TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI Kritik Tasarım Raporu (KTR) Sunuşu

TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI

Kritik Tasarım Raporu (KTR)

Sunuşu

Takım Lideri Zeynep Odacıl (11.Sınıf)

Atış Alanı Sorumlusu Hilal Tatlı

(11. Sınıf )

Atış Sorumlusu Zehra Saygılı ( 11. Sınıf)

Atış Sonrası Kurtarma Sorumlusu Nurefşan Mercan

(11. Sınıf)

Takım Danışmanı:

Okul Fizik Öğretmeni Erkut Daşgın

Erkan Özden Melike Bulur

(11. Sınıf)

Lejla Babasi (11.sınıf )

Kamile Yaşar (10. Sınıf )

Şeyma Şahin Elif Yalçın

(11. Sınıf)

Aviola Ismalaj (11. Sınıf) Melike Tursak

(10. Sınıf)

Ayşe Balcı (10. Sınıf)

Elif Yürük (9. Sınıf)

Xheni Fixha (11. Sınıf) Nazar Agas

( 10. Sınıf)

Öznur Akkuş Züleyha Gökçe

(9. Sınıf)

Stelina Driza (11. Sınıf)

Nergis Erdem Zeliha Gölcük

(10. Sınıf)

Adriana Qalliaj (11. Sınıf)

Samanta Ajazi (11. Sınıf) Kübra Aydın

(10. Sınıf)

Ayça Kocaman (10. Sınıf)

Sueda Babasi (11. Sınıf)

Amina Kurti

(11. Sınıf)

Mail adresi atesrokettakimi@gmail.com

YouTube Kanalı https://www.youtube.com/channel/UCx5CT_JHsELO5IdNFI-

FwrQ/

Solenoid Valf Kontrollü Ayrılma Sistemine Ait Üretim Aşamaları Ve Test Denemeleri Videosu

(Video liste dışıdır lütfen linki kopyalayarak erişiniz.)

https://youtu.be/OtnCABAEaQw

Solenoid Valf Kontrollü Ayrılma Sistemine Ait Test Videosu (Video liste dışıdır lütfen linki kopyalayarak erişiniz.)

https://youtu.be/6IftViJHSxQ

Aviyonik Sistem Test Videosu-1 (Easy Mini Altimetre Testi)

https://www.youtube.com/watch?v=_kP-Stq17bs

Aviyonik Sistem Test Videosu-2 (Entacore Aim USB Altimetre Testi)

