay Mühendisliği Samsun Üni. Uçak Ve Uzay Mühendisliği

Samsun Üni. Uçak Ve Uzay Mühendisliği Amasya Ü. Elektrik ve E. Mühendisliği Ondokuz Mayıs Ü. Malzeme Müh.

Ondokuz Mayıs Ü. Bilgisayar Müh.

Ondokuz Mayıs Ü. Makine Müh. (Y.L.)

M. Furkan Okudan

Selahattin Selek

(3)

Takım Yapısı

Takım Logosu

(KTR)

Raporlama Kurtarma Sistemi

Aviyonik ve

Haberleşme Tasarım

Analiz ve Simülasyon

Üretim

GÖREV DAĞILIMI

• M. Emin KILNÇ

• M. Abdullah Enes HOŞAF

• M. Ernur ENGÜR

• Yusuf ÇAPUK

• Furkan UĞURLU

• Ömer ÇİFTÇİ

• M. Burak GÜLER

• Furkan UYAR

• Mustafa OĞUZ

• Mehmet DURAK

• Furkan KARDİYEN

• Yasin GÜNGÖR

• Osman Nuri BAHAR

• Recep KARAER

• Harun İNCİ

• Ergun Umut KILINÇ

• Zeliha ÇAMUR

• Cihangir Celal PALACI

• Yunus Emre AKDENİZ

• Erol ÇELEBİ

• Resul ÖZDEMİR

• Ömer Ali GÜNALTAY

• Selahattin SELEK

• Emrehan MÜFTÜOĞLU

• M. Emin KILNÇ

• M. Abdullah Enes HOŞAF

• M. Ernur ENGÜR

• Yusuf ÇAPUK

• Furkan UĞURLU

• Ömer ÇİFTÇİ

• M. Burak GÜLER

• Harun İNCİ

• Anıl ÇELİK

• Sefa ŞAHİN

• Furkan KARDİYEN

• İsa ÖZCAN

• M. Furkan OKUDAN

• Selahattin SELEK

• Emrehan MÜFTÜOĞLU

• Cem ONARAN

• M. Emin FIRAT

• İsa ÖZCAN

• Osman Nuri BAHAR

• Sefa ŞAHİN

• Yasin GÜNGÖR

• Ömer Ali GÜNALTAY

(4)

Roket Genel Tasarımı

(KTR)

(5)

ÖZET

(ÖTR)

Tahmin Edilen Uçuş Verileri ve Analizleri Yarışma Roketi Hakkında Genel Bilgiler

Marka : Cesaroni Technology İsim:L1050-BS Sınıf: L

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 3732 N

Marka : Cesaroni Technology İsim:L851-WH-12 Sınıf: L

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 3679 N

Motor Seçimleri

Ölçü Yorum

Boy (metre): 2,52 İki motor tasarımı için sabittir.

Çap (metre): 0,115 İki motor tasarımı için sabittir.

Roketin Kuru Ağırlığı(kg.): 15,283 Alt sistem ve kullanılan malzemelere göre değişmektedir.

Yakıt Kütlesi(kg.): 3,448 Motor seçimine göre değişmektedir.

Motorun Kuru Ağırlığı(kg.): 1,584 Motorun çeşidine göre değişmektedir.

Faydalı Yük Ağırlığı (kg.): 4,2 Motor seçimine göre optimize edilecektir.

Toplam Kalkış Ağırlığı (kg.): 18,731 Faydalı yük ve motora bağlı seçimlere göre değişecektir.

İtki Tipi: Katı Yakıt Seçilen iki motor da katı yakıt tipindedir.

Ölçü Yorum

Kalkış İtki/Ağırlık Oranı: 11,2 Motor çeşidi ve roketin ağırlığına bağlı olarak değişir.

Rampa Hızı(m/s): 24,.5 Ağırlığa ve motor çeşidine göre değişir.

Yanma Boyunca En az Statik

Denge Değeri: 1,73

En büyük ivme (g): 5,73

En Yüksek Hız(m/s & M): 168 & 0,5

Belirlenen İrtifa(m): 1455

(6)

Open Rocket Genel Tasarım

6 17 Mayıs 2019 Cuma 2018 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRITIK TASARIM RAPORU

(KTR)

Motor Caseroni L1050

Yükseklik 1455 m

Uçuş Süresi 217 s

Tepe Noktasına Ulaşma Süresi 17.3 s

Optimum Gecikme 14.7 s

Rampa Çıkış Hızı 25 m/s

Maksimum Hız 168 m/s

Maksimum İvme 56.2 m/s²

Çarpma Hızı 6.96 m/s

(7)

Open Rocket Genel Tasarım

(KTR)

• Detay CAD Tasarımı:

