TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI
Kritik Tasarım Raporu (KTR) Sunuşu
GÖKDELEN KGT
Takım Yapısı
Furkan Muhammet GÜLTEKİN
• İstanbul Teknik Üniversitesi / Makina Mühendisliği
• Takım Lideri
• Yapısal Tasarım, Analiz-Test
Kerem TEKCAN
• İstanbul Teknik Üniversitesi / Makina Mühendisliği-İşletme Mühendisliği
• Atış Alanı Sorumlusu
• Yapısal Tasarım, İmalat, Proje Yönetimi
Mustafa KONAT
• İstanbul Teknik Üniversitesi / Makina Mühendisliği
• Atış Sorumlusu
• Yapısal Tasarım, İmalat, Elektronik Sistem Tasarımı
Mehmet KONAT
• Orta Doğu Teknik Üniversitesi / Makina Mühendisliği
• Atış Sonrası Kurtarma Sorumlusu
• Elektronik Sistem Tasarımı, Analiz- Test
Roket Genel Tasarımı
ÖZET
Tahmin Edilen Uçuş Verileri ve Analizleri
Ölçü Yorum
Boy (metre): 2,21
Faydalı yük ve uygun motoru karşılayabilecek bir boyut seçilmiştir.
Çap (metre): 0,12
Çok geniş bir çap nedeniyle oluşacak fazla sürükleme kuvveti ve çok dar bir çap ile meydana gelebilecek dar alan sıkıntısı arasında
optimum bir çap seçilmeye çalışılmıştır.
Roketin Kuru Ağırlığı(kg.): 11,283
Yakıt Kütlesi(kg.): 3,845 Gerekli irtifa için uygun motordan gelen değerdir.
Motorun Kuru Ağırlığı(kg.): 2,479
Faydalı Yük Ağırlığı (kg.): 4 (+4,5)
Uygun stabiliteyi, en yüksek hız değerini dengelemek adına 4 ile 8,5 kg arası seçilebilir. Faydalı yük ağırlığına göre ekstra yük
eklemesi yapılabilir.
Toplam Kalkış Ağırlığı (kg.): 26,107
İtki Tipi: Katı Yakıtlı
Ölçü Yorum
Kalkış İtki/Ağırlık Oranı: 82,52 N/kg
Rampa Hızı(m/s): 32 Minimum rampa hızının üstünde bir değer sağlanmıştır.
Yanma Boyunca En az Statik
Denge Değeri: 1,86
Dengede bir uçuş için, çap değerinin uçuş boyunca büyük oranda 1,5 katından yüksek tutulmasına çalışılmıştır. Bu
değer stability vs time grafiğindeki 1.saniyedeki değer alınmıştır.
En büyük ivme (g):
Yarışma Roketi Hakkında Genel Bilgiler
Marka : Cesaroni Technology Inc. İsim: M2150 Sınıf: M
Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 7455,4 Marka : Cesaroni Technology Inc. İsim: M1675 Sınıf: M
Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 6162
Motor Seçimleri
Open Rocket Genel Tasarım
Open Rocket Genel Tasarım
Open Rocket Genel Tasarım
Soldaki tabloda maksimum 10 m/s rüzgar hızı alınarak yapılan simülasyon sonucu oluşan uçuş profili görülmektedir. Bu rüzgar koşulunda roketimiz kuzeyde en fazla 1900m batıda ise yaklaşık 6 m uzaklıkta yere iniş yapacaktır. Simülasyon girdileri ise aşağıdaki gibidir. (Bu simülasyon değerleri maksimum mesafeyi bulmak için girilen değerlerdir. Normal simülasyonda ise average windspeed değeri 6 m/s dir.)
Open Rocket Genel Tasarım
Fırlatma, rampa, burn out, tepe noktası, paraşüt açılması ve paraşüt sonrası hız, irtifa ve olay zamanlarını Zaman
(s)
İvme (m/s^2)
İrtifa (m)
Hız (m/s)
Fırlatma 0 0 0 0
Yanma Sonu
3,5 -10 2600 260
Tepe Noktası
25,2 -10 3009 0
1.Paraşüt 26,5 0 3000 -21
2.Paraşüt 158 0 450 -8,85
İniş 218 0 0 0
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Burun Konisi tanjant ojiv şekli kullanılarak tasarlanmıştır.
L değeri burun konisi uzunluğudur.
R değeri gövde yarıçapına eşittir.
Ogive Radius değeri ise R ve L ye göre değişkendir.
L = 40 cm R = 12 cm
Shoulder uzunluğu en az gövde çapının 1.5 katına eşit olması gerekir.
Shoulder uzunluğu = 20 cm
Kaynak: https://tr.wikipedia.org/wiki/Burun_konisi_tasar%C4%B1m%C4%B1
Ray butonu
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Gövde 1
Cidar kalınlığı = 0,4cm Uzunluk = 90 cm
Gövde 2
Cidar kalınlığı = 0,4 cm
Uzunluk = 83 cm Transisyon ölçüleri mm cinsindendir.
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Kanatçıkların boyutları mm cinsindendir.
Motor
Uzunluk = 89,3 cm Çap = 7,5 cm
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Motor kundağı Uzunluğu = 89,5 cm Dış çapı = 8 cm
Kalınlığı = 0,25 cm
Aviyonik kutusu
aşağıdaki ölçülerdeki bir silindire sığacak şekilde tasarlanmıştır.
