Takım Yapısı
Yarışma Roketi Genel Bilgiler
Tahmin Edilen Uçuş Verileri ve Analizleri
Ölçü
Boy (mm): 2463
Çap (mm): 135
Roketin Kuru Ağırlığı (g): 21 456
Yakıt Kütlesi (g): 4 349
Motorun Kuru Ağırlığı (g): 7 032 Faydalı Yük Ağırlığı (g): 3809 Toplam Kalkış Ağırlığı (g): 28 488
Ölçü Kalkış İtki/Ağırlık Oranı: 9.59
Rampa Çıkış Hızı (m/s): 31.55
Stabilite (0.3 Mach için): 2.47
En büyük ivme (g): 85.1
En Yüksek Hız (m/s): 261
En Yüksek Mach Sayısı: 0.7834
Tepe Noktası İrtifası (m): 3050,12
Yarışma Roketi Hakkında Genel Bilgiler
Birinci tercih : M2020 İkinci tercih : M2150
Motor Seçimleri
Open Rocket Genel Tasarım - 1
Burun Konisi 300mm
Faydalı Yük 160mm
Motor Gövdesi Omuzluğu
300mm
Kanatçık Kök Kenarı
130mm Kanatçık Uç Kenarı 43,3mm
Burun Konisi Omuzluğu 202.5mm
Aviyonik ve Ayrılma Sistemi
210mm
Motor 893mm
Roket Çapı 135mm
Kanatçık Uzunluğu 130mm Roket Çapı
135mm
ÖTR - KTR Değişimler - 1
Değişim Konusu ÖTR'de Bulunduğu Sayfa ÖTR'deki İçerik KTR'deki İçerik KTR'de Bulunduğu Sayfa
Roket Boyu 4 2.257(m) 2.463(m) 4
Roket Kalkış Ağırlığı 4 28681(g) 28488(g) 4
Faydalı Yük Yüksekliği 24 165(mm) 160(mm) 27
Burun Konisi Malzemesi 19 Alüminyum Karbon Fiber 52
Kanatçık Malzemesi 21 Çelik Alüminyum 54
Kanatçık Yüksekliği ve Taban
Uzunluğu 22 140(mm) 130(mm) 54
Kanatçık Tavan Uzunluğu 22 46.7(mm) 43.3(mm) 54
Roket İçerisindeki Paraşüt ve
Faydalı Yük Yerleşimleri 8 Burundan motora doğru paraşüt,
faydalı yük, paraşüt, paraşüt
Burundan motora doğru paraşüt,
paraşüt, faydalı yük, paraşüt 4
Aviyonik Güç Kaynağı 56 Li-Po(800mAh) Li-Po(450mAh) 35
Mikro Denetleyici 55 STM32f103c8t6 STM32f100c8t6b 35
Burun Bulkhead Çapı 32 129(mm) 104(mm) 66
Motor Bulkhead Kalınlığı 32 20(mm) 30(mm) 63
ÖTR - KTR Değişimler - 2
İçerik Konusu Yeni İçerik Konusu KTR'deki İçerik Detayı KTR'de Bulunduğu Sayfa
Faydalı Yük Aktifleştirme Faydalı yükü dışarıdan aktifleştirmek
adına anahtar eklenmiştir.
Aviyonik Regülatör Devresi
Ana ve yedek kartta regülatör devresinin sadeleştirilmesi için
regülatör modülü eklenmiştir.
3 Serbestlik Dereceli Uçuş Benzetimi
Ayrıca paylaşılmış olan 3-DOF KTR Raporu ile değerlendirme gerçekleştirilecektir.
Bu Sayfa boş bırakılacaktır.
Pdf formatında yüklenmiş raporun adı burada belirtilmelidir.
Şartnamenin 3.2.1.21 numaralı maddesi uyarısınca gerçekleştirilmelidir.
Bu bölüm iki yansıyı geçmemelidir.
Bu bölümde şartnamede yer alan 3.2.1.19, 3.2.1.20, 3.2.1.21 ve 3.2.4.10 numaralı gereksinimlerin karşılanıp karşılanmadığı kontrol edilecektir.
Operasyon Konsepti (CONOPS)
Logosu
Roketin Uçuş Süresince İrtifa-Zaman Grafiği
Operasyon Konsepti (CONOPS)
Logosu
2021 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİK TASARIM RAPORU
Uçuş Öncesi Uçuş Esnası Uçuş Sonrası
1. Altimeter takılması 2. Motorun rokete
yüklenmesi
3. Roketin atış alanına taşınması
4. Aviyonik sitemin aktifleştirilmesi
5. Uçuş öncesi
kontrollerin yapılması
1. GPS modül ve Buzzer sayesinde birimlerin yerlerinin tespit edilmesi
2. Faydalı yük konumu belirlenmesi
3. Roket konumu
belirlenmesi
4. Roket kurtarılması
5. Roket ve faydalı yükün alana geri taşınması
Fırlatma Süreci Zaman (s) İrtifa (m) Hız (m/s)
1 Fırlatma 0 0 0
2 Rampa Tepesi 0.41 6 31
3 Burn Out (Roketin Yakıtının Bitmesi)
4.33 706.95 255.05
4 Tepe Noktası (Zirve)
25.23 3050.55 8.259 Sürüklenme
Paraşütü Açılması &
Ardından Faydalı Yük Ayrılması
25.23 3050.55 8.259
5 Sürüklenme Paraşütü Açılması Sonrası
30-127 2919- 502
26.4 (Vavg)
Uçuş Profili Tablosu
Operasyon Konsepti (CONOPS)
İrtifa/Zaman Grafiği
Operasyon Konsepti (CONOPS)
İvme/Zaman Grafiği
Operasyon Konsepti (CONOPS)
Mach/Zaman Grafiği
ALT SİSTEM DETAY İÇERİKLERİ
Alt Sistem Komponent Malzeme Üretim Yöntemi Çap(mm) Cidar(mm) Uzunluk(mm)
Gövde Parçaları
Burun Konisi Karbon Fiber Serim 135 3 502,5
Orta Gövde Cam Elyaf Serim 135 3 1150
Motor Gövdesi Alüminyum Talaşlı İmalat 135 2 980
Kanatçık Alüminyum Talaşlı İmalat - 2 130
Gövde İçi Yapısal Destekler
Burun Bloğu Alüminyum Talaşlı İmalat 104 - 15
Aviyonik Bloğux2 Alüminyum Talaşlı İmalat 129 - 20
Motor Bloğu Alüminyum Talaşlı İmalat 131 - 30
Merkezleme Halkası x2 Alüminyum Talaşlı İmalat 131 26 15
Kanatçık Tutucu Alüminyum Talaşlı İmalat 131 26 15
Motor Kundağı Çelik Talaşlı İmalat 79 2 910
Motor Tutucu Alüminyum Talaşlı İmalat 131 28 10
Paraşütler
Ana Paraşüt Ribstop Nylon Kumaş Hazır malzeme 120 - 260
Sürüklenme Paraşütü Ribstop Nylon Kumaş Hazır malzeme 120 - 125
Faydalı Yük Paraşütü Ribstop Nylon Kumaş Hazır malzeme 120 - 150
ALT SİSTEM DETAY İÇERİKLERİ
Faydalı Yük
Faydalı Yük Bloğu x2 Çelik Talaşlı İmalat 120 - 20
Faydalı Yük Yan Saclar Çelik Talaşlı İmalat - 5 130
Mapa Çelik Hazır malzeme - - -
Yan Kapaklar x4 ABS Plastik 3D Yazıcı - - 125
Faydalı Yük Aviyonik kartı - Hazır malzeme 100 - 1,6
Batarya - Hazır malzeme - - -
Anten - Hazır malzeme - - -
Düğme Hazır malzeme - - -
Aviyonik
Aviyonik Bloğux2 Alüminyum Talaşlı İmalat 129 - 20
Aviyonik Yan Saclar Alüminyum Talaşlı İmalat - 5 130
Mapax2 Çelik Hazır malzeme - - -
Ana Bilgisayar - Hazır malzeme - - 100
Yedek Bilgisayar - Hazır malzeme - - 100
Batarya - Hazır malzeme - - -
Anten - Hazır malzeme - - -
Kurtarma Sistemi Mekanik Görünüm
Logosu
Paraşüt Açma Sistemi 3 Boyutlu Görünümü (CAD)
Kara Barutlu Kurtarma Sistemi
Kurtarma Sistemi Mekanik Görünüm
Paraşütler
3 Boyutlu Görünümü (CAD)
Roket Sürüklenme Paraşütü Faydalı Yük Paraşütü Roket Ana Paraşütü
Kurtarma Sistemi Mekanik Görünüm
Logosu
Paraşüt Bölümleri 3 Boyutlu Görünümü (CAD)
Sürüklenme Parşaütü
Faydalı Yük Paraşütü
Faydalı Yük Ana Parşaüt
Aviyonik Sistem
Roket kesit görüntüsü
Roket gövdesi şeffaflaştırılmış
Paraşüt Çıkarma Sistemi
• Karar verilen kurtarma sistemi karşılaştırmalı olarak nedenleriyle açıklanmalıdır.