Yeşilırmak tam montaj

Uydu çıkışı Ana paraşüt

Marş paraşütü

(8)

Open Rocket Genel Tasarım

(KTR)

Aviyonik Bloğu

• Detay CAD Tasarımı:

Aviyonik Bloğu Aviyonik Bloğu

Aviyonik Bloğu

(9)

Open Rocket Genel Tasarım

(KTR)

• Detay CAD Tasarımı:

Motor

Tam montaj

Motor bloğu

(10)

Open Rocket Genel Tasarım

(ÖTR) Şekil 2: Yeşilırmak Roketi Uçuş Yörüngesi

Tablo 1: Uçuş Profili Tablosu

Zaman(s) İrtifa(m) Hız(m/s)

1 Fırlatma 0

2 Burn Out 3,4 327 164

3 Tepe Noktası

16.75 1455 145

4 Marş Paraşüt Açılması

16.75 1455 0

4 Marş Paraşütü sonrası hız

49.7

5 Ana Paraşüt Açılması

70 497 49

5 Ana paraşüt sonrası hız

7,46

6 Güvenli iniş 217 6.96

(11)

Open Rocket Genel Tasarım

11 17 Mayıs 2019 Cuma

Şekil 3:Roketin uçuş süresince Yükseklik-Zaman grafiği

Roket rampadan ayrıldıktan sonra 3,5 saniyede en yüksek hızına ulaşacak roket tepe noktasına ulaştığında uçuş bilgisayarının komutuyla ayırma mekanizması devreye girecek ve gövde ortadan iki parçaya ayrılacaktır. Marş paraşütü karbondioksit tüpünün basınç yaratmasıyla dışarı çıkacak ve uydu arkasındaki kontraplağı çekerek uydu ve paraşütünü dışarı çıkaracaktır . 500 metre irtifaya geldiğinde ikincil karbondioksit tüpü ile ana

paraşütün açılmasını sağlayacaktır. Böylece tüm sistem yere güvenli bir hızla inebilecektir.

Uçuş profil tablosu 2018 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRITIK TASARIM RAPORU

(KTR)

(12)

Sistem Uçuş Analizi Verileri

Takım Logosu

(KTR)

Roket maksimum irtifaya ulaştıktan sonra ilk paraşüt (marş paraşütü) açılacak ve faydalı yük (payload) roketin dışına çıkarak bağımsız şekilde kendi paraşütü ve 7,4 m/s hızla alçalacaktır.

Roket ise 28,2 m/s hız ile alçalmaya başlayacaktır. Kızılırmak II roketi 71. saniyede 500 m irtifaya alçaldığında 2. paraşüt (ana paraşüt) açılacak ve 139. saniyeye kadar 7 m/s hız ile alçalmaya devam edecektir. 139. saniyede Yeşilırmak II roketi inişini gerçekleştirerek uçuşunu tamamlayacaktır.

Rüzgar hızı 10 m/s alındığında toplamda 229 saniye uçacak olan Faydalı Yük atış noktasından yatayda 2300 metre uzağa sürüklenmesi öngörülmektedir.

Roket ise 139 saniyelik uçuşu sonunda ortalama

1400 metre sürüklenmesi öngörülmektedir.

Şekil 4: Roketin rüzgarlı ve rüzgarsız yörüngeleri.

Roketin Rüzgarlı Yörüngesi (10 m/s )

Faydalı Yükün Rüzgarlı Yörüngesi (10 m/s ) Faydalı Yükün Rüzgarsız Yörüngesi

Roketin Rüzgarsız Yörüngesi

(13)

Sistem Uçuş Analizi Verileri

Takım Logosu

(ÖTR)

Yeşilırmak Roketinin Akış analizi gerçekleştirilirken OpenRocket’den gelen girdilerden yararlanılmıştır.Standart hava koşullarında , belirlenen itki sistemiyle maksimum 0.5 mach’a çıkacağı openrocketten gelen bir girdidir.Akış çözümü yapılırken Wall Y plus değeri 30 dan büyük olduğu için K-epsilon 2 metoduyla çözüm yapılmıştır.Artık değeri 0.001

hassasiyetinde seçilmiştir.Roketin toplam sürüklenme kuvveti yaklaşık olarak 81 N olarak hesaplanmıştır. Bunun sonucunda Roketin Toplam sürüklenme katsayısı 0.331 olarak hesaplanmıştır. Roketin maksimum Mach sayısına ulaştığı bölüm ise burun konisinin gövdeyle bağlanma noktasıdır bu bölüm mach sayısı 0.6 ya kadar ulaşmaktadır.