https://youtu.be/_CE6ZQT5EEY

AutoDesk Flow Design- Basınç Analizi https://www.youtube.com/watch?v=cVPrSJ6ZDM0

Burun Konisi Açılma Testi https://www.youtube.com/watch?v=O0xogxZWa9w

Burun Konisi Düşme Testi https://www.youtube.com/watch?v=V-vWN0RZuqU

Ateş Roket

Roket Genel Tasarımı

Tahmin Edilen Uçuş Verileri ve Analizleri

Ölçü Yorum

Boy (metre): 2,12

Çap (metre): 0,102

Roketin Kuru Ağırlığı(kg.): 11,324

Yakıt Kütlesi(kg.): 1,369

Motorun Kuru Ağırlığı(kg.): 0,867

Faydalı Yük Ağırlığı (kg.): 4,010

Toplam Kalkış Ağırlığı (kg.): 13,559

İtki Tipi: KATI YAKIT

Ölçü Yorum

Kalkış İtki/Ağırlık Oranı: 7,38

Rampa Hızı(m/s): 32,2

Yanma Boyunca En az Statik

Denge Değeri: 1,72 cal

En büyük ivme (g): 10,6

En Yüksek Hız(m/s & M): 179

Belirlenen İrtifa(m): 1569

Marka : Cesaroni İsim: L990 Sınıf: L

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 991

Marka : Cesaroni İsim: K820 Sınıf: K

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 821.6

Motor Seçimleri

Motor bölmesi

Aviyonik Bölmesi

Burun Konisi Tailcone

Retainer

Kanatlar

• Uzunluk : 2,12 m

• Motor Dahil Toplam Ağırlık : 13,559 kg

• Dış Çap : 0,102 m

• 1- Burun Konisi

• 2- Burun Konisi Bulkhead’i

• 3-Faydalı Yük

• 4-Üçüncül Paraşüt

• 5-Birincil Paraşüt

• 6-Ana (İkincil) Paraşüt

• 7-Naylon Şok Kordonları

• 8-Aviyonik Sistem Ön Bulkhead’i

• 9-Aviyonik Sistem

• 10-Aviyonik Sistem Arka Bulkhead’i

• 11-Motor Merkezleme Halkaları

• 12-Kanatlar

• 13-AeroPack Tailcone Retainer

• 14- Solenoid Valf Kontrollü CO2 Sistemleri

1 2 3

7 7 7

4 5 6

7 7

10

8 9

11 11

11 12

13 14

14

BÖLÜM UZUNLUK

(cm)

Burun Konisi 32

Ön Kademe 53,5

Orta Kademe (Switch Band) 3,1

Arka Kademe 117

Tailcone Retainer 6,48

TOPLAM 212

Roketin Open Rocket’te yapılan tasarımı aşağıda verilmiştir:

Burun Konisi Ön Kademe Arka Kademe

Orta Kademe

Aviyonik Sistem Üçüncül

Paraşüt

Faydalı

Yük(Payload) Birincil

Paraşüt İkincil

Paraşüt

54 mm Motor Bölmesi

Kanatlar

Tailcone Retainer Orta

Kademe

Zaman(s) İrtifa (m) Hız (m/s)

Fırlatma

^{0 0 0}

Rampa Tepesi

^{0,014 6 32}

Burnout

^{2,9 320 175}

Zaman (s)

İrtifa (m) Hız (m/s)

Tepe Noktası

^{18,1 1569 0}

Paraşüt Açılması

^{18,1 1569 0}

edebilmek amacıyla Open Rocket’te roket 2 kademeliymiş gibi tasarım yapılmıştır. Roketten ayrılması öngörülen faydalı yük , burun konisi ve üçüncül paraşüt olarak adlandırılan faydalı yük ile burun konisini birlikte indirecek olan paraşüt ön kademeye alınmıştır. Bu işlem yapılırken roketin içerisindeki herhangi bir parçanın yeri değiştirilmeden CG değeri sabit tutulmuştur.

Faydalı yükün roketten ayrıldığını simüle edebilmek için burun konisinin bulunduğu kısımda 0 itki değerine sahip bir motor kullanılmıştır. Bu sayede Open Rocket’in kademeli bir roketteki gibi ‘’Stage Seperation’’ olarak adlandırılan ayrılmayı yapması sağlanmıştır. Yardımcı/Yükseltici Aşama olarak adlandırılan alt kademeye ise roketin geriye kalan tüm parçaları eklenmiştir ve yine bu parçaların da yerlerinde hiçbir değişiklik yapılmadan CG değeri tek kademeli rokettekiyle aynı tutulmuştur. Bu sayede faydalı yükün roketten ayrıldığı simüle edilmiştir. Eğer tek kademeli bir roket gibi simüle edilseydi gerçekçi simülasyonlar elde edilmeyecekti ve faydalı yükün roketten ayrıldığı hesaba katılmadığı için roket gerçekte iniş esnasında simülasyondakinden daha hafif olacaktı.

Yere çarpma hızı simülasyondakinden daha az olacaktı.

Faydalı Yükün Düşüş Hızı 7,59 m/s

Roketin Düşüş Hızı 7,37 m/s

Stabilite =

Roketin gövde çapı

CG=Burun ucundan itibaren 103 cm uzaklıkta CP=Burun ucundan itibaren 121 cm uzaklıkta

CP - CG

Statik Marjin

1,7 cal

Grafik, Open Rocketten elde edilen ‘’Flight Side Profile’’ grafiğidir.

Simülasyona rüzgar hızı 10 m/s olarak girilmiştir.