KURTARMA SİSTEMLERİ SİSTEM BİLGİSİ OLUMLU YANLARI OLUMSUZ YANLARI YORUM
MEKANİK YAYLI SİSTEMLER
Yayın sıkıştırılmasıyla elde edilen enerjinin istenilen anda serbest bırakılması ilkesiyle çalışır. Kurma kolu ile kurulan yay, kilit mekanizmasında bulunan motorun pimi tarafından tutulur. İstenilen anda motor yayı serbest bırakır ve ayrılmanın gerçekleşmesi sağlanır.
• Teknik açıdan tasarım özgürlüğü sunar.
• Proteknik olmayan sistemlerden biridir. Ayrılma sırasında malzemelerin alev alacağı bir durum oluşmaz.
• Aynı malzemelerle tekrar tekrar test yapılabilir.
• Sızdırmazlık mekanik yaylı ayrılma sistemi için sorun teşkil etmez.
• Kara barutlu patlatma sistemine göre daha pahalı bir sistemdir.
• Atış alanında yaylı sistemi kurmak zor olacaktır.
• Diğer ayrılma sistemlerine göre çok daha ağırdır. Roketi
ağırlaştırabilir.
• Yayın sıkışma ihtimali vardır.
Sistemin ileri düzey bir tasarım gerektirdiği öngörülmüştür. İyi bir tasarım yapılsa dahi yayın sıkışma ihtimali olduğu göz önünde bulundurulmuştur ve bu nedenle mekanik yaylı sistemler tercih edilmemiştir. Diğer ayrılma sistemlerine göre ağır olması da takımımızın istemediği bir durumdur.
SOĞUK GAZLI AYIRMA SİSTEMİ
Sistemde kullanılacak soğuk gaz kelebek valfler tarafından salınır, açığa çıkan basınç paraşütü iter ve ayrılma gerçekleşir. Bu sistem paraşütün açılmasını çok hızlı bir şekilde gerçekleştirebildiğinden genellikle savaş uçaklarında gelişmiş sürümleri tercih edilir.
• Proteknik olmayan sistemlerden biridir. Isı çıkışı olmadığından bu durumun oluşturabileceği herhangi bir problemle de karşılaşılmaz.
• Proteknik sistemlere kıyasla tehlikeli değildir.
• Ayrılma, kelebek valf döndükten çok kısa bir süre sonra gerçekleşir.
• Diğer sistemlere göre pahalıdır.
• Üretilmesi için torna yapmak gerekmektedir.
• Ağır bir sistemdir.
• Sızdırmazlık en önemli sorunlardan biridir.
• Diğer sistemlere göre daha fazla alan kaplar.
Sistemin ağır ve kapladığı alanın büyük olması takımımız tarafından istenmeyen bir durumdur. Ayrıca soğuk gazlı ayrılma sisteminin patlama için yetersiz
kalabileceği düşünülerek bu sistemden vazgeçilmiştir.
KARA BARUTLU SİSTEM (Karar Verilen Kurtarma
Sistemi)
Kara barutun patlatılması ile ortaya çıkan basınç sayesinde roketin ayrılması
gerçekleşir ve paraşütler serbest bırakılır.
Bilinen en eski ayrılma-kurtarma sistemlerinden biridir.
• Diğer kurtarma sistemleri kadar maliyetli değildir.
• Sistemde barut haznesi, kara barut ve ateşleme için ark jeneratörü veya arduino çakmaklık bulunması yeterlidir.
• Sistem için gerekli olan malzemeleri elde etmesi kolaydır. Özel bir teknik tasarım gerektirmez.
• Roketimizi ayırmak için gerekecek olan barut miktarı tehlike sınır seviyesinin üzerindedir.
• Ateşleme sırasında ortaya çıkacak küçük parçacıklar paraşütümüzü yakıp kurtarma sistemine zarar verebilir.
Ağırlık, tasarım, maliyet ve kapladığı alan açısından beklentilerimizi karşılayan bir sistemdir. Tek olumsuz yönü Proteknik bir sistem olup yakıcı etki oluşturabilmesidir.
Takımımızca gerekli önlemler alınarak, ısıya dayanıklı malzemeler kullanılarak bu sıkıntının önüne geçilebileceği
düşünülmüştür. Nihayetinde kara barutlu ayılma sistemi tercih edilmiştir.
Paraşüt Çıkarma Sistemi
Kurtarma Stratejisi ve Aşamaları:
Kurtarma sistemlerini karşılaştırdığımız tabloda belirtilen nedenler doğrultusunda kurtarma stratejimize en uygun sistemin Kara Barutlu Kurtarma Sistemi olduğuna karar verilmiştir.
Kara Barutlu Kurtarma Sistemi, aviyonik sistemin devamında bulunan Bulkhead üzerindeki barut haznelerine kara barut yerleştirilmesi ve aviyonikten gelen ateşleme teli sayesinde kara barutun patlatılması ilkesine dayanarak çalışır. Barutun patlatılması ile istenilen sistemlerin ayrılması için gereken basınç sağlanmış olur ve böylece roket ayrılması gerçekleşir. Uçuş boyunca iki patlama gerçekleşir. Bunlardan ilki sürüklenme paraşütünün açılması ve faydalı yükün bırakılması amacıyla, ikincisi ise ana paraşütün açılması amacıyla gerçekleştirilir. Paraşütlerin belirlenen irtifalarda ayrılıp açılabilmeleri için, patlatmaların doğru zamanda gerçekleşmesi çok önemlidir. Hem sürüklenme paraşütünün açılması ve faydalı yükün bırakılması hem de ana paraşütün açılması için aviyonik sistemin öncelikle tepe noktasında yani zirvede sonra da tekrar 600m-400m irtifada
aktifleştirilmesi gerekir. Patlatma sistemimiz sırayla şu şekilde gerçekleşir: Aviyonik sistemin çıkışı, ateşleme teli girişine
bağlıdır. Ateşleme telinin çıkışı barut haznesinin içine tel uçları yakın olacak şekilde yerleştirilmiştir. Kullanılan mikrokontrolcü belirlenen irtifalara ulaşıldığını tespit ettiği anda GPIO pinlerinden birine sinyal yollar. Bu sinyal anahtarlama devresi olan MOSFET veya Röleyi aktive eder. En sonunda çıkış gerilimi ateşleme telini ateşler ve barut haznesi içerisindeki kolay yanan malzeme tutuşur. Böylece barut patlatılır. Patlatılan barut roketin içinde büyük bir basınç oluşturur ve bu basınçla roket alt sistemleri ayrılır, paraşütler açılır. Bu sayede alana güvenli iniş yapan faydalı yük ve roketimiz, aldığımız konum verilerinden yararlanılarak bulunurlar.