Silindir
Uzunluğu = 20 cm Çapı = 11 cm
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Parça
Numarası Parça Ağırlık (g) Malzeme Adet
1 Burun Konisi 986 Plastik 1
2 Açılma Mekanizması 1000 2
3 Aviyonik Kutusu (Yedek dahil) 2000 1
4 Üst Gövde 2335 Karbonfiber 1
5 Alt Gövde 2154 Karbonfiber 1
6 Faydalı Yük 4000 1
7 Ekstra Yük 4500 1
8 Faydalı Yük Paraşütü 50 Ripstop Naylon 1
9 Faydalı Yük Paraşüt İpi 30 Elastik Kord 1
10 1.Paraşüt 100 Ripstop Naylon 1
Parça Numarası
Parça Ağırlık
(g)
Malzeme Adet
11 1.Paraşüt İpi 25 Elastik Kord 1
12 2.Paraşüt 329 Ripstop Naylon 1
13 2.Paraşüt İpi 30 Elastik Kord 1
14 Gövde Bağlayıcı 539 Karbonfiber 1
15 İmbus Civata D*
16 Motor Kundağı 970 Plastik 1
17 Kanatçık 86,5 Alüminyum 3
18 Transisyon 86,5 Plastik 1
19 Rampa Butonu 17 Çelik 2
20 Mapa - Çelik 5
*D: Malzeme seçimine göre değişken.
Sistem Uçuş Analizi Verileri
Statik marjin değerinin, yanma boyunca çap uzunluğunun 1,5-3 katı arasında olmasına özen gösterilmiştir.
Operasyon Konsepti (CONOPS)
a→ Kalkış ve yanma süreci başlayacaktır.
b → Yakıtın yanarak ürettiği itkinin sonuna gelindiği yanma sürecinin bitiş noktasıdır.
c → Roketin hedeflenen en yüksek irtifasına ulaştığı noktadır, tam bu noktada kurtarma mekanizması açılmış olacaktır, y eksenindeki hız bu anda sıfırdır. Eksi yönde ivmelenme devam etmektedir. Kademeli paraşüt açılacaktır.
d→ İkinci paraşüt açılacaktır, düşey yöndeki hız bir miktar daha düşecektir.
e→ Planlanan güvenli iniş gerçekleşecektir.
Roketin uçuş bilgisayarından alınan konum ve yükseklik değerleri yer istasyonunda (dizüstü bilgisayar veya cep telefonu) bulunan alıcı vasıtası ile diske anlık olarak kaydedilecektir. Teknik detaylar aviyonik bölümündedir.
Gövde montajı tamamlanıp ve motoru yüklenip atışa hazır hale gelen motor 3 takım üyesi tarafından rampaya taşınacaktır. Ray butonları ile rampaya geçirilecek ve rampa dik konuma getirilecektir. Şartnamede belirtildiği üzere yetkili personel tarafından sağlanan ateşleme mekanizması, gerekli talimatlara uyarak yer istasyonuna bağlanacaktır. Şartnamede ateşleme işleminin yetkili personel tarafından yapılacağı belirtilmiştir.
Anlık olarak konum ve yükseklik bilgilerini yer istasyonundan takip eden kurtarma ekibi (Mustafa Konat, Mehmet Konat) ayrıca dürbün yardımıyla roketin uçuş doğrultusunu takip edecektir. Önceden simüle edilen rüzgar hız ve doğrultuları sonucu tahmini iniş konumları belirlenmiş olup, gözlem ve beklenen konumların kesiştiği noktalar öncelikli olarak taranacaktır. Konum verilerinin sağlanmasının teknik detayları aviyonik bölümünde sunulmuştur.
Roket Alt Sistemleri
Burun Konisi
KONİK BURUN
• Konik şeklindeki burun üretim kolaylığı açısından avantajlıdır.
• Ancak istenen aerodinamik uyum için (daha düşük bir drag değeri) yeterli gözükmemektedir.
• Üretim sırasında yine de göz önünde tutulabilecek bir seçenek olarak değerlendirilmiştir.
• 3 boyutlu yazıcıda katmanlı olarak imal edilmesi mümkündür, yapı malzemesi PLA plastiktir.
• h (uzunluk) parametresi 400 mm olarak planlanmıştır.
Kaynak: NASA Glenn Research Center
Burun Konisi
TANJANT OJİV BURUN
• Konik buruna göre bir miktar daha karmaşık bir geometriye sahiptir, dolayısıyla imalatı görece zordur.
• Parabolik buruna göre delici uca sahiptir, bu faktör ile sürüklenme değerinin düşürülmesi beklenmektedir.
• Yüksek aerodinamik uyum (daha düşük sürüklenme değeri) ve daireden türetilmiş yüzey profilinin diğer bazı burun tiplerine göre imalat kolaylığı nedeniyle projede birinci olarak tercih edilecektir.
• Alüminyum malzemeden dönel torna sistemiyle talaş kaldırılarak veya plastik malzemeden katmanlı imalatla üretilmesi mümkündür.
• Eğri denklemi ve diğer parametreler yanda bulunan CAD çiziminde belirtilmiştir.
Burun Konisi
ÜRETİM VE TEST TAKVİMİ
• Birinci tercih olan tanjant ojiv burun tasarım isterlerini
karşılamadığı veya imalat zorlukları yaşandığı takdirde (bu karar test aşamasında verilecektir) konik buruna geçiş planlanmıştır.
• Öngörülen üretim ve test zamanları Gantt şemasında sunulmuştur.