Şekil 5:Yeşilırmak 2 boyutlu Mach dağılımı Şekil 6:Yeşilırmak 3 boyutlu Basınç(statik) dağılımı

(14)

Operasyon Konsepti (CONOPS)

Atış öncesinde: Atış sorumlusu Ergun Umut KILINÇ, atış alan sorumlusu Selahattin SELEK , kurtarma sorumlusu Anıl ÇELİK ve takım lideri Emrehan MÜFTÜOĞLU takım tarafından oluşturulmuş prosedür kontrol listesinde belirtilenleri dikkate alarak 3 parçadan oluşan gövdeyi takım masasında bir araya getirerek rampaya taşıyacaktır. Rampaya taşıma işlemi öncesinde yetkili yarışma personeli ile birlikte motor, motor kundağına yerleştirilecektir. Elektronik ateşleyici motora sabitlendikten sonra roket rampaya yerleştirilecek ve rampa 5 dereceye getirilecektir. Elektronik aksamlar ile ilgili son kontroller takım kaptanı , tarafından yapılacaktır.

Atış sırasında: Yeşilırmak roketi üzerinde bulunan bilimsel uydu sistemi tüm uçuş boyunca aldığı hız, ivmelenme, irtifa, basınç ve sıcaklık verilerini telemetri ile yer istasyonuna aktaracaktır. Anlık alınan veriler yer istasyonunda bulunan bilgisayar tarafından kayıt altına alınacaktır. Özgün Uçuş Bilgisayarı ise temel komutları gerçekleştirecek ve kayıt altına alacaktır(paraşüt açma sistemi aktivasyonu, uçuş süresi, irtifa vs.).

2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU (KTR)

(15)

Operasyon Konsepti (CONOPS)

(KTR)

Atış sonrasında: Kurtarma mekanizmalarının çalışması hakkında yer istasyonundan bilgi elde edilebilecektir. Roket uçuş süresince ve sonrasında GPS ile 5 metre sapmaya kadar takip edilebilecektir.

Böylelikle roketin iniş yaptığı bölge yakın olarak

tespit edilecektir. Bunların yanı sıra kurtarma

sorumlusu Anıl ÇELİK, tarafından roketin tahmini

olarak düştüğü bölge yönünde görsel tarama

yapılacaktır.

(16)

Roket Alt Sistemleri

(KTR)

(17)

Burun Konisi

Takım Logosu

(ÖTR)

Rokette burun konisi olarak “power series” olarak bilinen konilerden kullanıldı. Bunun sebebi sürtünmeyi azaltıp gerekli irtifa koşullarına ulaşabilmeyi sağlamak. Power series genellikle "parabolik" burun konisi olarak adlandırılan şekilden oluşmaktadır. Boyu 40 cm çapı 11.5 cm olarak belirlenmiş olup geometrik parametresi 0.7’dir. Gövdeyle birleşmesini sağlayan shoulder kısmı ise 15 cm çapı 11.1 cm olarak belirlenmiştir.

Burun konisi için cam elyaf kullanılacaktır. Bunun sebebi hedeflenen hafiflik ve roketin yarışma şartları için uygun hale getirilmesi açısından bu malzeme seçilmiştir.

Kullandığımız burun konisi diğer burunlara karşın sürüklenme kuvveti daha az ve roket için daha kararlı bir akış sağlamaktadır. Ayrıca diğer burun konilerine göre biraz daha ağrı bir yapı oluşturması göz önüne alınarak tercih edilmiştir.

3D yazıcıdan burun konisi basılıp bu kalıp üzerinde vakum infüzyon yöntemiyle cam elyaf serilip birleştirmiştir. Üretim aşamasında takım, sahip olduğu 3D

yazıcıyı kullanılmıştır.

(18)

Burun Konisi

Takım Logosu

(ÖTR)

Bu sene kullanılacak olan burun konisi geçen sene Teknofest yarışmasında kullanılan burun konisi ile yapısal özellik bakımından aynıdır. Geçen sene atılan roketin uçuşunu başarıyla gerçekleştirerek yere sağlam bir şekilde inmesi bu seneki roket için de bir test niteliğinde olduğu kabul edilmiştir.

ŞEKİL 7:Burun Konisi CAD Çizimi Şekil 8:Takımın ürettiği prototip PLA burun konisi

(19)

Kurtarma Sistemi

Takım Logosu

(KTR)

• Kurtarma sistemimiz basınç prensibiyle tüpün içindeki karbondioksitin çıkışı sonucunda çalışacaktır. Sistemimizde içi karbondioksit dolu tüpü delecek bir yaya bağlanmış sivri uçlu cisim yayları tutan pimlerin çıkmasıyla tüpü delecek ve karşısındaki yay sayesinde de sivri uçlu cisim geri gidecektir bu sayede tüp delinecek, basınç ile sistemimiz açılacaktır. Pimin çekilip yayın serbest bırakılması

servolar ile yapılacaktır. Servolara gerekli komut; birincil açılma için roket burun aşağı verdiğinde denge sensöründen (ball switch) ve basınç sensöründen gelen veriler ile, ikincil açılmada ise irtifa 500 metre olduğunda gidecektir.