Paraşüt Çıkarma Sistemi
Logosu
Parçanın & Alt Sistemlerinin Roketteki İşlevleri
Paraşütler: Belirlenen irtifalarda açılarak faydalı yükün bırakılmasını, böylelikle güvenli inişin gerçekleşmesini sağlarlar.
Şok Kordonu & Eye-Bolt : Faydalı yük hariç, roketten ayrılan parçalar şok
kordonu sayesinde bir arada tutulur. Şok kordonunun bağlandığı yer Eye-Bolt’tur.
Barut Hazneleri: Kara barut patlatılmak üzere bu haznelere yerleştirilir.
Ateşleme Teli: Aviyonikten uzanan ateşleme teli sayesinde kara barut tutuşturulur.
Bulkhead: Birincil ve ikincil paraşüt ayrılmalarını ve faydalı yük ayrılmasını
gerçekleştirecek patlatma sistemi bulkhead üzerine kurulmuştur. Roket aviyonik sistemi iki bulkhead arasındadır. Bulkhead üzerinde barut hazneleri ve eye-bolt vardır. Barut hazneleri ile ateşleme teli temas halindedir.
Aviyonik Sistem: Barut ateşleme sistemindeki aviyonik sistem özetle bir anahtar devresidir. Roket aviyonik sistemi, hem barutu patlatacak olan ateşleme telinin aktifleştirilmesinde, hem de kurtarma esnasında yararlanacağımız anlık konum verilerinin alınmasında rol alan elektronik sistemdir. Bünyesinde bulunan micro kontrolcü, birincil ve ikincil paraşüt açma sistemlerini aktive eder. Ayrılma-
Kurtarma sistemi ile iç içedir.
Birincil Ayrılmanın Gerçekleştiği Bulkhead
İkincil Ayrılmanın
Gerçekleştiği Bulkhead
Eye-Bolt
Barut Haznesi Aviyonik Sistem
Barut Haznesi
Eye-Bolt
Kara Barutlu Kurtarma Sistemi
Paraşüt Çıkarma Sistemi
1) Kara Barutun ateşleme teli ile tutşturulup patlatılması sonucu içerde sıkışan gazın yaptığı basınç ile Burun Konisi, Faydalı Yük, Faydalı Yük Paraşütü ve Sürüklenme Paraşütü roketten ayrılır. Faydalı Yük Paraşütü açıldıktan sonra Faydalı Yük roketten bağımsız bir şekilde inişe geçer. Burun konisi ve Sürüklenme Paraşütü şok kordonu ile rokete bağlıdır.
Sürüklenme Paraşütü tepe noktasında (3050.55m) açılarak roketi Ana Paraşütün açılmasına hazırlamak için önceden yavaşlatmayı amaçlar.
Patlatılmış CAD görüntüleri
2) Solda Faydalı Yük ve sağda Sürüklenme Paraşütü açıldıktan sonra roketimiz;
3) Aviyonik Sistemin diğer yüzündeki Bulkhead üzerinde bulunan
haznelerde ikinci bir patlama daha gerçekleştirilir. Bu patlamayla Ana Paraşüt ve Motor Gövdesi roketten ayrılır. Ana Paraşüt ve Motor Gövdesi şok kordonu ile rokete bağlıdır. Ana Paraşüt yaklaşık 400-600m irtifada açılarak roketi güvenli inişe hazırlar.
4) Ana Paraşüt açıldıktan sonra güvenli inişe geçen roketimiz;
Paraşütler
Logosu
Alt Birim Belirlenen Malzeme Malzeme Bilgileri Üretim Yöntemleri
Paraşütler Ribstop Nylon Kumaş Mukavemeti ve dayanımı yüksek, kumaş örgüsünde iplikler sıkı ve çapraz, üretiminde özel örgü tekniği kullanılmakta, delinme ve kesilmeye karşı dirençli, yanmaya dayanıklı değil. Paraşüt üretimine uygun olduğunu düşündüğümüz için Ribstop Nylon Kumaş tercih ettik.
Ribstop Nylon Kumaş, bir paraşüt terzisinde hesapladığımız ölçülerde diktirilecektir. Kara barutlu kurtarma sistemi kullandığımızdan paraşütü yanmaya dayanıklı hale getirmek için yanmaz kumaşla kaplatacağız. Bu üretim yöntemini kolay olduğu için tercih ettik.
Paraşüt İpleri Polyester Oldukça güçlü , kopmaya karşı dirençli, sektörde en çok tercih edilen kumaş türlerinden biri, üretimi kolay. Bu özelliklerinden dolayı Polyester malzeme tercih ettik.
Paraşütleri yaptırdığımız yerden tedarik edecek, paraşüte diktireceğiz. Bu yöntem pratik olduğu için tercih edilmiştir.
Şok Kordonu Kevlar Yüksek basınca karşı dayanıklı, parçalanmaya karşı
dayanıklı, esneme özelliği çok değil, yanmaya dayanıklı. Şok Kordonu için en uygun seçenek olduğundan Kevlar
malzeme tercih ettik.
Ankarada askeri malzeme satan yerlerden hazır alınacaktır. Düğümleri kendimiz atacağız. Bu yöntem pratik olduğu için tercih edilmiştir.
Eye-Bolt Çelik Sağlam, iyi çekme dayanımına sahip, yüksek ısıya dayanıklı.
Bu özelliklerinden dolayı şok kordonunu bağlamak için çelik Eye-Bolt tercih ettik.
Sanayiden hazır olarak alınacaktır. Bu yöntem pratik ve daha güvenilir olduğu için tercih edilmiştir.
Bulkhead/ Barut Hazneleri Alüminyum Yoğunluğu düşük, kopma dayanımı yüksek, yanmaya dayanıklı. Üretimi de kolay olduğu için Alüminyum tercih ettik
Tornalama ve frezeleme yöntemleriyle üretilecektir. Bu şekilde üretmek hem daha verimli hem de üretim yöntemi olarak daha uygundur.
Paraşütler
Paraşütler Renk Katlanmış
Çapları (cm)
Açık Çapları (cm) Kubbe Delikleri Ölçüsü (cm) Düşüş Hızları (m/s)
Sürüklenme Paraşütü Siyah 12 102 17 22.28
Faydalı Yük Paraşütü Mor 12 143 28.83 8.31
Ana Paraşüt Kırmızı 12 339 56.50 7.39
Roketimiz tepe noktasına ulaştığında (3050.55m) öncelikle burun konisi ve gövdenin basınç etkisiyle birbirinden ayrılması ile Sürüklenme Paraşütü, hemen ardından Faydalı Yük ve Faydalı Yük Paraşütü serbest bırakılır. Roketimiz sürüklenme paraşütü sayesinde belli bir oranda yavaşlayarak inişe devam ederken, yaklaşık 400-600m irtifa arasında ikinci ayrılmanın gerçekleşmesiyle Ana Paraşüt serbest bırakılır. Böylelikle roketimize güvenli iniş için hem Sürüklenme Paraşütü hem de Ana Paraşüt eşlik eder. Gözlem yaparken kolay olması adına paraşütler tasarlanırken doğada seçilebilen, doğal tonlardan farklı renkler tercih edilmiştir. Paraşütlerimiz yarım küre şeklinde tasarlanmışlardır. Paraşüt kubbe delikleri her bir paraşüt için ana çaplarının altıda biri (d*1/6) olacak şekilde ayarlanmıştır. Paraşüt iplerinin boyu yarıçapın 1.5 katıdır (R*1.15).Paraşütlerin çapları, roketin ve faydalı yükün düşüş hızları Matlab kodları hazırlanarak ve OpenRocket verileri kullanılarak hesaplanmıştır.
Alan ve hız değerlerinin hesaplamalarında drag coefficient denklemi kullanılmıştır; [A=(m*g*2)/(ro*Cd*(V^2))], [D=2R=2*sqrt(36*A/(35*pi))]. Hız değerleri ve paraşüt çapları için tekrar kodlarla sağlama yapılmıştır [V=sqrt((m*g*2)/(ro*Cd*A))]. Hava yoğunluğu değişkenliğini de göz önünde bulundurduğumuzda hedeflediğimiz değerlere yakın sonuçlar bulmamız doğru bir hesaplama yaptığımızı göstermiştir.