Mayıs Haziran
1 2 3 4 1 2 3 4
Tanjant Ojiv Burun İmalatı Tanjant Ojiv Burun
Testi
Konik Burun İmalatı (Gerektiği takdirde)
Konik Burun Testi
Kurtarma Sistemi
• En yaygın ve en etkili kurtarma biçimi olan paraşütle kurtarma sistemi tercih edilmiştir. Open rocket programının sonuçlarına göre 1.paraşütün sarı renkte olması ve çapının 140 cm olması; 2.paraşütün renginin siyah olması ve çapının ise 250 cm olması öngörülmüştür. 1. paraşüt açıldıktan sonra ortalama 20 m/s ile aşağı inecektir. 2.paraşüt açıldıktan sonra ise 8,7 m/s ile aşağı inecektir. Bu sistemin dezavantajı olarak sürüklenme sonucu paraşütün uzaklaşması söylenebilir.
• Bu kütlede olan sistemler için helikopter hareketiyle kurtarma sistemi (aşağı yönde dönerek hız yavaşlatma
sistemi(Retro spin recovery)) hızlı bir şekilde yere ineceğinden uygun değildir.
• Ayrıca sistemin aşırı karmaşık olması nedeniyle roketin planöre dönüştürerek indirilmesi sistemi tercih edilmemiştir.
• Roket en yüksek irtifaya ulaştığı zaman sonraki slaytta anlatacağımız sistem devreye girecek ve burun konisi sıkıştırdığı yay sayesinde gövdeden iple bağlı kalacak şekilde ayrılacaktır.
Dolayısıyla 1.paraşüt açılacak ve faydalı yük gövdeden ayrılarak kendi paraşütüyle inişe geçecektir. 1.paraşütle aşağı inen roket 450m irtifaya geldiği zaman alt gövde ve üst gövde burun
konisindekiyle aynı olan sistemle ayrılacaktır. Daha sonra 2.
paraşüt açılacak ve sistemin güvenli bir şekilde yere inmesini sağlayacaktır. Paraşütlerimiz çift kademeli olacaktır.
Kaynak: Centuri Model Rocket Designers Manual
Kurtarma Sistemi
• Burun, gövde içindeki yay üzerine
sıkıştırılarak kilit mekanizmasının tırnakları yuvaya oturur. Aynı sistem alt gövde ile üst gövde arasında da kullanılmıştır.
• Bu mekanizma içerisinde bir adet servo motora bağlı iki taraflı yaylar ucunda
tırnaklar bulunmaktadır. Kurtarma anında servo motora dönüş komutu verilecek ve tırnaklar içe doğru yaklaşacak, potansiyel enerji birikmiş gövde yayı serbest kalan burun konisini fırlatacaktır. Fırlatma ile beraber paraşütler kademeli olarak
açılacaktır, mapa ile bağlı sistem paraşüte bağlı olarak güvenli inecektir. Bu
mekanizmalar 2 yerde bulunmaktadır ve CAD çizimlerinde sunulmuştur.
• Sistemin çalışma şeklinin ve test atışlarının videoları, testler bölümünde mevcuttur.
Shoulder Yay
İp
Kilit dili Servo Yay
Üst gövde
Üst kilit mekanizması
Alt kilit mekanizması
Aviyonik
• Roketimizde GY-63 Basınç Sensörü sayesinde yükseklik bilgisi ve NEO M8N 001 GPS modülü ile de konum bilgileri alındı. Kablosuz haberleşme modülü olarak XBee pro 63 MW
RPSMA verici modülü seçildi. Ayrıca arduino GSM Shield kullanılmasından vaz geçildi. Uçuş bilgisayarı 1 adet 3s lipo ve 1 bec devresi ile
beslenmektedir.
• Kurtarma sistemi, yükseklik
sensöründen alınan verilerin istenilen irtifalarda arduino algoritması
kullanılarak servo motorlarının
çalıştırılıp paraşüt sisteminin serbest
bırakılması ile gerçekleştirilecektir.
Aviyonik
• Uçuş bilgisayarı bağlantıları şekilde görüldüğü gibi arduino – basınç sensörü – GPS ve xbee verici ile yapıldı.
• Yükseklik bilgisini ölçmek için MPL3115 A2 Basınç sensörü yerine daha hassas ölçüm alabildiğimiz GY-63 basınç sensörü tercih edilmiştir. GPS modülünün kullanım sırasında basınç sensörünü yavaşlatmasından dolayı 2 farklı arduino kullanılıp yükseklik bilgisi iki arduino arasında kablolu olarak aktarılması sağlandı. Yükseklik bilgisi kullanılarak paraşüt sisteminin devreye sokulması gözlendi.
Yükseklik ve konum bilgisi arduino GSM Shield
yerine anlık veri aktarabilmesinden dolayı
XBee pro 63 MW RPSMA verici modülü ile yer
istasyonuna aktarılacaktır.
Aviyonik
GY-63 BAROMETRİK BASINÇ SENSÖRÜ TEST DEĞERLERİ
Aviyonik
NEO M8N GPS TEST DEĞERLERİ
Aviyonik
NEO M8N GPS TEST DEĞERLERİ
Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler
Gövde için karbonfiber kullanılması öngörülmüştür. Silindir üzerine sarılmış karbonfiber elyaf üzerine epoksi ile karbonfiber gövde üretilmesi mümkündür. Yüksek mukavemet değerleri ile gövde için uygun bir malzemedir.
Alüminyum gövde hafif ve dayanıklı yapısı sayesinde tercih edilebilir, ancak istenen değer ve toleranslarda karbonfiber gövdenin kullanılması bu aşamada uygun gözükmektedir.