Üçüncül paraşüt ve birincil paraşütün açılması

Ana paraşütün açılması

Roketin Yere İnişi

• Kullanımı öngörülen G10 Fiberglass malzemeden imal edilen 4:1 Ogive burun konisinin Filament-Wound Fiberglasstan imal edilen 3:1 Ogive burun konisi ile değiştirilmesi.

• Kullanımı öngörülen 4:1 Ogive burun konisinin www.madcowrocketry.com adresinde stokta olmaması.

• 3:1 Ogive burun konisinin daha hafif olması ve roketin ulaştığı yüksekliğin hedeflenen değerde olmasını sağlaması

• Servo motor aracılığıyla aktive edilen CO2 tüpü içeren ayrılma sisteminin solenoid valf kontrollü ve 12g CO2 tüpü içeren bir sistem ile değiştirilmesi.

• Sistemi çalıştırabilecek güçte bir servo motorun temin edilmesinin zor olması ve servo motorlu sistemin kullanımına karar verilen Solenoid valfli sistemden çok daha ağır ve maliyetli olması

• Öncül Tasarım Raporu’nda belirtilen G10 Fiberglass malzemeden imal edilen motor mount’un yine aynı ölçülerdeki G12 fiberglass malzemeden imal edilen bir motor mount ile değiştirilmesi.

• G10 Fiberglass malzemeden imal edilen ve belirtilen ölçülerdeki motor mount’un www.madcowrocketry.comadresinde stokta olmaması.

• Kanatların küçültülmesi. • Ayrılma sistemlerinin planlanandan ağır olması sonucu roketin aviyonik bölmesinin

etrafındaki ağırlaşmaya bağlı olarak CG noktasının CP noktasından uzaklaşmış ve bununla birlikte stabilite değeri yarışma koşulları dışına çıkmıştır.Kanatların bir miktar küçültülmesiyle stabilite değeri dengelenmiştir.

• Motor montaj aşamasında kullanılacak olan 2,5 cm kalınlığındaki alüminyum motor merkezleme halkalarının 0,5 cm kalınlığındaki alüminyum motor merkezleme halkaları ile değiştirilmesi.

• Ayrılma sistemlerinin planlanandan ağır olmasıyla roketin ağırlaşması ve hedeflenen yüksekliğe çıkmamasıyla birlikte roketi hafifletmek amacıyla motor merkezleme halkalarının kalınlığı düşürülerek roket hafifletilmiş ve tekrardan hedeflenen yüksekliğe ulaşılması sağlanmıştır.

• Ana altimetre olan StratoLogger CF altimetrenin Entacore Aim USB altimetre ile değiştirilmesi.

• StratoLogger CF altimetrenin satışta olmaması.

ÜRÜN ADET KULLANILAN MALZEME AĞIRLIK(g )

BURUN KONİSİ 1 Filament-Wound Fiberglass 511

Burun Konisi Bulkhead’i 1 G10 Fiberglass 71

Burun Konisi İçerisinde Yer Alan GPS 1 150

¼’’ Mapa 4 Dövülmüş Çelik 38

ÖN GÖVDE 1 G10 Fiberglass 561

Burun Konisine Ait Naylon Şok Kordonu (100 cm)

1 Tubular Nylon (16g/m) 16 gram

36’’ Üçüncül Paraşüt 1 1.1 oz Ripstop Nylon 72 gram

Faydalı Yüke Ait Naylon Şok Kordonu (250 cm)

1 Tubular Nylon (16g/m) 40 gram

Faydalı Yük 1 Demir 4010 gram

36’’ Birincil Paraşüt (Sürüklenme Paraşütü) 1 1.1 oz Ripstop Nylon 72 gram Ayrılma Sırasında Ön Gövdeyi Birincil

Paraşüte Bağlayan Naylon Şok Kordonu (300 cm)