• Takımımız tüm bu sistemi yerde test edecektir, verim alındığı takdirde roket üzerinde uygulanacaktır, aksi takdirde yedek diğer sistemler üzerinde çalışma yapılacaktır.

• Kurtarma sistemi iki aşamalı olacaktır. Marş paraşütü, ana paraşüt ve uydu paraşütünden oluşan sistemimiz farklı zamanlarda açılarak roketin yakın bir bölgeye düşmesi amaçlanmaktadır. Birincil açılmada marş paraşütü öncelikle dışarı çıkacak ve bağlı olduğu

kontraplak sayesinde uydunun paraşütünü de dışarı çekecektir. Uydu (faydalı yük) paraşütü de faydalı yükü roketin dışına çıkaracak ve bağımsız paraşütüyle yere inecektir.

Şekil 9: Takımın ürettiği ilk prototip

(20)

Kurtarma Sistemi

Takım Logosu

(KTR)

Paraşüt

Taşıyacağı ağırlık (kg)

Cd Öngörülen iniş hızı

(m/s)

Paraşüt alanı (m^2)

Minimum gerekli yarıçap (m)

Marş paraşütü

12,3 0,49 23 0,65 0,49

Ana paraşüt

12,3 0,49 7 3,2 1,6

Uydu paraşütü

4,2 0,49 7,4 1,2 0,9

Kurtarma sisteminde bulunan marş paraşütü, ana paraşüt ve uydu paraşüt alanları aşağıda bulunan formül ile hesaplanmaktadır.

D:Paraşütün çapı m:Roketin kütlesi 𝜌:Havanın

yoğunluğu (1,225 kg/m^3)

Cd: Genel sürüklenme katsayısı (0,8) V:Düşüş hızı

Verilen denklem göz önüne alındığında roketimiz için gerekli paraşüt alanı ve yarıçapları tablodaki gibidir.

Paraşütlerin sekizgen yapıya sahip ve kırmızı renkte üretilmesi planlanıyor.

***Verilen alan ve gerekli yarıçap paraşütün açıldıktan sonraki geometrisi içindir (referans alan).

D= (8𝑚𝑔)/(𝜋𝜌𝐶𝑑𝑉

²

)

Tablo 3: Paraşüt değerleri.

(21)

Aviyonik

Takım Logosu

(KTR)

UÇUŞ BİLGİSAYARI

Roketle ilgili verilerin (hız,ivmelenme, irtifa, uçuş süresi, basınç, sıcaklık, konum tespiti) mikrodenetleyicili

geliştirme kartı üzerinden çeşitli alt ekipların (BMP180, GY-NEO6MV2 GPS, DS1307RTC, Xbee Pro XSC S3B ) yardımıyla hesaplanması veya kaydedilmesi sonucunda yer istasyonuna iletilmesini sağlayan sistemdir.

KURTARMA SİSTEMİ

1.ANA KURTARMA SİSTEMİ:

BMP180 den alınan irtifa verileri ile roket maksimum irtifaya

ulaştıktan sonra marş paraşütünü açar. 500 metre irtifaya geldiği zaman ana paraşütü açacak oaln CO2 tüpleri patlayacaktır.

2.YEDEK KURTARMA SİSTEMİ:

Oluşabilecek bir soruna karşın devreye giren sistemdir.

Rokette bulunan RRC 3 SPORT ticari altimetresi devreye girerek sistemdeki diğer bir arduıno ya sinyal göndererek kurtarma sistemin aktif olmasını

sağlayacaktır.

Şekil 10: Özgün uçuş bilgisayarı prototipi. Şekil 11: RRC3 Ticari uçuş bilgisayarı

(22)

Takım Logosu

(KTR)

KULLANILACAK ALT

EKİPMANLARIN İŞLEVLERİ

MEGA 2560 PRO MİNİ: Uçuş bilgisayarının, kurtarma sisteminin ve servo motorların kontrolünden sorumlu mikrodenetleyicili kart modülüdür.

GY-NEO6MV2 GPS: Uçuş esnasında konum kontrolü ve iniş sonrası konum tespitinde kullanılan sistem modülüdür.

LM2596 REGÜLATÖR: Devre gerilimdeki dalgalanmaları önleyen sistem

modülüdür.

BMP 180: Sıcaklık ve basınç ölçümü ile irtifa hesaplama ve yüksek hassasiyetli irtifa değişimi ile hız hesaplayan dijital modül.