Paraşütler
Kurtarılacak unsurlarımız faydalık yük ve rokettir. Faydalı yük aviyonik sisteminde ve roket aviyonik sisteminde ortak
olarak güvenli iniş sonrası konumun belirlenmesinde kullanılmak üzere GPS Alıcısı (Neo-6M), kurtarılacak unsurlarımız ile yer istasyonu arasında bilgi akışını gerçekleştirecek Haberleşme Modülü (Xbee Pro SX868), kurtarılacak unsurlarımızın hızlarını ve düzlemsel eğilimlerini ölçmede kullanılacak İvme Ölçer (MPU6050), ve son olarak kurtarılacak unsurlarımız uçuşlarını tamamladıklarında yakın mesafeden bulunmalarında kullanılacak Buzzer mevcuttur. Ayrıca faydalı yük aviyonik sisteminde basıç ve sıcaklık verileri kullanılarak faydalı yük irtifasını belirlemek için Basınç-Sıcaklık Sensörü (BMP280), roket aviyonik sisteminde ise yine aynı amaçla kullanılmak üzere Basınç-Sıcaklık Sensörü (BMP180) bulunur.
Faydalı Yük Aviyonik Sistem
Roket Aviyonik Sistem
GPS Alıcısı (Neo-6M)
Basınç-Sıcaklık Sensörü (BMP280)
Haberleşme Modülü (Xbee Pro SX868)
İvme Ölçer (MPU6050) Buzzer
Basınç-Sıcaklık Sensörü (BMP180)
Kurtarma Sistemi Testler
Logosu
Kurtarma Sistemi testleri 3 ana testten oluşmaktadır.
Yanmaz kumaşa yanma testi; Hacettepe Üniversitesi Makine Mühendisliği Bölümünde yapılacaktır. Yanmaz kumaş pürmüz
çakmak ısısına maruz bırakılacaktır ve yanıp yanmadığı, yanıyorsa kaç derecede yandığı kayıt edilecektir. Saptanan yanma derecesi analiz edilip mevcut yanmaz kumaşın kara barutlu kurtarma sistemine olan uyumuna bakılacaktır gerekirse daha güölü bir
malzeme tayin edilecektir.
Paraşüt açma testi; Hacettepe Üniversitesi Makine Mühendisliği Bölümünde yapılacaktır. Farklı boyutlardaki her bir paraşüt, rokete nasıl koyulması planlanıyorsa aynı mekanizmada katlanılıp yüksekten atılacak ve paraşütlerin havada açılıp açılmadığı kontrol edilecektir. Aynı zamanda paraşüt üretiminde seçtiğimiz malzemenin (Ribstop Nylon Kumaş) dayanıklılığı da test edilecektir. Başarılı olunamazsa gerekli analizler yapılıp yöntem değişikliğine gidilecektir.
Şok kordonuna çekme testi; Hacettepe Üniversitesi Makine Mühendisliği Bölümü Malzeme Laboratuvarında yapılacaktır. Test, bilgisayar kontrollü bir makinaya bağlanan numunenin farklı statik yükler uygulanarak, doğrusal yönlerde kuvvetlere dayanımının ölçülmesi ve sonuçların kaydedilmesi ile gerçekleştirilecektir. Test çıktıları olan mukavemet, uzama ve elastisite değerleri
sayesinde, malzemenin daha önceden hesaplanmış olan statik yük ve streslere dayanımı ile ilgili sonuçlar elde edilebilecektir.
Sonuçlar, mevcut şok kordonunun kara barutlu ayrılma sisteminde kullanımına uygunluğu hakkında önemli bir fikir verecektir.
İstediğimiz sonuçları gözlemleyemediğimiz takdirde testleri tekrar tekrar gerçekleştirmeyi hedefliyoruz. O nedenle tüm testlere 21/05/2021 Cuma günü başlanılması planlanmaktadır.
Faydalı Yük Mekanik Görünüm (1/2)
Faydalı Yük Mekanik Görünüm (2/2)
Faydalı Yük - Detay (1/2)
Faydalı Yük
Özellikler Açıklama
Kütle 4009.87 gr Üzerindeki aviyonik ve diğer bileşenler kütleye dahildir.
Yükseklik 160 mm
Çap 120 mm faydalı yük çapı roket çapına göre belirlenmiştir.
Malzeme Çelik Yoğunluğundan dolayı çelik seçilmiştir.
Üretim Şekli
Talaş
Kaldırma,torna ve lazer kesim
üst ve alt parçalar için torna, yan parçalar için lazer kesim
kullanılacaktır.
İşlev - Faydalı yükün işlevi
bulunmamaktadır.
• Faydalı yükümüzün boyu kütleyi sağlayabilmek için 165 mm den 160 mm düşürülmüştür. Ayrıca iniş esnasında hasar almaması için kapakçık tasarlanmış ve istenilen kütleye ulaşmak için dış tasarımında bazı değişiklikler yapılmıştır.
• Faydalı yükümüzün detaylı görünümü ve Solidworks programı üzerinde hazırlanan montaj videosu linktedir: https://youtu.be/44sUgHQ2wy8
• Faydalı yük roket apogee noktasına ulaştıktan sonra kara barut yardımıyla roketten ayrılacaktır. Faydalı yüke bağlanan paraşüt yardımıyla yere güvenli iniş sağlayacaktır. Faydalı yük üzerindeki aviyonik sistemde bulunan GPS ve sensörler yardımıyla iniş aşamasının tamamı yer istasyonundan takip edilebilecektir. Gene aviyonik sistem yardımıyla faydalı yükün konumunu anlık olarak takip ederek faydalı yükü bulunması planlanıyor. Hava ve Zemin koşulları bulma işleminin süresini uzatabilmektedir.
Faydalı Yükün Mekanik Özellikleri
Density 7300 Kg/s
Yield Strength 241.27 MPa
Tensile Strength 448.08 MPa
Elastic Modulus 190000 MPa
Poisson's Ratio 0.26
Shear Modulus 78000 MPa
Thermal Conductivity 0.38 W/(m.K) Spesific Heat (Cp) 440 J/(Kg.K)
Faydalı Yük – Detay (2/2)
Faydalı Yüke Ait Elektronik Sistem
Kullanılan Malzemeler Model Adı Boyut Açıklama
Mikro Denetleyici STM32F100C8T6B 7x7mm Tasarladığımız sistemin ana bilgisayarı olarak
kullanılacaktır.
GPS Alıcısı Neo-6M 25x35x3 mm Faydalı yükün konumunun belirlenmesini
sağlamakta kullanılacaktır.
Basınç, Sıcaklık Sensörü BMP180 14x12 mm Faydalı yükün yüksekliğinin belirlenmesinde
kullanılacaktır.
Haberleşme Modülü Xbee Pro SX868 27x33x9 mm Faydalı yük ile yer istasyonu arasında
haberleşmeyi sağlayacaktır.
İvme Ölçer (Cayro Modülü) MPU6050 30x30x1 mm Faydalı yükün hızını ve düzlemsel eğimini
ölçmekte kullanılacaktır.
Anten ANT-868-PW-QW-UFL 84 mm Faydalı yük ve yer istasyonu arasındaki sinyal
iletimini sağlamakta kullaılacaktır.
Buzzer RLE2F06-4585 23mmx10mm Faydalı yük iniş yaptıktan sonra yakın mesafeden
roketin bulunmasında kullanılacaktır.
Güç Kaynağı ProFuse Li-Po (450mAh) 45 x 23 x 23 mm Sisteme güç sağlamak için kullanılacaktır.
Faydalı Yük Bilimsel Görev
• Faydalı yükün herhangi bir bilimsel görevi bulunmamaktadır.
Aerodinamik & Termal Analiz
Analiz Girdileri Açıklama
Giriş Hızı 280m/s
Laminar akış için sınır(N.Ş.A.'da) olan 0.8 Mach değerlerini yakalamak adına
280m/s'de analiz yapılmıtır.