1 Tubular Nylon (16g/m) 48 gram

Orta Gövde(Switch Band) 1 G10 Fiberglass 36 AVİYONİK SİSTEM

Aviyonik Sistem Coupler’ı 1 G10 Fiberglass 243

Aviyonik Sistem Ön Bulkhead’i 1 G10 Fiberglass 71

Aviyonik Sistem Kızağı 1 Tahta 47

Aviyonik Bölmesi İçin Dişli Çubuklar 2 Alüminyum 45

Entacore Aim USB Altimetre 1 12.81

Easy Mini Altimetre 1 6.52

Aviyonik Sistem Arka Bulkead’i 1 G10 Fiberglass 71

9V Batarya 2 46

Kablolar ve bağlantılar 2 11

AVİYONİK TOPLAM AĞIRLIK 655

AYRILMA SİSTEMİ

Solenoid Valf 4 350

Ayrılma Sistemi Bağlantı Parçası 4 Alüminyum 50

CO2 Tüpü 4 20

Conta, somun ve vidalar 4 80

Gazın İletimini Sağlayan Hortum 4 10

1 AYRILMA SİSTEMİ TOPLAM AĞIRLIK 510

TOPLAM AĞIRLIK (MOTORSUZ) 11,323 kg

ARKA GÖVDE 1 G10 Fiberglass 1195

Arka Gövdeyi Ana Paraşüte Bağlayan Naylon Şok Kordonu (750 cm)

1 Tubular Nylon (16g/m) 120

84’’ Ana Paraşüt 1 Ripstop Nylon 357

Arka Gövdeyi Ana Paraşüte Bağlayan Naylon Şok Kordonu (305 cm)

1 Tubular Nylon (16g/m) 51,1

54 mm Motor Bölmesi 1 G12 Fiberglass 418,16

Motor Merkezleme Halkaları 3 Alüminyum 68,6

54 mm Tailcone Retainer 1 Alüminyum 126

Kanatlar 3 Karbonfiber 134

Ray Butonları 2 Alüminyum 7

• Kullanılan Malzeme: Filament-Wound Fiberglass

• Geometri: Ogive

• Burun Konisi Uzunluğu : 32 cm

• Burun Konisi Çapı: 10,2 cm

• Burun Konisi Shoulder Uzunluğu: 11cm

• Burun Konisi Shoulder Çapı: 9,91cm

• Toplam Uzunluk: 43 cm

• Kalınlık : 0,203 cm

• AĞIRLIK : 511 gram

3:1 OGIVE BURUN KONİSİ

• İçerisinde bulunan GPS sayesinde roketin

bulunup kurtarılmasına yardımcı olur.

ÖN GÖVDE

• Kullanılan Malzeme: G10 Fiberglass

• Uzunluk: 53,5 cm

• Kalınlık : 0,159 cm

• Dış Çap: 10,2 cm

• İç Çap: 9,91 cm

• AĞIRLIK: 561 g

• İçerisinde iki adet paraşüt, üç

adet naylon şok kordonu ve

faydalı yük bulunur.

ORTA GÖVDE (SWITCH BAND)

• Kullanılan Malzeme: G10 Fiberglass

• Uzunluk: 3,1 cm

• Kalınlık : 0,159 cm

• Dış Çap: 10,2 cm

• İç Çap: 9,91 cm

• AĞIRLIK: 36 gr

• Ön bölme ve arka bölme arasındaki bağlantıyı sağlayan ve altimetrelerin doğru şekilde çalışması için üzerinde 90 derecelik açıyla 4 adet delik

bulunduran yapıdır.

COUPLER

• Kullanılan Malzeme : G10 Fiberglass

• Uzunluk : 23 cm

• Kalınlık : 0,191 cm

• Dış Çap : 9,91 cm

• İç Çap : 9,52 cm

• AĞIRLIK : 253 gram

• İçerisinde bulunan aviyonik sistemi

barındırır. Roketin elektronik parçaları

couplerin içerisinde bulunur.

ARKA GÖVDE

• Kullanılan Malzeme: G10 Fiberglass

• Uzunluk: 117 cm

• Kalınlık : 0,159 cm

• Dış Çap: 10,2 cm

• İç Çap: 9,91 cm

• AĞIRLIK: 1195 g

• İçerisinde iki adet naylon şok kordonu ,

bir adet büyük paraşüt, 54 mm motor

bölmesi ve 3 adet motor merkezleme

halkası bulunur. Kanatlar ve ray butonları

bu bölüme montajlanacaktır. Arka

kısımda ise motorun hareketini önleyen

tailcone retainer bulunur.