Bilezikler mukavva/balsadan üretilebilir, ancak istenen mukavemet değerlerini sağlaması için plastikten veya metalden üretilmesi gerekir. KTR Güncellemesi: Bilezikler, ilerleyen bölümlerde anlatılan yapısal tasarım nedeniyle
kullanılmayacaktır. Bu yüzden üretimine gerek kalmamıştır.
Motor kundağının, ileride anlatılan yapısal tasarımı ile plastik (katmanlı) malzemeden üretilip montajlanması kararlaştırılmıştır.
Burun konisi ve kanatçıkların üretimi ilgili yansılarda açıklanmıştır.
Fırlatma mekanizması için yapısal gövdesinde plastik veya alüminyum malzeme öngörülmüştür. Yaylar çelik, mekanizma tırnakları ise frezeden işlenecek alüminyumdan üretilmiştir. Mekanizmanın ayrıntıları ve çizimleri ilgili yansıdadır.
Mapalar şartname gereği tek parça dövülmüş çelikten imal/temin edilecektir.
Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler
Motor kundağının gövdeye bağlanacağı yerlerde hem bağlantı kolaylığı sağlamak hem de dayanımı artırmak için karbonfiber gövde, şekilde mor renk ile gösterilen çıkıntılara sahip olacak şekilde üretilecektir.
Yapısal – Mapalar
Mapaların sayısı seçilirken ve konumlandırması yapılırken ayrılan tüm parçaların birbiriyle ip yardımıyla bağlı kalmasının sağlanması hedeflenmiştir. Bundan dolayı burun konisine montajlanacak olan üst kilit mekanizmasına 1 adet, elektronik kutusunun dış yapısallarına 2 adet ve alt gövdeye montajlanacak olan alt kilit mekanizmasına 1 adet mapa konulmuştur.
Şekildeki gibi montajlanmıştır.
Yapısal - Kanatçık
• Hafif ve dayanıklı yapısı nedeniyle alüminyum kanat profili tercih edilecektir. Alüminyum sac üzerinden istenilen boyutta kestirilerek üretilmesi mümkündür, herhangi bir kavis içermediği için direkt olarak saçtan üretilmesine karar verilmiştir.
• Karbonfiber kanatçık için ağaç üzerine kaplama yöntemiyle istenilen profil elde edilebilir.
• Montaj bölümünde detaylıca sisteme nasıl monte edileceği tartışılmıştır. Bu montaj stratejisine uygunluğu, ayrıca sayılan hafiflik ve dayanıklılık özellikleri nedeniyle alüminyum kanatçık kullanılacaktır.
İmalat kolaylığı açısından başta sade tasarımlı (solda) kanatçık profili planlanmış olsa da boy ve ağırlığa göre gerekli statik marjini elde etmek için daha uzun bir kanatçık(sağda) tasarlanmıştır. CAD çizimleri
sunulmuştur.
Kanatçık kesit profili, imalatın el verdiği ölçüde sağda bulunan profile
yaklaştırılacaktır. Hücum kenarı sesaltı uçuşlar için yuvarlatılmış, firar kenarı ise kama şeklinde olması akış ayrılmasını
Motor
M2150 M1675
• Motor tercihinde 1.sıramızda M2150 isimli motor yer almaktadır. 2.tercihimiz ise M1675 isimli motordur.
Seçilen motorların itki zaman grafikleri aşağıdaki gibidir. Sol tarafta M2150 ye ait, sağ tarafta ise M1675 e ait roket fotoğrafı görülmektedir. Aşağıda ise simülasyon sonuçları görülmektedir. (Soldaki tasarıma göre analiz yürütüldükten sonra sağdaki model oluşturulup yeni bir simülasyon yürütülmüştür. Aşağıdaki
değerler iki farklı modele göre yürütülmüş simülasyon değerleridir. )
Motor
• Motor, roket içerisinde eksenel yönde simetrik konumda bulunması için merkezleme bileziklerine ihtiyaç duyulur. Bu merkezleme bileziklerinin içerisinde motor kundağı opsiyonel olarak bulunur. Tasarımımızda bilezik ayrı olarak değil de, 4 adet plastik motor kundağı parçasının birleşim yerlerinde bilezik görevi görecek uzuvlar olarak tasarlanmıştır.
• Motor kundağı bulunmadığı takdirde, dış gövde tübünün içindeki merkezleme bileziklerine motor doğrudan oturur. Bu yöntemde bağlantıların sağlamlığının temin edilmesi riskli görünmektedir. Bundan ötürü motor kundağı kullanılması öngörülmüştür.
• 4 parçalı motor kundağı, parçalar arasında 3’er M5 cıvata ile birbirine bağalanacak ve motor içerisine geçirilecektir. 3 adet bilezik görevi gören kundak uzunlarından, 3’er M5 cıvata ile roket gövdesine sabitleme işlemi yapılacaktır.
• Motor kundağının aşağıda görülen şekli ile, birleşim noktalarındaki bilezik görevli uzuvlar cıvata ile gövdeye montajlanacaktır.
• Roket kuyruğuna akış ayrılmasını azaltmak ve düşük sürüklenme değeri elde etmek için transisyon (kuyruk) takılması öngörülmüştür. Kuyruk, motor kuntağının ucundaki erkek vidaya, dişi vida transisyon olarak monte edilecektir. Bu durum CAD çizimiyle açıklanmıştır.
• Bir başka yöntem ise transisyon kullanılmadan doğrudan düz bir roket arkası ucu imalatıdır. Transisyon kullanılmazsa, gövde içine yerleştirilmiş ve üzeine 4 vida deliği açılmış dairesel parçaya, motor takıldıktan sonra arka ucu kapatmak için ayrıca takılacak bir dairesel parça ve üzerine takılacak civatalar ile montaj gerçekleşecektir.