DS1307RTC :BMP 180 modülünden alınan verilerin zaman bazında kaydeden sistem modüldür .Kaydettiği veriler

sayesinde ivmelenme, hız, uçuş süresi değerleri hesaplanacaktır.

BUZZER: Uçuş bilgisayarının başlatıldığını ve sistemde sorun olmadığının teyidi için

kullanılan ses modülüdür.

Xbee Pro XSC S3B: Yüksek menzilli haberleşme modülüdür.

(23)

Takım Logosu

(KTR)

Aviyonik

Prototip uçuş bilgisayarının üretim aşamaları

(24)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Takım Logosu

(ÖTR)

- Roketin yapı malzemesi olarak kompozit bir malzeme olan cam elyaf kullanılacaktır.

- Kompozit malzeme gerek hafif olması gerek güçlü dayanımı ve aerodinamik kuvvetlere karşı gösterdiği direnç bakımından dolayı tercih edilmiştir.

- Kompozit malzeme çok katmanlı bir yapıya sahip olup tasarım esnekliği açısından kolay şekillendirilebiliyor olması da gövde malzemesi seçiminde önemli bir kriter olmuştur.

- Open rocket de yapılan hesaplamalarla birlikte roket üzerine 1244,1 N’luk kuvvet etki etmektedir (aerodinamik ve atalet kuvvetleri toplamı). Takım emniyet faktörünü 2 olarak almıştır.

Roket Kütle (kg) 18,731

Yerçekimi (m/s²) 9,81

Maksimum g 5,79

Uygulanan Kuvvet (N) 1063,9

Cd 0,49

Maksimum Hız (m/s) 170

Kesit Alanı (m²) 0,01038689

Yoğunluk (kg/m³) 1,225

Uygulanan Kuvvet (N) 180,2

F

_a

+F

_Drag

=1244,1 N

Emniyet katsayısı ile birlikte;

2*(F

_a

+F

_Drag

)=2488,2N

(25)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Takım Logosu

(ÖTR)

• Roket gövdesi özgün üretim ile üretilecektir.

• Roket gövde dış çapı farklı yönlerdeki aerodinamik kuvvetler hesaplanarak 11,5 cm, kalınlık olarak her bölgede 0,4 cm olması planlanmıştır. Gövde üretiminde ise 10,7 cm çapta bir boru üzerine sarılacak cam elyaf kumaşın reçine ve çeşitli katmanlar halinde birleştirilip fırınlanmasıyla roketin üretimi gerçekleştirilecektir. Üretim aşamasında gerekli izinler alınarak Samsun Üniversitesi Havacılık ve Uzay Bilimleri Fakültesi kompozit atölyeleri kullanılacaktır.

Gövde içi yapısal destekler

• Kullanılan L1050 ve L851 motorları aynı çap ve uzunluğa sahip oldukları için her iki motor için de aynı motor kundağı tasarlanmıştır ve motor kundağı merkez yüzüklerle desteklenerek ana gövdeye eklenecektir.

• Ayrıca motor takozu, motorun oluşturacağı yüksek itki kuvvetine karşı koyup arada ezilmeyecek malzemeden yapılacaktır (örn.

sunta). Motorun dikey eksende herhangi bir açı yapmaması için motor yüzükleri, motorun üreteceği itkiye dayanım sağlayacak

silindirik bir araduvar (bulkhead) tasarlanmıştır. Araduvar 1 cm uzunluğunda alüminyumdan üretilecektir.

(26)

Yapısal - Kanatçık

Takım Logosu

• Roketin tasarımında iki farklı bölgede kanatçıkların kullanılmasına karar verilmiştir. Öndeki ve arkadaki kanatçıklar roketin statik marjin değerlerini şartnamede verilen değerlerin arasında tutmak için optimize edilmiştir. Belirtilen her iki bölgedeki kanatçıklar kompozitten üretilecektir. Airfoil kalıp kullanılarak güçlendirilmiş kompozit malzeme yardımıyla cam elyaf kumaşın kalıba sarılmasıyla reçine ve epoksi ile birleştirilip fırınlanacaktır. Üretim kolaylığı, mukavemeti ve hafif olması sebebiyle kompozit malzeme tercih edilmiştir.

2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU (KTR)

Şekil 12:Ön kanatçık Şekil 13:Arka kanatçık

(27)

Motor

Takım Logosu

(ÖTR)

• Takımın motor tercihi Cesaroni L1050 olmuştur. Bunun yanında seçilen ikinci motor ise Cesaroni L851 motorudur. Roketin ağırlığı, hedeflenen menzil ve rampadan çıkış hızı gibi temel hedefler

değerlendirildiğinde bu iki motor da verilen görevi tam anlamıyla gerçekleştirmek için en ideal

motorlardır. Verilen bu motorlarda (basit konfigürasyon değişiklikleri ile) yarışma kurulu tarafından

verilen görevleri eksiksiz tamamlanacağı düşünülmektedir.