54 mm MOTOR BÖLMESİ

^{54 mm •} Daha az alan kaplar.

• Daha hafif

• Motor alternatifi az

75 mm • Motor alternatifi

fazla

• Ağır

• Fazla alan kaplar.

Kullanımına Karar Verilen 75 mm motor bölmesi

• Uzunluk : 70 cm

• Kullanılan Malzeme:

• G12 Fiberglass

• İç Çap: 5,47 cm

• Dış Çap: 5,78 cm

• Kalınlık:0,159 cm

• AĞIRLIK:418,16 g

TAILCONE RETAINER

• Uzunluk:6,48 cm

• Kalınlık: 0,4 cm

• En geniş kısmının çapı: 10,2 cm

• En dar kısmının çapı: 6,6 cm

• Kullanılan Malzeme : Alüminyum

• AĞIRLIK: 126 g

• Uçuş esnasındaki sürtünmeyi azaltır ve roket motorunun uygun şekilde

montajlanmasını sağlar.

TRAPEZOIDAL KANATLAR

• Kullanılan Malzeme: Karbonfiber

• Adet: 3

• Alt Taban Uzunluğu: 29 cm

• Üst Taban Uzunluğu: 9,9 cm

• Yükseklik: 8,29 cm

• Kalınlık: 0,4 cm

• AĞIRLIK(3 Kanat Toplam): 402 g

bağlayarak ateşlemeden sorumludur. Atış sonrasında roketin parçaları Nurefşan Mercan sorumluluğunda GPS tracker yardımıyla bulunacak ve kurtarılacaktır.

Anlık alınan veriler, Entacore Aim USB uçuş bilgisayarının kendi hafızasında ve Altimeter

Two’da depolanacaktır.

Roket fırlatıldıktan sonra aviyonik sisteminin takibinde maksimum irtifaya ulaşır. Roket istenilen yüksekliğe ulaştığında kurtarma sistemi devreye girer. Faydalı yük ve burun konisi, hedeflenen irtifada roketin ön gövdesinden çıkan 36’’ büyüklüğündeki üçüncül paraşüt yardımıyla şok kordonları ile paraşüte bağlı şekilde roket gövdesinden ayrılır. Gövdenin geri kalan kısmı hedeflenen irtifada roketin ön gövdesinden çıkan 36’’ büyüklüğündeki birincil

paraşüt yardımıyla güvenli bir şekilde indirilirken roketin yere inmesine 500 m kala arka

gövdede bulunan 84’’ büyüklüğündeki ana (ikincil) paraşüt devreye girer ve arka gövdenin ayrılmasıyla ana paraşüt arka gövdeden şok kordonları ile birlikte çıkarak roketin güvenli bir şekilde ve parçalarına zarar gelmeden inmesini sağlar. Parçalar yere güvenli şekilde iner.

Burun konisinde bulunan GPS cihazı ile yük ve burun konisinin yeri belirlenir. Ayrıca gövdedeki GPS ile de roketin diğer bölümleri bulunur.

İlgili elektronik donanım biri ana biri yedek olmak üzere iki adet altimetre içerir ve her altimetre kendi 9V bataryasından güç alır. Ana altimetre Entacore Aim USB, yedek altimetre ise Altus Metrum Easy Mini olarak belirlenmiştir. Ana altimetre olan Entacore Aim USB Apogee olarak adlandırılan tepe noktaya ulaşıldığında solenoid valflere gazı serbest bırakmaları için sinyal gönderir ve gazın dışarı çıkmasını sağlar. Ardından yere inişe 500 m kala solenoid valflere tekrar sinyal gönderir ve bu kez ana paraşütün dışarı çıkmasını sağlar.