• Ayrıntılı montaj stratejisi ilerleyen bölümlerde açıklanmıştır.
İkinci Motor Seçimi
• Seçilen ikinci motorumuz M1675 tir. Bu motor M2150 ye göre daha kısa ve daha az güçlü bir motordur. Bu yüzden alt (2.) gövdenin boyu kısaltılmalıdır. 2.gövde boyu kısaltılmasından kaynaklanan stabilite değişimi de kanatçık profilleri değiştirilerek giderilicektir. Ekstra yük azaltılarak sistemin istenen değerlere ulaşması sağlanacaktır.
• Simülasyon 3 te 5.yansıdaki modelin sonuçları görülmektedir. Simülasyon 4 te ise bu modelin sonuçları görülmektedir.
2 simülasyondaki değerlerde isterler ile uyuşmaktadır. Stability değeri de resimden görüldüğü gibi 1.63 cal dir.
İkinci Motor Seçimi
Roketin Bütünleştirilmesi ve
Testler
Roket Bütünleştirme Stratejisi
• Roketin ana parçaları yandaki şekilde sunulmuştur. Her sistemin ayrıntılı montajı sıra ile sunulacaktır.
Burun Konisi
Burun Konisi Fırlatma Yayı
Üst Gövde
Üst Gövde Fırlatma Yayı
Açılma Mekanizması Motor Kundağı
Kanatçıklar
Transisyon Kuyruk
Roket Bütünleştirme Stratejisi
• Roket gövdesi iki ana gövde parçasından
oluşmaktadır. Üst gövde ile alt gövde birbirine 20 cm uzunluğundaki silindir ile bağlanacaktır. Silindir alt gövdeye cıvata ile bağlanacaktır. Üst gövdeye ise şekilde görülen kilit mekanizması ile bağlıdır. Üst gövde alt gövdeden ayrıldıktan sonra kilit
mekanizması alt gövde ile beraber ayrılacak olup ikincil paraşütün çıkmasına engel oluşturmayacaktır.
• Kilit mekanizmasının çalışması ise şu şekildedir:
• Roket üç bin metreye geldiğinde uçuş bilgisayarından gelen emir ile (test videolarında açıklanmıştır) servo motor dönerek tele bağlı olan dilleri geri çekecektir.
Dillerin ilerde durmasını ise dil ile mekanizma arasında bulunan yaylar sağlamaktadır.
• AltimeterTwo, uçuş elektronik aksamlarının olduğu bölgeye bağlanacaktır. Modüler tasarımımız, kısa süre içerisinde demontaj/montaj işlemine müsaade
etmektedir.
Üst gövde yapısalı Yay plakası
Servo Yay Kilit Dili İp
Kilit Mekanizması
Üst-Alt gövde bağlantı elemanı
Alt gövde
Roket Bütünleştirme Stratejisi
• Önceki bölümlerde açıklandığı üzere, ayrı bir merkezleme
bileziği yerine bağlantı yüzeyleri geniş çaplı parçalardan (4 adet) motor kundağı oluşturulacaktır.
Her bir parça ve bütünleştirilmiş kundak şekilleri verilmiştir.
• Kundak parçaları katmanlı olarak
plastikten imal edilecektir.
Roket Bütünleştirme Stratejisi
• Tasarımı açıklanan motor kundağının üzerinde, silindir eksenine yanlardan dik olacak şekilde cıvata boşlukları açılmıştır. Kanatçıklar, öncelikle motor kundağına buralardan montajlanacaktır. Montaj halinde olan kundak ve kanatçıklar, içerisinde kanatçıklar için kanal açılmış olan gövdeye
sürülerek takılacaktır. Bahsi geçen kanallar, yandaki üçüncü şekilde gösterilmiştir. En elverişli montaj türü olarak bu yöntem seçilmiştir. Ardından diş açılmış transisyon (soldan 1. şekilden görülebilir) arka bölüme vidalanacaktır.
• Rokete ait olan elektronik sistemler üst gövdeye sabit olacak şekilde montajlanacaktır. Cıvatalama yöntemi kullanılacaktır. Ayrıca faydalı yüke ait elektronik sistemler civatalama ile faydalı yüke sabitlenecektir.
Roket Bütünleştirme Stratejisi
Şekilde görüldüğü üzere civatalar aracılığı ile kundak parçaları montajlanacaktır. Ayrıca motor kundağı şekildeki gibi gövdeye civatalar ile montajlanacaktır. Bu sayede seyyar bir yapı elde edilip taşıma ve kullanım kolaylığı
sağlanacaktır.
Motor montaj talimatında, daha ayrıntılı açıklamalara yer verilmiştir.
Roket Bütünleştirme Stratejisi
• Sistemin motorunun seyyar olacak şekide tekrar tekrar kullanılabilmesi için transisyon tercih edilmiştir. Şekilde görüldüğü gibi motor, motor kundağına yerleştirildikten sonra transisyon, motor kundağına dişler aracılığı ile montajlanacaktır. Bu sayede motor, motor kundağına seyyar kullanılabilecek şekilde sabitlenmiş olacaktır.
Motor kundağı Motor
Alt gövde
Transisyon
Roket Bütünleştirme Stratejisi
Yandaki şekilde alt aksam gösterilmektedir.
Kundak ve kanatçıklar birbirlerine civatalar ile bağlanmaktadır. Transisyon dişler ile seyyar montaj edilebilmesi sayesinde sayesinde motor motor kundağına seyyar olarak sabitlenebilmektedir. Bu montaj alt gövdedeki oyuklara geçirilecek ve civatalar ile gövdeye sabitlenecektir.