(28)

İkinci Motor Seçimi

Takım Logosu

(ÖTR)

• İkinci motor seçimi olan Cesaroni L851 motorunun birinci (ana) motor olan Cesaroni L1050’dan daha düşük itki gücüne sahip olması nedeniyle faydalı yük ağırlığı 4200 g’dan 4000 g düşürülerek Caseroni L851 motorunun uygun stabilite ve uçuş gerekliliklerini yerine getirmesi sağlanmıştır. . Ayrıca iki

motorun boyları ve çapları farklı olduklarından İkinci motor olan Cesaroni L851 için motor kundağının ölçütleri değiştirilecektir.

(29)

İkinci Motor Seçimi

Takım Logosu

(ÖTR)

Şekil 14: Statik marjin grafiği Şekil 15:İvmelenme grafiği

(30)

Roketin Bütünleştirilmesi ve Testler

(KTR)

(31)

Roket Bütünleştirme Stratejisi

(KTR)

• Planladığımız üzere roketimiz üç ayrılabilir parçadan oluşmaktadır. Burun, aviyonik ve motor kısımlarından oluşan roketimizin parçaları, gerekli yapısal testler yapıldıktan sonra birbirlerine uygunlukları denetlenmiş ve üretim aşaması gerçekleştirilmiştir. İç kısmında yer alan şok kordonu, bulkhead, mapa, motor kundağı gibi roket elemanları, dışında yer alan kanatçık, ağızlık gibi elemanlarla dengeli, stabil ve basit bir bütünlük oluşturulmasına dikkat edilerek roket bütünlüğü tamamlanmıştır.

• Bilindiği üzere şok kordonunun amacı iniş evresi esnasında roketin bütünlüğünü korumaktır. Aksi taktirde, burun ve roketin ana

gövdesinin ikisine de kurtarma aygıtı yerleştirmeniz gerekir. Roketin tekrar uçurulabilmesi için inişten sonra burun ve gövde kısmının kurtarılması gerekmektedir. Bunun için roketimizde üç farklı şok kordonu bulunmaktadır. Burun bölümü ile aviyonik bölüm arasında olan ana paraşüt şok kordonu(350cm) üst ayırma tüpünün açılması sonucunda burun kısmının kaybolmasını engellemektedir. Tüm sistemi güvenli bir şekilde yere indirecek olan ana paraşüt burada aviyonik kısımda bulunan mapaya bağlı olacaktır böylelikle gövdenin ayrılması anında paraşütün daha kolay açılması hedeflenmektedir. Daha kısa olan 2. şok kordonu(150cm) ise aviyonik kısmın öteki tarafına model uydu ile bağlanmıştır. Son şok kordonu olan motor bloğu şok kordonu(300cm) ise model uydu ve motor bölümlerini birbirine bağlayan uzun bir şok kordonudur.

• Motor kundağı roketimizin oldukça önemli bir sabitleyici parçasıdır. Görevi uzun roket motorunu yerinde sıkıca tutup, herhangi bir açısal hareket yapmasının önüne geçmek ve ayrıca roketin merkez hattıyla aynı merkezli olarak hizalamaktır. Böylece motor tarafından üretilen itme kuvveti bu merkez hat boyunca rokete direkt olarak iletilmiş olur. Kundak borusu, merkezleme halkaları, motor bloğu gibi

parçalardan oluşan motor kundağı sıkıca ve sağlam bir şekilde roketimize yerleştirilmek üzere tasarlanmıştır

• Burun kısmının hemen altında bulunan faydalı yük, bir bulhead yardımıyla sabitlenmiştir. Üst kısmında bir engel olmayan ve yalnızca paraşüt bulunan faydalı yük, patlama anında paraşütün dışarı çıkmasıyla gövdenin içerisinden ayrılacaktır.

(32)

Roket Bütünleştirme Stratejisi

(KTR)

Gövde, roketin ana parçası olup boru şeklinde olan üç ana kısımdan oluşmaktadır. Gövde borusunun işlevi roketi oluşturan bütün parçaları üzerinde ya da içinde taşımaktır. Aynı zamanda roketin burnunu kanatçık kısmından ayırır. Bu nedenle gövde borusu önemli bir uçuş parçasıdır. Tüm roketi bir arada tutmak için entegresyon gövdesi denilen dış çapı roketin iç çapı kadar olan ve aviyonik kısım içerisinde yer alan birleştirici parçası kullanılır. Kompozit bir malzeme olan entegrasyon gövdesi içerisinde elektronik aygıt taşıyan ve ara duvarlar ile desteklenen silindir bir yapıdadır. Ara duvarlar, entegrasyon gövdesinin başlangıç ve bitiş kısımlarında kapak görevi görecek ince diskler olacaktır. Bu sayede diskler entegrasyon gövdesine oturtulacaktır. Uçuş

bilgisayarını sabitlemek için içlerinden geçen rotlar, bu kapaklar ile gövdeye yerleştirilecektir. Entegrasyon gövdesi ile aynı çapta olacak bu kapaklar rotlara oturtulduktan sonra arkaları somunla sabitlenecek ve aviyonik kısım kompakt bir şekilde roketin

içerisine sabitlenmiş olacaktır.