Atmosfer Koşulları Deniz Seviyesi Atmosfer Koşulları
Atmosfer koşulları, kritik hız değerinde analiz yapıldığından, sabit
tutulmuştur.
Akış Tipi Laminar -
Akışkan Tipi İdeal Gaz Akışkan'ın İdeal Gaz olduğu
varsayılmıştır.
Çıkış Basıncı Gösterge Basıncı -
Cisim Kayma Koşulu Serbes Kayma Cismin, "free slip" yüzeye sahip olduğu varsayılmıştır.
Duvar Kayma Koşulu Kaymaz -
Mesh Boyutu 153.86mm (Standard)
Mesh boyutu, program tarafından oluşturulmuş ve beklenene yakın
sonuçlar elde edilmiştir.
Mesh Geometrisi Kare Mesh geometrisi, roket geometriden
dolayı square olarak belirlenmiştir.
Aerodinamik & Termal Analiz
• İlgili görselde görüldüğü üzere akıştan dolayı oluşan basıncın en fazla etkilediği komponent burundur ve bu beklenmektedir. Roketin diğer komponenetleri üzerinde de beklenmedik bir basınç göstergesine rastlanmamıştır ve bu analizden elde edilen veriler FEM analizde kullanılacaktır.
• İlgili görselde gösterilen roket üzerindeki akışa bakıldığında roketin arkasında vortexler oluşmuştur. Bu beklenen bir durumdur. Akışın düzenli olduğu gözlemlenmiştir.
Analiz İsmi Program Tarih DRM
Basınç Rejimleri Analizi ANSYS CFX 27.04.2021
Akış Rejimi Analizi ANSYSCFX 04.05.2021
Burun Konisi Analizi ANSYSCFX 10.02.2021
Kanatçık Analizi ANSYSCFX 12.02.2021
Sürükleme Katsayısı Analizi (3DOF Model)
ANSYSFLUENT 22.05.2021
Aviyonik Mekanik Görünüm
Ana aviyonik sistem Yedek aviyonik sistem
Aviyonik – Özet
Ana ve yedek aviyonik sistem tamamen özgün tasarım içermektedir. Kullanılan tüm komponentler hesaplamalar doğrultusunda temin edilmiştir. PCB tasarımı Altium Designer yazılmı üzerinde özgün şekilde tasarlanmıştır.
Ana sistem ile yedek sistem arasında daimi haberleşme sağlanmıştır.
Algoritmalar tamamen ekibimiz tarafınca tüm kontroller sağlanarak yazılmıştır.
Ana sistemde kurtarma sistemini tetiklemek için GPS ve İvme sensörü kullanılacaktır.
Yedek sistemde kurtarma sistemini tetiklemek için Basınç (Altimetre) sensörü bulunmaktadır.
Ana Aviyonik – Detay/1
Devre Elemanları:
Kullanılan Malzemeler Model Adı Seçim Kriteri Açıklama
Mikro Denetleyici STM32F100C8T6B UART, SPI ve I2C protokollerini
desteklemesi 72 MHz ile gereken hızı sağlar.
Tasarladığımız sistemin ana bilgisayarı olarak kullanılacaktır.
GPS Alıcısı Neo-6M Roket tespiti için 2.5m'ye kadar hassasiyete sahiptir.
Roketin konumunun belirlenmesini sağlamakta kullanılacaktır.
Basınç, Sıcaklık Sensörü BMP180
Boyutunun küçük olduğu ve rakiplerine göre daha hassas ölçüm yaptğı için
seçildi.(0.12hPA)
Roketin yüksekliğinin belirlenmesinde kullanılacaktır.
Haberleşme Modülü Xbee Pro SX868 14.5 km'ye kadar veri aktarabilmektedir.
(2.1 dBi anten ile)
Roket ile yer istasyonu arasında haberleşmeyi sağlayacaktır.
İvme Ölçer (Cayro
Modülü) MPU6050 Toplam 6 eksende ölüm yapabilmektedir. Roketin hızını ve düzlemsel eğimini ölçmekte kullanılacaktır.
Buzzer RLE2F06-4585 Günümüzde martkette en kolay bulunan üründür.
Roket iniş yaptıktan sonra yakın mesafeden roketin bulunmasında kullanılacaktır.
Güç Kaynağı ProFuse Li-Po (450mAh) Boyut ve pil ömrü devremiz için uygundur. Sisteme güç sağlamak için kullanılacaktır.
Regülatör Modülü 12->3.3&5 Regülatör devresinin sadeleştirilmesi için seçildi.
Komponentler için gerekli volt değerleri üretilecektir.
Ana Aviyonik – Detay/2
Sistem Blok Diyagramı & Kart Tasarımı:
Ana aviyonik bilgisayarının elektronik kart üretimi için JLCPCB firmasına gerber dosyasını göndereceğiz. Bu firma hali hazırda en ucuz çözümü sunan ve kaliteli üretim yapan firmadır.
Kart 2 katmandan oluşuyor. Alt katman sadece toprak için ayrıldı. Üst katmanda ise sonraki slaytta görülebileceği gibi bakır yollar çizildi.
Kartın kalınlığı 1.6mm olacak ve karttaki en küçük delik çapı 0.3mm olacak. Belirttiğimiz firma bu ölçülerde üretim yapabiliyor. Kartın işlevselliği göz önünde bulundurularak olası hatalar için 5 adet kart sipariş edilecek.
Ana Aviyonik – Detay/2
Sistem Blok Diyagramı & Kart Tasarımı:
1- Ana aviyonik sistemi rampaya taşınmadan önce aktif hale getirildikten sonra düşük güç modunda çalışmasına devam edecektir.
2- Roket atış işlemine başlanacağı sırada, yer istasyonundan verilerin komut ile roketin ana aviyonik sistemi normal çalışma moduna geçecektir. (Komut telemetri ile aktarılacaktır)
3- Normal moda geçen roketten anlık olarak GPS ve eğim bilgileri anlık olarak yer istasyonuna telemetri ile belirli aralıklarla gönderilecektir.
4- Roket uçuş esnasında irtifa hesabını GPS sensöründen aldığı veriler roketin irtifası olarak ele alınacaktır. Eğer veriler tahmini veriler ile uyuşmuyorsa yedek aviyonik sistemdeki basınç sensöründen verilerin alınması sağlanacaktır. Yedek aviyonik sistemden dönen veriler tahmini veriler ile uyuşmazsa tahmini veriye en yakın sonuç hesana katılacaktır.
5- Roketin tepe noktasının tespiti paraşütün açılmasını için doğru zamanın geldiğini bildirmektedir, dolayısıyla tepe noktasının doğru bir şekilde tespit edilmesi gerekmektedir. Bu tespit işlemini ivme sensöründen hesapladığımız yer değiştirme ve GPS sensöründeki verileri ortak okuyarak sağladık. Maksimum irtifaya ulaşan roketin uç kısmının belirlenen eğimi almasının ardından, ki bu eğim yine ivme sensörünün içerisinde bulunan jiroskop sayesinde hesaplanmaktadır.
Sonrasında birincil paraşütün açılması için gerekli ateşleme sinyali verilmektedir.
6- Roket serbest düşüş esnasında da verileri aktarmaya devam etmektedir, bu esnada çıkış esnasında kullanılan algoritmadaki yöntem ile belirlenen irtifada ikincil paraşüt açılıp roketin yere sağlıklı şekilde inmesi hedeflenmiştir.
Algoritma :
Ana Aviyonik – Detay/3
Ana Aviyonikte Donanımsal Filtreleme;
1- Güç kaynağının stabil şekilde voltaj ve akım sağlaması için kondansatörlü güç regülatörü devresi tasarlandı.
2- Sensörlere ekstra olarak kapasitör eklendi bu sayede sensörler de bireysel olarak stabil veri sağladı. (Bypass kapasitörleri) 3- PCP yolları üzerindeki kapasitans değerleri standartize edildi.