Ayrıntılara motor montaj talimatında yer verilmiştir.
Roket Bütünleştirme Stratejisi
Basma yayı servo yatağına sabitlenmiştir. Servo yatağı ise ara parçaya civatalar ile sabitlenmiştir.
Servo yatağının dilleri üst gövdenin kilitlenmesini sağlamaktadır Gerekli olduğu zaman servo tahriklendirilerek diller içeri çekilmektedir ve burnun ile alt gövdenin üst gövdeden ayrılması sağlanmaktadır. Yandaki şekilde shoulder sisteminin montajlanması gösterilmektedir.
Roket Bütünleştirme Stratejisi
Yandaki şekilde alt gövdenin üst gövdeye bağlandığı kilit mekanizmasınını montajı gösterilmektedir. Shoulder kilit mekanizmasının aynı sistemi burada da kullanılmaktadır.
Basma yayı servo yatağına sabitlenmiştir. Servo yatağı ise ara parçaya civatalar ile sabitlenmiştir. Servo yatağının
dilleri üst gövdenin
kilitlenmesini sağlamaktadır Gerekli olduğu zaman servo tahriklendirilerek diller içeri çekilmektedir ve alt gövde ile alt gövdenin üst gövdeden
Testler
• Ön görülen test yöntemlerinin uygulanma tarihleri takvim kısmında belirtilmiştir. Yapılan analizler sonucu Yapısal/Mekanik mukavemet testlerinin, Kurtarma sistemleri açılma testlerinin, burun açılma testlerinin, aviyonik sistem testlerinin yapılma seçenekleri incelenecektir.
• Yapısal/Mekanik mukavemet açışından;
1) Ayrılma mekanizmasındaki kilit sistemi tırnaklarının kesme dayanımları test edilecektir. Aynı işlem alt gövde ile üst gövde arasındaki kilit mekanizması için de yapılacaktır.
2) Kilit sisteminde kullanılan yayların elastisite sınırını aşıp aşmadığı test edilecektir.
3) Burun konisinin seçilen malzemesine göre montajlandığı kısımdaki tırnakların yapıcağı gerilmeye maruz kalmasından dolayı kesme ve basma gerilmelerine dayanıp akma sınırını geçip geçmediği test edilecektir. Aynı işlem alt gövde ile üst gövde arasındaki kilit mekanizması için de yapılacaktır.
4) Motor kundağının roket alt gövdesine bağlanan yüzüklerinin kesme dayanım testi yapılacaktır. Eğer yapıştırma ile gövdeye sabitlenecekler ise yapışkanın kayma testi yapılacaktır. Civata kullanılacaksa cıvatanın basma ve kesme dayanımı test edilecektir. Akma dayanımını aşıp aşmayacağı gözlemlenecektir.
5)Transitionun motoru tutan çıkıntılarının kesme dayanımı incelenecektir. Ayrıca transition dişlerinin motor ağırlığından dolayı plastik şekil değiştirip değiştirmediği incelenecektir.
Testler
• Kurtarma sistemleri açılma testleri açısından ayrılma mekanizmasının paraşüt sistemini tam olarak gövdeden ayırabileceği test edilecektir ve ayrılma sonucu paraşüt sistemlerinin açılıp açılmadığı test edilecektir. Yüksek bir ortamdan serbest düşüş yapılarak test edilecektir. Ayrıca hesaplanan paraşüt iç hacminin istenen değerlerde roketi yavaşlatabileceği test edilecektir. Roket ile aynı değerdeki herhangi bir kütle yardımı ile paraşüt sistemleri test edilebilir. ilk öce burun mekanizması açılacaktır ve 1. paraşüt ve faydalı yük gövde içinden çıkarılacaktır. Bu durumda faydalı yük ile 1. paraşütün sorunsuz bir şekilde birbirlerinden ayrılıp ayrılmayacağı test edilecektir. Ayrıca faydalı yüke ait olan paraşüt sisteminin sorunsuz bir şekilde açılması test edilecektir. Aynı zamanda 2. paraşüt ile 1.
paraşütün birlikte çalışarak roketi kurtarabilmesi test edilecektir.
• Burun açılma testleri açısından seçilen burun konisi ve faydalı yük ile 1. paraşüt sistemini dışarı atacak mekanizmada kullanılan basma yaylarının gerekli itmeyi sağlayıp sağlayamayacağı test edilecektir. Ayrıca burnu seyyar olarak kilitleyip açabilen tırnaklara bağlı olan yayların aktif olarak çalışabilmesi test edilecektir. Servo motorlarının bu tırnaları hareket ettirebilecek torka sahip olup olmadığı test edilecektir. Servo ile tetiklenen kilit mekanizması açıldıktan sonra basma yaylarının itmesi sonucu burnun gövdeden tamamen ayrılabilmesi test edilecektir.
Testler
• Aviyonik sistem testleri açısından, MPL3115 A2 basınç sensörü kullanılarak yükseklik değerleri anlık olarak yaptığımız ön çalışmalar sonucu gözlemlendi. En fazla 50 cm gibi düşük hatalarda yüksek hassaslıkta ölçüm yapabildiği test edilip gözlemlendi. Yazdığımız algoritma sonucu Arduino aracılığı ile istediğimiz yükseklik şartlarında basınç sensöründen alınan verilerin istediğimiz servo motorlarını tetikleyip tetiklemediği test edilicektir. Ayrıca konum koordinatları yapılan ön çalışmalar sonucu NEO M&N 0 01 GPS sensörleri aracılığı ile elde edildi. Bu değerlerin XBee Pro 63 Mw RPSMA vericisi ile yer istasyonuna anlık olarak iletilip iletilmediği test edilecektir.