Roketimizin alt kısmında daraltıcı bir ağızlık bulunacaktır.

Bu daraltıcı roket motorunun bir kısmını içinde barındıran ve roket performansını etkileyen bir görev üstlenmektedir.

Motor bloğu

(33)

Testler

(KTR)

Yapısal/Mekanik Mukavemet Testi

Bilindiği üzere bir malzemeye kuvvet etki ettiğinde malzemede gerilmeler meydana gelir. Düşük gerilmeler/kuvvetler altında geçici olarak oluşan şekil değiştirmeye elastik şekil değiştirme, belirli bir sınırın üstünde yapılan kalıcı şekil değiştirmeye plastik şekil değiştirme denir. Malzemeye etkiyen kuvvet kalktıktan sonra elastik şekil değiştirmede malzeme ilk haline dönerken, plastik şekil değiştirmede ise kalıcı bir deformasyon oluşur.

Roketimiz havada iken direnç kuvvetlerine maruz kalacağından ürettiğimiz malzemelerin yapısal ve mekanik mukavemet testlerine verdikleri tepkiler oldukça önemlidir.

Bunlardan birisi mesela motor bloğunda, motorun yüksek bir itki kuvveti oluşturması sebebi ile oluşacak olan yüksek itkiye, dayanacak yapısal elemanlar üretilmesidir.

Motor bloğunun üst kısmında bulunan bulkhead ve motor gövdesinin küçük bir kesiti gerekli yapısal testlere maruz bırakılmıştır. Aldığımız sonuçlar malzeme

yoğunluğu, kalınlığı, silindirik bulheadin uzunluğu tarzı konular üzerinde yeniden düzenleme yapılmasını ve iyileştirilmesi sağlanmıştır.

(34)

Testler

(KTR)

Yapısal/Mekanik Mukavemet Testi

Basma deneyi, malzemeye basma yükü uygulanması sonucu numune boyunda kısalma veya ezilme meydana gelmesi esasına dayanan deney yöntemidir. Basma deneyi, genelde çekme deneyi test cihazlarında yapılır. Biz basma deneyini kompozit olan motor gövdesinin bir kısmı üzerinde gerçekleştirdik. Bulkhead için yapılan basma testleri sonucunda 798kg’dan daha fazla bir yüke dayanabildiği gözlemlenmiştir.

Test için üretilen ve nihai olarak tekrar yapılacak olan gövdenin ve bulkhead’ın üretim aşamaları:

(35)

Testler

(KTR)

Burun Açılma Testi

Roketimizin en uç kısmında bulunan parabolik şekilli hafif sivri kısma burun konisi denir.

Şeklin koni olması aerodinamik direncin minimum olmasını sağlamak içindir. Koni şekli uçuş esnasında aerodinamik direncin tesiri altındaki roketin optimum performansı için çok

önemlidir.

Roketimiz havada iken belli bir mesafeye geldikten sonra burun kısmının açılıp sonrasında ise faydalı yükün dışarı çıkması istenmektedir. Değişen yarışma şartnamesine bağlı olarak burun kısmının açılma testleri için karbondioksit tüpleri kullanılmıştır. Küçük bir delikten çıkan tüpteki karbondioksitin, roketin uçuşu esnasında tesiri altında kaldığı sürüklenme

kuvvetine karşı koyacak kadar kuvvetli olması istenmektedir. Bunun için gerekli sayıdaki tüp sayısının ve tüpteki karbondioksit miktarının göz önünde bulundurulduğu bir deney serisi yapılmıştır. Roketin iç kısmına yerleştirilen karbondioksit tüpünün pimi çekildikten sonra dışarı doğru ittiği basınç kuvveti esas alınarak açılma testleri yapılmıştır.

Mekanizma ve kullanılan malzemeler, şok kordonuna, roket iç kısmına ve paraşüte zarar vermeyecek şekilde yerleştirilecektir.