4- Ana aviyonik kısmı yansıtıcı alüminyum kaplama ile kaplanarak sıcaklığı korunmaya çalışıldı.
Ana Aviyonikte Yazılımsal Filtreleme;
1- Sensörlerden alınan tüm verilerin ortalaması alınarak sensörlerden meydana gelen ani değişimlerin hesaplamayı olumsuz etkilemesinin önüne geçilmiştir.
2- Bir sonraki verilerin tahminine dayalı ve ortalama hesabına göre çok hızlı yanıt dönen Kalman filtresi kullanıldı. Bu filtre ile veriler çok daha düzgün ve stabil şekilde gelmeye başladı.
3- Tüm bu filtremele işlemlerinin üstesinden rahatlıkla kalkabilecek bir mimari olan ARM mimarili güçlü mikrokontrolcüler kullanıldı.
Veri Filtreleme Detayları:
Ana Aviyonik – Detay/3
Yedek Aviyonik – Detay/1
Kullanılan Malzemeler Model Adı Seçim Kriteri Açıklama
Mikro Denetleyici STM32F101C8T6 UART, SPI ve I2C protokollerini desteklemesi 100 MHz ile gereken hızı sağlar.
Tasarladığımız sistemin ana bilgisayarı olarak kullanılacaktır.
GPS Alıcısı Neo-6M Roket tespiti için 2.5m'ye kadar hassasiyete sahiptir.
Roketin konumunun belirlenmesini sağlamakta kullanılacaktır.
Basınç, Sıcaklık Sensörü BMP280
Boyutunun küçük olduğu ve rakiplerine göre daha hassas ölçüm yaptğı için
seçildi.(0.15PSI)
Roketin yüksekliğinin belirlenmesinde kullanılacaktır.
Haberleşme Modülü Xbee Pro SX 868 14.5 km'ye kadar veri aktarabilmektedir.
(2.1 dBi anten ile)
Roket ile yer istasyonu arasında haberleşmeyi sağlayacaktır.
İvme Ölçer (Cayro Modülü) MPU6050 Toplam 6 eksende ölüm yapabilmektedir. Roketin hızını ve düzlemsel eğimini ölçmekte kullanılacaktır.
Güç Kaynağı ProFuse Li-Po (450mAh)
Günümüzde martkette en kolay bulunan üründür.
Roket iniş yaptıktan sonra yakın mesafeden roketin bulunmasında
kullanılacaktır.
Buzzer RLE2F06-4585 Boyut ve pil ömrü devremiz için uygundur. Sisteme güç sağlamak için kullanılacaktır.
Regülatör modülü 12->3.3&5 Regülatör devresinin sadeleştirilmesi için seçildi.
Komponentler için gerekli volt değerleri üretilecektir.
Devre Elemanları:
Yedek Aviyonik – Detay/2
Sistem Blok Diyagramı & Kart Tasarımı:
Yedek aviyonik bilgisayarının elektronik kart üretimi için JLCPCB firmasına gerber dosyasını göndereceğiz. Bu firma hali hazırda en ucuz çözümü sunan ve kaliteli üretim yapan firmadır.
Kart 2 katmandan oluşuyor. Alt katman sadece toprak için ayrıldı. Üst katmanda ise sonraki slaytta görülebileceği gibi bakır yollar çizildi.
Kartın kalınlığı 1.6mm olacak ve karttaki en küçük delik çapı 0.3mm olacak. Belirttiğimiz firma bu ölçülerde üretim yapabiliyor. Kartın işlevselliği göz önünde bulundurularak olası hatalar için 5 adet kart sipariş edilecek.
Yedek Aviyonik – Detay/2
Sistem Blok Diyagramı & Kart Tasarımı:
1- Yedek aviyonik sistemi rampaya taşınmadan önce aktif hale getirildikten sonra düşük güç modunda çalışmasına devam edecektir.
2- Roket atış işlemine başlanacağı sırada, yer istasyonundan verilerin komut ile roketin yedek aviyonik sistemi normal çalışma moduna geçecektir. (Komut telemetri ile aktarılacaktır)
3- Normal moda geçen roketin yedek aviyoniğinden anlık olarak basınç ve irtifa bilgileri anlık olarak yer istasyonuna telemetri ile belirli aralıklarla gönderilecektir.
4- Roket uçuş esnasında irtifa hesabını basınç sensöründen aldığı veriler roketin irtifası olarak ele alınacaktır. Yedek aviyonik sistemden dönen veriler tahmini veriler ile uyuşmazsa tahmini veriye en yakın sonuç hesaba katılacaktır.
5- Roketin tepe noktasının tespiti paraşütün açılmasını için doğru zamanın geldiğini bildirmektedir, dolayısıyla tepe noktasının doğru bir şekilde tespit edilmesi gerekmektedir. Bu tespit işlemini yedek sistemde altimetre verilerini okuyarak sağladık.
6- Roket serbest düşüş esnasında da verileri aktarmaya devam etmektedir, bu esnada yedek aviyonikteki çıkış esnasında kullanılan algoritmadaki yöntem ile belirlenen irtifada ikincil paraşüt açılıp roketin yere sağlıklı şekilde inmesi hedeflenmiştir.
Algoritma :
Yedek Aviyonik – Detay/3
Yedek Aviyonikte Donanımsal Filtreleme;
1- Güç kaynağının stabil şekilde voltaj ve akım sağlaması için kondansatörlü güç regülatörü devresi tasarlandı.
2- Sensörlere ekstra olarak kapasitör eklendi bu sayede sensörler de bireysel olarak stabil veri sağladı. (Bypass kapasitörleri) 3- PCP yolları üzerindeki kapasitans değerleri standartize edildi.
4- Yedek aviyonik kısmı yansıtıcı alüminyum kaplama ile kaplanarak sıcaklığı korunmaya çalışıldı.
Yedek Aviyonikte Yazılımsal Filtreleme;
1- Sensörlerden alınan tüm verilerin ortalaması alınarak sensörlerden meydana gelen ani değişimlerin hesaplamayı olumsuz etkilemesinin önüne geçilmiştir.
2- Bir sonraki verilerin tahminine dayalı ve ortalama hesabına göre çok hızlı yanıt dönen Kalman filtresi kullanıldı. Bu filtre ile veriler çok daha düzgün ve stabil şekilde gelmeye başladı.
3- Tüm bu filtremele işlemlerinin üstesinden rahatlıkla kalkabilecek bir mimari olan ARM mimarili güçlü mikrokontrolcüler kullanıldı.
Veri Filtreleme Detayları:
Yedek Aviyonik – Detay/3
Ana – Yedek Aviyonik
Ana – Yedek Aviyonik Bilgisayar Arasındaki Geçiş:
1- Ana aviyonik ile yedek aviyonik arasında kurulu olan SPI haberleşme protokolü ile devamlı bir iletişim kurulması hedeflendi. Bu sayede roketin rampaya konulması anından, roketin kurtarılması anına kadar yedek sistem daimi olarak hazır şekilde bekletildi.
2- Ana aviyonik sistem kendi üzerinde bulunan sensörlerden aldığı verilerde uyumsuzluk tespit ettiği an yedek sisteme uyumsuzluğun kaynaklanığı sensor/sensörler ile alakalı hata kodu yollar. Bu hata kodunu alan yedek sistem, kaynaklanan hatayı kendisine direkt olarak bağlı olan sensörlerden düzeltmeye çalışır.
3- Yedek aviyonik sistem kendisine direkt olarak bağlı olan sensörlerden aldığı veriyi SPI protokolü ile ana sisteme yollar. Ana sistem aldığı veriyi kendi fonskiyonlarında kullanarak uçuş için gerekli hesaplamaları sağlar.