Roketin muhtemel en uzak düşme mesafesinden sinyallerin elde edilip edilemiyeceği test edilecektir. Ayrıca GSM Shield ile verilerin yer istasyonuna aktarılabilmesi test edilecektir.
Testler
Aşağıdaki şekilde kilit mekanizmasında bulunan kilit dilinin maruz kaldığı yüklenmeler simüle edilerek kilit dilinin dayanımı analiz edilmiştir. Bu analiz sadece üst kilit mekanizması için yapılmıştır. Çünkü üst kilit mekanizmasında kullanılacak olan yayın oluşturacağı kuvvet daha yüksek olacaktır. Yay kuvvetinin etkisiyle kilit dilinin gövdeye baskı yapmasıyla kilit dili üzerinde
oluşan kuvvetler kilit diline yük olarak girilmiştir. Sınır koşulu olarak kilit dilinin mekanizma içerisinde temas ettiği noktalarda x,y,z doğrultusunda dönme ve öteleme hareketleri sıfır girilmiştir. Analiz sonucunda kilit dilinde oluşan en yüksek gerilme değeri 2.217 Mpa olarak hesaplanmıştır. Malzeme olarak alüminyum kullanılacaktır ve alüminyumun akma dayanımı en az 20 MPa olduğundan kilit dili kırılmadan görevini yerine getirecektir.
Testler
Aşağıdaki şekilde motor bloğuna bağlanarak motoru tutan parça görülmektedir. Bu parçanın motorun ağırlığını taşıyıp taşıyamayacağı analiz yapılarak doğrulanmaya çalışılmıştır. Analizde yük olarak motor ağırlığı girilmiştir. Motor ağırlığı transisyonun motoru tutan çıkıntısına basınç olarak dağıtılmıştır. Transisyonun motor kundağı ile olan bağlantı kısmına ise sınır koşulları tanımlanmış olup bu koşullar x,y,z ekseninde dönme ve öteleme hareketlerinin sıfır olduğu durumlardır. Bu parçada malzeme olarak ABS plastik kullanılmıştır. ABS plastiğin akma dayanımı 42.5 MPa olup analiz sonucu elde edilen maksimum gerilme 0.2 MPa olarak elde edilmiştir. Bu sonuçlara göre transition motoru rahat bir şekilde taşıyabilecektir.
Testler
Burun Konisi Açılma Testi ve Aviyonik Testi
Yandaki şekilde görülen mekanizma kurularak deneme amaçlı test atışları yapılmış olup mekanizmanın çalışma şekli video ile gösterilmiştir. Ayrıca aviyonik sistem ve haberleşme sistem testi de gerçekleştirilmiş olup video linkleri aşağıda verilmiştir.
Açılma Testi
https://youtu.be/A9DTkxSTwDY https://youtu.be/dIRBkry9Xcs Çalışma Şekli
https://youtu.be/0d6hcl3IssE Haberleşme ve Aviyonik Testi https://youtu.be/uPLHvLgDUw4
Testler
Dayanım Hesapları
Motorun maksimum itkisi yaklaşık olarak 2650 N’dur. Bu durumda motor kundağını gövdeye sabitleyen 6 M5 cıvatanın her birine 440 N’luk eksene dik kuvvet düşer. Cıvata alanı 19.63 mm^2’dir. Buna göre cıvataların birindeki kesme gerilmesi 22.41 MPa’dır. Pratik olarak, kesme dayanımının iki katı çekme dayanımı olarak alınabilir. Bu durumda 45 MPa akma dayanımı sınır olarak düşünülebilir.
M5 3.9 cıvata için 270 MPa akma dayanımı alınır, yaklaşık emniyet katsayısı 6’dır.
Motor kundağını birbirine tutan civatalar için, gövdeye bağlanan bilezikteki cıvatalar için en yüksek gerilmeler elde edilir. Buna göre en kritik civatalar için, cıvata başına 2650/3=884 N eksenel kuvvet düşer. Buna göre eksenel gerilme 45 MPa olur ki, gövdeye sabitlemek için kullanılan civatalar için yapılan hesap burada da aynen geçerlidir.
Takvim
Bütçe
Parça Adet Fiyat(₺) (yaklaşık) Malzeme
Burun konisi 1 75 Plastik ile üretilebilir
Üst gövde 1 500 Karbon fiber elyaf ve epoksi yapıştırıcılar
Alt gövde 1 500 Karbon fiber elyaf ve epoksi yapıştırıcılar
Kilit mekanizması 2 450 Çelik yaylar, alüminyum tırnak ve plastik yapısalları
Kanatçık 3 250 Aluminyum
Motor kundağı 1 300 Plastik
Transition 1 50 Plastik
12 v lipo pil 3 300
XBee Pro 63 Mw RPSMA 6 1500
MPL3115 2 150
GSM Shield 2 300
ARDUINO(yedekler dahil) 6 450
Σ 4875
Bütçe
Roket üretiminde kullanılacak parçalar, temininde stok/tedarik bakımından zorluk bulunan malzemeler değildir. Şu ana kadarki prototiplerin üretimi için kullanılan motor ve elektronik malzemeler, takım üyelerinin geçmişte farklı projelerde kullandığı parçalardır. Prototipleme işlemi için, 3D yazıcı çıktıları da kullanılmıştır. KGT takımının halihazırda bir sponsorluk anlaşması bulunmamaktadır. Gövde imalat aşamasında, karbonfiber malzemeleri için ve uçuş bilgisayarının elektronik parçaları için diğer bölümlere göre nispeten yüksek maliyetlere katlanılması gerekecektir. İlerleyen aşamalarda, takım üyeleri katkıları ve destekler ile birlikte projenin tamamlanması öngörülmüştür.