VİDEO LİNK:

https://www.youtube.com/watch?v=nW1nK1TPHrE https://www.youtube.com/watch?v=-O1vBKS8NUQ

Test Fotoğrafı

(36)

Testler

(KTR)

Kurtarma Sistemleri Açılma Testi

Kurtarma sistemi bir roketin en önemli parçalarından biridir. Roketin emniyetli bir şekilde ve roket yükünün zarar görmeden yeryüzüne geri dönmesini ya da sahadaki kişilere bir tehlike yaratmamasını sağlamak için tasarlanır. Kullanılan kurtarma sistemleri

roketi yavaşlatmak için sürüklenmeye (ya da rüzgar direncine) ihtiyaç duyar. Kurtarma sistemlerinden herhangi birisi havayı inmeye karşı değişikliğe uğratacak olup, roketin parçalarını inerken yavaşlatır.

Çapı yaklaşık 2.3 m olan sekizgen şeklinde bir paraşüt kumaşı kesildi. Kumaş, paracord paraşüt ipleri ile sekiz yerinden düğümlenerek sağlam bir şekilde bütünleştirildi. Ardından test amacıyla yaklaşık 15 m yükseklikten, 15 kg ağırlıklarındaki yüklerle serbest bırakıldı.

Roketimizin ağırlığını dengeleyebileceğini gördüğümüz paraşütümüzün, paraşüt kumaşında, paraşüt iplerinde ya da bağlantı

noktalarında herhangi bir deformasyona sebep vermeyecek şekilde inişi gerçekleştirebildiği anlaşılmıştır. Aynı zamanda ana paraşütün rokete güvenli bir şekilde sığdırılabilir olduğunu da gördük.

VİDEO LİNK : https://www.youtube.com/watch?v=z7Syb1O1GnU VE https://www.youtube.com/watch?v=yfvr_xqz_QU

(37)

Testler

Takım Logosu

(KTR)

• Aviyonik Testler : Uçuş bilgisayarı olarak seçilen cihazın istenilen hız, koordinat , yönetim gibi özellikleri sağlayıp sağlamadığı kontrol edilmiştir. Üretilen ilk prototip uçuş bilgisayarı aldığı konum ve yükseklik verilerini yer istasyonuna başarılı şekilde aktarmıştır. Gelen veriler yer istasyonunda bulunan sd karta kayıt edilecektir. Laboratuvar testlerinden geçen uçuş kartımız uzun mesafe iletişim testleri haziran ayı içerisinde yapılacaktır. İnsansız hava aracına takılan uçuş bilgisayarı uzun mesafe uçuşları ile test edilecektir.

Ayrıca uçuş bilgisayarının temel görevi olan paraşüt açılma işlemlerini başarı ile test edilmiştir.

Test videosu: https://www.youtube.com/watch?v=G703FmHR9dg&feature=youtu.be

(38)

Takvim

(ÖTR)

İş Akışı/Zaman Ocak Şubat Mart Nisan Mayıs Haziran Temmuz Ağustos

Gerekli Araştırmaların Yapılması ve

Dökümantasyon Taslak Tasarım

T.T. Güncelleştirmeler Genel Tasarım Çizimleri Genel Analiz

Kritik Rapor Detaylı Tasarım Detaylı Analiz Üretim

Genel Test

Genel Test Raporu Atış Hazırlık Raporu

(39)

Takvim

(ÖTR)

İş Akışı/Zaman Ocak Şubat Mart Nisan Mayıs Haziran Temmuz Ağustos

Servo Motor Testi

24-31 1-8

Servo Motor

1.Bölüm

20-28 1-10

Yeni Sipariş Listesinin Hazırlanması

9-10 9-10

GPS Modülü

Yeterlilik Testi

20-21

Sıcaklık-Basınç Modülü Yeterlilik Testi

27-28

Haberleşme Modülü

Yeterlilik Testi

25-30

Tamamlayıcı Modül Testleri(Regülatör,S TM vb.)

15-20

Tüm Verileri Aynı Anda Toplama ve Doğru Bir Şekilde Aktarma Çalışmaları

24-30 1-23

Ticari Uçuş

Bilgisayar Testi

24-31 1-8

(40)

Bütçe

(ÖTR)

MALZEME ADET FİYAT

KOMPOZİT GÖVDE 1 2000

KOMPOZİT BURUN 1 600

KOMPOZİT KANATLAR 8 800

MOTOR 1 ROKETSAN

MOTOR BÖLÜMÜ MOTOR EK BİLEŞENLER BAĞLANTI VE YAPI DESTEK PARAŞÜT

ŞOK KORDONU KAMERA

GELİŞTİRME KARTI TELEMETRİ

GPS

BASINÇ SENSÖRÜ ALTIMETER BATARYA ANTEN MODEL UYDU

EK GİDERLER(BOYA-ZIMPARA-DIŞ İŞÇİLİK-

1 -- -- 3 3 2 2 2 1 2 1 4 2 1 ---

220 150 375 1500

150 500 150 700 100 25 600 300 1000 1000 1000