Aviyonik/İletişim
İletişim:
Yer istasyonu ve roket arasındaki haberleşme için alıcı-verici ve anten tercihi için XBee markalı ürünler incelendi. XBee markasına yönelinmesinin en büyük sebebi geçmiş senelerdeki takımların daha çok XBee kullanması ve bu sebeple çok fazla kaynağa sahip olunmasıdır. Orta irtifadan katılacağımız roketimiz yaklaşık
olarak 3000 metre yüksekliğe çıkacaktır. Bu sistem için önce XBee Pro ürünü tercih edildi. Fakat sonrasında
“Data Sheet” değerleri ve satış yapan siteler incelendiğinde tutarsızlıklar fark edildi. Bu nedenle “XBee SX 868”
alıcı-verici olarak tercih edildi. Bu iletişim modülü 868 MHz (ISM Bandı) frekansında ve UART, SPI protokolünü kullanarak çalışır. İletişim modülümüz için kullanılacak anten ise u.fl bağlantısına sahip anten seçimi proje için
yeterlidir.
XBee SX 868 iletişim modülü 2.4-3.6 V ile çalışır, UART protokolüyle 921 Kbps hıza sahiptir ve bu iletişim hızı bizim için fazlasıyla yeterlidir. 13 dBm lik güç iletimi yapmaktadır ve alıcı kısmında ise -106 dBm’ e kadar olan tüm sinyalleri algılayabilmektedir. Tüm bunların yanında XBee SX 868 modülün seçimindeki temel etken ise 14.5
km. menzili ile tüm mesafe sorunlarını ortadan kaldırmasıdır.
XBee SX 868 iletişim modülünün pogramlanabilmesi ve bilgisayar ile kablosuz iletişimi için ise XBee Grove geliştirme kiti, ürününü seçtik.
Yer İstasyonu:
• Yer istasyonu ile roketimizin haberleşmesinde u.fl bağlantısına sahip bir anten tercih edilmesi gerekmektedir veya bir ara bağlayıcı kullanılmalıdır. Biz ara bağlayıcı kullanmak istemediğimiz için u.fl bağlantısına sahip olan antenler arasında araştırma yaptık ve 868 MHz frekansında çalışan “ANT-868-PW-QW-UFL” antenini tercih ettik. Antenimizin temel özellikleri kablolu olması, çubuk anten tipine ve 1.6 dBi gaine sahip olmasıdır. Anten tercihinde fiziksel özellikleri oldukça önemlidir çünkü anteni düzgün konumlandırmak iletişim açısından
oldukça önemlidir. Bu yüzden kablolu ve çubuk anten tipine sahip olması büyük avantajlar getirmektedir. Aynı zamanda direkt Merkez frekansı bizim çalışma frekansımız olan 868 MHz olması VSWR gibi parametrelerini de efektif olduğu bölgede kullanma imkanı sağlamaktadır. VSWR oldukça önemli bir parametredir çünkü antenimize gönderilen voltajın ne kadarının geri yansıdığı ve ne kadarının iletildiğiyle doğrudan alakalı bir parametredir.
Aviyonik/Yer İstasyonu
Aviyonik/Yer İstasyonu
Roketimiz ile yer istasyonumuz arasındaki mesafe yapılan hesaplara göre yaklaşık olarak maksimum 3km olacaktır. Bu mesafede sinyalimiz -106 dB güç kaybı yaşayacaktır. Aşağıda yapılacak olan güç hesabı için 3km, alıcı-verici voltajı 3.6V ve her hangi kötü hava durumu olmaması durumu için hesap yapılmıştır.
İletişim modülü kazancı+ Verici Anten Kazancı +Alıcı Anten Kazancı +Yol kayıpları- Alıcı Hassasiyeti > 0 1.3 dBm + 2.1 dBi + 2.1 dBi - 106 dB + 106 = 17.2 dB > 0
Yukarıda verilen tüm değerlerin hesabında denklem olarak 10log (Pout/Pin) kullanılmıştır. Bu sebepten 17.2 dB bizim için ideal koşullarda iletilen gücün, istenen gücün 52.48 katı olması anlamına gelmektedir.
Yer İstasyonu:
Aviyonik Testler
Algoritma ve aviyonik sistem testi:
Sensörler ve kontrolcüler bireysel olarak kontrolcü ile iletişim kuracaktır, alınan verilerin doğruluğu sensör bazında değerlendirilecektir.
Sensörler ve kontrolcüler bireysel olarak stres altında test edilerek, alınan değerlerin doğruluğu kıyaslanacaktır.
Sensörler ve kontrolcüler prototip üstünde ortak olarak entegre edilelerek alınan veriler değerlendirilecektir.
Sensörler ve kontrolcüler prototip üstünde ortak olarak stres altında test edilip, veriler değerlendirilecektir.
Sistem yüksekten bırakılarak serbest düşme esnasında veriler yer istasyonunda gözlemlenecektir.
Serbest düşme esnasında yer istasyonu ile olan iletişimde sorunların olup olmadığı saptanacaktır.
İletişim testi:
Testimiz, gerekli olanaklar sağlandığında okulumuzda Hacettepe Üniversitesi Beytepe Kampüsü'nde yapılacaktır.
Açık alanda yer istasyonu olarak bilgisaya bağlanmış bir adet haberleşme modülü,Xbee SX 868, kullanılacaktır.
Modulümüz FTDI seri haberleşme modülü ile bilgisayarın USB portlardından birine bağlı olacaktır.
Diğer aynı model 1 adet haberleşme modülü önceden belirlenmiş verileri sırasıyla ve gönderilecek olan verinin gönderildiği
zamanı alıcıya iletecektir. Alıcının bu verileri sırasıyla ve doğru şekilde algılaması gerekmektedir. Okulda test olanağı sağlandığında açık alanda menzil ve uzaklık/iletişim kalitesi test edilebilecektir, sağlanamazsa test edilmeyecektir.
Burun Konisi Mekanik Görünüm
Burun Konisi – Detay 1/2
• [1] The Descriptive Geometry of Nose Cone, Gary A. Crowell Sr., 1996
• Roket uçuş hızı Mach 0.8 değerinin altında olacağı için burun konisi geometrileri büyük bir fark yaratmamaktadır. Bu sebepten, geometri belirlenirken farklı kaynaklardan edinilen bilgi doğrultusunda en düşük sürtünme katsayısı
değerlerinden birine sahip olan[1] Parabolik geometri olarak belirlenmiştir.
• 𝑦 = 𝑅 ∗ 2∗
𝑥
𝐿 −𝐾′∗(𝑥
𝐿)2
2−𝐾′ , 0 ≤ 𝐾′ ≤ 1 formülü, parabolik burun konisi tasarımında kullanılmaktadır. Bu formülde, 𝐾′ «1» değerini aldığında parabolik koni elde edilmektedir. Formüllerde kullanılan değişkenler yukarıdaki tabloda gösterilmiştir.
Burun Konisi
Uzunluk(mm) 300
Çap(mm) 135
Omuz Uzunluğu(mm) 202,5
Omuz Çapı(mm) 130
Et Kalınlığı(mm) 3
Parametre Açıklama
R Burun Konisi Taban Yarıçapı
x Bağımlı Değişken
L Burun Konisi Uzunluğu
y Burun Konisinin Bir Yarısı İçin Yükseklik
K’ Parabol Parametresi, "1"
Burun Konisi – Detay 2/2
• *Karbon Fiber için verilen değerler örnek değerler olup proje kapsamında kullanılacak Karbon Fiber için gerçek değerler testlerden sonra belirlenecektir.
• Burun Konisi malzemesi seçiminde, hafif ve aynı zamanda dayanıklı olması adına Alüminyumdan vazgeçilip, seçim Karbon Fiber olarak güncellenmiştir.
• Üretim aşamasına geçilmeden önce, farklı dağılım, konsantrasyon ve yönelimde Karbon Fiberler mekanik testlere sokulacak, üretilecek Karbon Fiber konfigürasyonu test sonuçlarına göre belirlenecektir. Dolayısıyla seçilen konfigürasyon, üretim yöntemi seçimini de etkileyecektir.