1569

500

0

Yükseklik(m)

Zaman(s)

18.3 84.2 213

edilmesi amacıyla uygun uzunlukta bir ray temin edilecek ve rokete monte edilmiş ray butonlarının raya düzgün şekilde yerleşip yerleşmediği test edilecektir. Bir tanesi CG ile CP noktasının ortasında diğeri ise motor bölmesinin olduğu kısımda olmak üzere iki adet ray butonu bulunacaktır.

Roketin hedeflenen irtifaya çıkması , planlanan ayrılmaların ve paraşüt açılmalarının olması ve roketin güvenli bir şekilde yere inişiyle kurtarma ekibi olarak belirlenen Zeynep Odacıl , Zehra Saygılı , Hilal Tatlı ve Nurefşan Mercan tarafından GPS yardımıyla alınan veriler sonucu roketten ayrılan burun konisi ve faydalı yükün nereye iniş yaptığının tespit edilmesinin ardından roketin kalan kısmının aviyonik bölmesinde bulunan altimetrelerin verdiği konum bilgisi yardımıyla bölümlerin paraşüt ile iniş yaptığı yerler belirlenecektir. Ardından kurtarma ekibinin sorumluluğunda roket güvenli bir şekilde bulunup kurtarılacaktır. Kurtarma stratejisi olarak ise en temel yöntemlerden biri olan 2 kişi roketi gözüyle takip ederek paraşütlerin açıldığı noktaları tespit edecek ve takımın temin ettiği basit bir pusuladan yardım alınarak roketin kaç derece açı ile atış noktasından düşüş yaptığı nokta basit bir şema şeklinde çizilecek ve bu şemadan yardım alınarak roketin düşüş yaptığı nokta bulunacaktır. Çizilen şemanın yetersiz kaldığı durumlarda ve çizilen şemanın desteklenmesi amacıyla burun konisinde yer alan GPS ve aviyonik bölmesinde bulunan ana ve

• GPS alıcı (GPS Receiver)

• RF Verici( XBee transmitter)

GPS alıcının görevi GPS uydularından aldığı sinyallerle konumu belirlemektir. XBee

transmitter’in görevi ise konum bilgisini kontrol masasındaki kişiye iletmektir.

XBee transmitter

GPS Receiver

Burun konisi bulkhead’i

• Digi Xbee Explorer USB ye yerleştirilir ve bilgisayara bağlanır.

• CoolTerm başlatılır ve Digi Xbee ye bağlanılır.

• Radyoyu yapılandırmak için bazı komutlar kullanılır.

Devreyi kablolamak için:

• Xbee adaptörü breadboard’a yerleştirilir. Ve güç kabloları birbirine bağlanır. Daha sonra Xbee adaptörünün VCC kısmını pozitif raya, toprak terminali kısmı negatif raya bağlanılır.

• Bataryanın pozitif ve negatif kablo uçları breadboard’a tutturulur.

• Pil takımı doğrudan toprak kısmına ve güç raylarına bağlanır.

• Pimlerin her biri sayısal ekranın bir bölümünü çalıştırır.

• Her biri Xbee’ deki dijital çıkışa bağlanır.

Son olarak Digi Xbee breakout kartına takılır ve batarya bağlanır.

Kapalı / Kentsel Menzil ： 10 Kbps: 2000 ft (610 m) ye kadar; 200 Kbps: 1000 ft (305 m) ye kadar

Dış / Görüş Hattı Aralığı ： 10 Kbps: 9 mil (14 km) kadar; 200 Kb / sn: 4 mil (6,5 km) (2,1 dB dipol antenlerle)

İletim Gücü sel Seçilebilir 24 dBm (250 mW) yazılım seçilebilir Alıcı Hassasiyeti ： -101 dBm @ 200 Kbps, -110 dBm @ 10 Kbps

Roket Alt Sistemleri

GEOMETRİ 3:1 Ogive

KULLANILAN MALZEME Filament- Wound Fiberglass

Öncül Tasarım Raporu’nda kullanımının öngörüldüğü belirtilen G10 Fiberglass 4:1 Ogive burun konisinin yerine yine Filament-Wound Fiberglass malzemeden üretilen 3:1 Ogive burun konisinin kullanımına karar verilmiştir .Bu durumun sebebi kullanımının öngörüldüğü belirtilen 4:1 Ogive burun konisinin www.madcowrocketry.com adresinde stoklarda olmamasıdır. Bu sebeple kullanımı öngörülen G10 Fiberglass malzemeden üretilen 4:1 Ogive burun konisi yerine yine www.madcowrocketry.com adresinden satın alınan Filament-Wound Fiberglass 3:1 Ogive burun konisinin kullanımına karar verilmiştir.