1. GİRİŞ
Roket motorunun montajının tanımlanması için, KTR’de değinilemeyen detaylar ile birlikte motor kundağının gövdeye montajı anlatılacaktır. Ardından tüm parçaları ile hazır hale gelen roket bütününe motorun montajı hakkında bilgi verilecektir.
2. SORUMLULAR
1. Furkan Muhammet GÜLTEKİN 2. Mustafa KONAT
3. Kerem TEKCAN
3. MONTAJ KALEMLERİ VE ALETLER LİSTESİ
Kalem/Araç Gereç Adı Açıklama
Roket Motoru (M2150) Komite tarafından sağlanacaktır.
Roket Bütünü Şekil 1’de katı modeli sunulmuştur.
Motor kundağı parçaları Şekil 2-5’te sunulmuştur.
M5 Alyan Başlı Cıvatalar (Kundak-Gövde Bağlantısı)
M5x16 M5 Alyan Başlı Cıvatalar (Kundak Parçaları
Bağlantısı)
M5x20
M5 Somun Her vida bağlantısı için 1 adet
Transisyon Kuyruk Şekil 8
M5 Alyan M3 Alyan
4. UYGULAMA
Roket motor montajı aşamasına gelinmeden önce, motor kundağı, buna bağlı kanatçıklar ve kuyruk transisyonu hariç olmak üzere bir bütün haline getirilmiş olacaktır. Kundak-buna bağlı kanatçık ve kuyruk transisyonu hariç roketin kalan bütünü, şekil 1’de gösterilmiştir.
Şekil 1. Motor Ünitesi Hariç Roket Bütünü
Motor kundağı, 4 parçadan oluşmaktadır. Parçaların bağlantı düzlemleri, bilezik görevi görmektedir. Her bir parçanın teknik çizimleri şekil 2-5’te sunulmuştur.
Şekil 2. Üst Kundak Parçası Şekil 3. İkinci Kundak Parçası Şekil 4. Üçüncü Kundak Parçası
Şekil 5. Alt Kundak Parçası
Öncelikle 4 adet kundak parçası, 3 adet M5x20 alyan başlı cıvata ile bağlanır. 3 adet bağlantı yüzeyi olduğundan bu aşamada 9 adet cıvata kullanılır. Bu bağlantı işlemi yapılırken, ilk iki bağlantı yüzeyi arasında daha önceden açılmış somun boşluklarına M5 somunlar yerleştirilir (Şekil 6.). Bu somunlar, daha sonra anlatılacak olan kundak-gövde montajının
bağlayıcılarıdır. Her bağlantı yüzeyinde 3 adet olmak üzere toplamda 6 adet somun bulunur.
Motor kundağı, bu aşama sonunda şekil 7’deki halini alır.
Şekil 6. Gövdeyi Tutacak Somunların Görünümü
Şekil 7. Motor Kundağı
Şekil 8. Transisyon Kuyruk
Motor kundağının en arka kısmındaki bağlantı yüzeyinde, her bir kanat için 2 adet (toplamda 6 adet) M3 delik bulunmaktadır. Ayrıca en arkadaki parça üzerinde, geniş çaplı kademe kısmı üzerinde de her bir kanat için bir adet (toplamda 3 adet) M3 delik bulunmaktadır. Bahsedilen yapılar, şekil 9’da sunulmuştur. Her bir kanatçık, 120 derecelik farklar ile açılmış bu bağlantı deliklerine yerleştirilir ve M3x30 cıvata-somun ile sabitlenir. Bu durumda motor kundağı ve kanatçıklar son halini almış olur.
Şekil 9. Kundak ve Kanatçık Montaj Noktaları
Son halini almış kundak-kanatçık bütünü, gövde içerisine sürülür. Karbonfiber gövdede, cıvata için oluşturulmuş yükseltiler ile kundağın bağlantı yüzeyleri çakıştırılır. 2 adet bağlantı yüzeyinin her birine, gövde yüzeyine dik M5 cıvatalar önce deliğe takılır, ardından sıkılarak daha önceden bahsedilen bağlantı yüzeylerine yerleştirilmiş somunlar tarafından tutulur. Bu aşama itibariyle, kanatçık-kundak bütünü, gövde ile montajlanmıştır.
Şekil 10. Transisyon Hariç Roket Bütünü
1. Motor montajı bu aşamada başlamaktadır. Bir bütün haline getirilmiş roket, yarışma alanında bağlantı aparatına (yoksa da bir düzlem üzerine) sabitlenir.
2. Motor, sabitlenmiş roket bütünü içerisine sürülür.
3. Göz ile yapılması mümkün kontroller gerçekleştirilir.
4. Vidalı transisyon kuyruk, roketin içerisine sürülmüş motorun ardına takılır ve döndürülerek sıkılır.
Şekil 11. Transisyon Montajlanmış Hali 5. Roket motorunun montajı tamamlanmış hale gelir.
HAZIRLAYANLAR
AD SOYAD TAKIMDAKİ GÖREVİ
1 KEREM TEKCAN YAPISAL TASARIM, ANALİZ
2 FURKAN MUHAMMET GÜLTEKİN YAPISAL TASARIM, LİDER
3 MUSTAFA KONAT YAPISAL TASARIM, İMALAT
TARİH: 17.05.2019