Malzeme Yoğunluk Young Modülü Çekme Dayanımı Kesme Dayanımı Esneklik Modülü
Karbon Fiber* 1.76 g/cm3 70 Gpa 0.8-2.3 GPa 125 Mpa 230 GPa
Üretim Yöntemi Açıklama
El Yatırma
El Yatırma yöntemi, serim ile Karbon Fiber üretim yöntemlerinden bir tanesidir. Öncesinde üretilmiş kalıp içerisinde reçine ve liflerin birleştirilmesiyle gerçekleştirilen bir kompozit üretim yöntemidir. Üretim hassasiyeti değişken olup kompozit için görece ucuz bir yöntemdir.
Alternatif Üretim Yöntemi Açıklama
Püskürtme Öncesinde üretilmiş kalıp içerisinde reçine ve liflerin, Püskürtme Makinası yardımı ile püskürtülerek birleştirilmesiyle gerçekleştirilen bir kompozit üretim yöntemidir. Üretim hassasiyeti diğer yönteme göre görece daha fazla olup maliyeti de daha fazladır.
Kanatçık Mekanik Görünüm
Kanatçık – Detay 1/2
• Aşağıdaki şekilde roket kanatçıkları için farklı geometri opsiyonları görünmektedir. Farklı geometriler, oluşturabildikleri
sürtünme kuvvetleri ve stabiliteye olan etkileri için değerlendirilmiştir. Bu kapsamda, kanatçık ağırlığı ve yüzey alanı açısından optimum geometri olarak «Tapered Swept»[1] olarak adlandırılan geometri seçilmiştir.
• Statik stabilite ile beraber hava sürtünmesini mümkün olduğunca dengeli tutmak adına «4» kanatçıklı roket konfigürasyonu tercih edilmiştir.
• Kanatçığa ait geometri verileri yukarıdaki tabloda gösterilmiştir.
Kanatçık(4 Adet) Kanatçık Birleşim Noktası
Üst Uzunluk(mm) 43,3 Uzunluk(mm) 150
Alt Uzunluk(mm) 130 Yükseklik(mm) 20
Yükseklik(mm) 130 Et Kalınlığı(mm) 2
Açı 45®
Et Kalınlığı(mm) 2
• [1] Effects of Different Fin Shapes on Apogee and Stability of Model Rockets, 2019 9th International Conference on Recent Advances in Space Technologies (RAST)
Kanatçık – Detay 2/2
Kanatçık
Malzeme Yoğunluk Akma Dayanımı Çekme Dayanımı Kesme Dayanımı Elastisite Modülü
2024 Alüminyum 2.78 g/cm3 345MPa 483 Mpa 285 Mpa 73.1 Gpa
Bağlantı Elemanarı
Civata Geometrisi Akma Dayanımı Çekme Dayanımı
Mercimek Başlı 900 Mpa 1000 Mpa
• Kanatçık için malzeme seçimi yapılırken, havacılık sektöründe kullanılan Alüminyum tipleri araştırılmış, ulaşılabilir ve gerekli mekanik özelliklere sahip 2024 serisi Alüminyum seçilmiştir.
• Bağlantı elemanları belirlenirken, akış rejimine en az etkiye sahip olan Mercimek Başlı geometriye sahip 10.9 kalite kodlu cıvata seçilmiştir
• Üretim yöntemleri, üretim hassasiyeti ve ekonomik çıktılar göz önünde bulundurularak belirlenmiştir.
Üretim Yöntemi Açıklama
CNC Lazer Kesim
CNC Lazer Kesim, bilgisayar destekli ve istenilen geometride bir sac işlemek için ideal fiyat-hassasiyet oranına sahip olduğu için tercih edilmiştir. Yukarıda belirtilmiş olan malzeme ham halde temin edilerek CNC Lazer Kesim ile istenilen geometrik özelliklere göre işlenecektir.
İşlenmek üzere temin edilecek sacın et kalınlığı 2mm olacaktır.
Isıl İşlem Isıl İşlem, malzemeye Kanatçık geometrisi verildikten sonra kanatçık sertliğinin arttırılması için yapılmasını planlanmaktadır.
Alternatif Üretim Yöntemi Açıklama
Giyotin Makas CNC Lazer Kesime erişim olmaması durumunda ham sac Giyotin Makas yardımı ile kesilerek istenilen geometri verilecektir. CNC Lazer Kesime göre çok daha düşük hassasiyete sahip bu yöntem alternatif üretim yöntemi olarak planlanmaktadır.
(YAPISAL) Mekanik Görünüm
Orta Gövde Orta Gövde
Motor Gövdesi Motor Gövdesi
Basınç Deliği
Basınç Deliği
Yapısal – Gövde Parçaları
Orta Gövde
Malzeme Tip Yoğunluk Çekme
Dayanımı
Elastisite Modülü Cam Elyaf
(Fiber Glass)
E 2.54 g/cm3 3448 MPa 72.4 GPa
Orta gövde yani aviyonik ve faydalı yükü bulunduran gövde de en önemli kriterlerden bir tanesi sinyal geçirgenliği olduğu için gereken dayanım özellikleri göz önünde bulundurularak Uzay ve roket
uygulamalarında kullanılan E tipi Cam Elyaf seçilmiştir.
Maliyeti düşük ve kolay olan bir yöntem olan gövde için kalıplar üretildikten sonra cam elyaf kumaşı reçine ile ısıtılarak elle serme yöntemi ile üretilecektir.
1150 mm
(Paraşütlerin kaplayacağı alan değiştiği için orta gövde uzatılmıştır.
Yapısal – Gövde Parçaları
Motor Gövdesi
Malzeme Yoğunluk Akma Dayanımı
Çekme Dayanımı
Kesme Dayanımı
Elastisite Modülü 2024
Alüminyum
2.78 g/cm3
345MPa 483 Mpa 285 Mpa 73.1 Gpa
Gereken dayanım ölçütlerine uygun, otomotiv ve havacılık gibi sektörlerde kullanılan ,kolay bulunabilen bir alüminyum olan 2024 serisi T3 ısıl işlem görmüş alüminyum seçilmiştir.
Maliyetleri düşürmek amacıyla uygun ölçülerde ham madde halinde boru profil tedarik edilip omuzluk için boşaltmalar talaşlı imalat yöntemleri olan torna ,kanatçık yuvaları için freze ile yapılacaktır.
1182,5 mm
(Motor ölçüleri değiştiği için uzatılmıştır.)
(Entegrasyon Gövdeleri vb.)
Entegrasyon Gövdeleri
Gövdeler arası entegrasyon, motor gövdesinde ve burunda bulunan omuzlukların orta gövdeye sıkı
geçmesi ile sağlanacaktır. Omuzluklar Şekillerde kırmızı ile belirtilmiş olup uzunlukları çapın 1.5 katı (202,5mm) olarak tasarlanmıştır. Detaylı ölçüleri Motor ve Orta gövde teknik
çizimlerinde bulunmaktadır.
(Entegrasyon Gövdeleri vb.)
Kanatçık Tutucu / Merkezleme Halkası
(Entegrasyon Gövdeleri vb.)
Malzeme Yoğunluk Akma
Dayanımı
Çekme Dayanımı Kesme Dayanımı
Elastisite Modülü
2024 Alüminyum 2.78 g/cm3 345MPa 483 Mpa 285 Mpa 73.1 Gpa
Gereken dayanım ölçütlerine uygun, otomotiv ve havacılık gibi sektörlerde kullanılan ,kolay bulunabilen bir alüminyum olan 2024 serisi T3 ısıl işlem görmüş alüminyum seçilmiştir.
Blok halinde temin edilen alüminyum talaş kaldırma yöntemlerinden torna ile istenilen çaplara getirildikten sonra freze ile boşaltmalar yapılacaktır.
Dairesel parçanın yüzeyine açılacak delikler divizör yardımı ile frezede açılacaktır..
Alüminyum borular yardımı ile merkezleme halkalarına tig kaynağı yapılan 1.kanatçık tutucu ve 2. kanatçık tutucu kanatçıklar ile birleştirildikten sonra motor gövdesine M5 civatalar ile montajlanır. Arkada bulunan Kanatçık tutucuda fatura bulunduğu için tam oturması beklenmektedir.