5.5:1 Von Karman tipinde bir burun konisi kullanımını tercih edilmemiştir çünkü,

• Ağırlığı 750 gramdır ve bu burun konisi kullanıldığında roket hedeflenen irtifaya çıkılamamaktadır.

• Uç kısmında bir metal vardır ve bu metale 1500 m irtifaya çıkacak bir roket için ihtiyaç yoktur. Çünkü tasarlanan roketin burun ucu, metal uca ihtiyaç duyulacak kadar ısınmayacaktır.

• Stabilite değeri planlanandan yüksek olmaktadır.

5.5:1 Von Karman

5.5:1 Von Karman burun konisi kullanıldığında tasarımı yapılan roket planlanandan ağırlaşmış ve hedeflenen irtifa elde edilememiştir.

Bu sebeple von karman burun konisinin kullanımı tercih edilmemiştir.

5:1 Konik

Hava, sivri uçlu bir burun konisinin ucunu doğrudan etkilediği için konik burun konisi kullanıldığında sürtünme artmış ve roket hedeflenen yüksekliğe ulaşmamıştır. Statik marjin değeri de planlanandan yüksek olduğu için konik burun konisi tercih edilmemiştir.

3:1 Ogive

Çeşitli oranlarda mevcut olan Ogive burun konileri uçuş sırasında düşük sürtünme katsayısı sağlar.3:1 oranında Ogive 4:1 oranındaki Ogive’e göre daha hafiftir.5:1 oranındaki konik burun konisine göre hem daha hafiftir hem de daha az sürtünme oluşturur ve fiyat olarak da daha ucuzdur. Ogive burun konisi kullanıldığında hedeflenen irtifa ve yarışma şartlarına uygun statik marjin değeri ve hedeflenen yükseklik elde edilebilmiştir. Bu sebeple 3:1 ogive burun konisi kullanımına karar verilmiştir.

Yanda farklı boyutlardaki ve şekillerdeki burun konilerine ait Open Rocket’ten elde edilen burun konilerinin oluşturduğu sürtünme değerleri verilmiştir.

3:1 Ogive burun konisi daha az sürtünme oluşturması ve roketi hedeflenen irtifaya taşıması sebebiyle tercih edilmiştir.

Kullanımına karar verilen 3:1 Ogive burun konisinin Öncül Tasarım Raporu’nda kullanımının öngörüldüğü belirtilen 4:1 Ogive burun konisine göre avantajı ise daha hafif olması ve daha az sürtünme oluşturmasıdır.

Az sürtünme

parabolikogive konik künt

• Kullanımına karar verilen burun konisi

www.madcowrocketry.com adresinden satın alınmıştır.

• Filament-Wound Fiberglass malzemeden imal edilmiştir ve ogive tipidir. Filament-Wound Fiberglass malzeme kullanımına karar verilmesinin sebebi maliyet ve performans açısından en iyi seçeneklerden biri olmasıdır. Maliyeti birçok alternatife göre düşüktür ve dayanıklılığı yüksektir.

Elektriği iletmez ve sıcaklığa karşı dayanıklıdır. Ogive şeklindeki burun konisinin kullanımına karar verilmesinin sebebi ise ses altı hızlarda az seviyede sürtünme oluşturan şekillerden biri olması ve simülasyon sonuçlarında da görüldüğü gibi roketi hedeflenen irtifaya ulaştırmasıdır. Ağırlığı 511 gramdır ve burun kısmı 32 cm, shoulder 11 cm’dir.

Malzeme

G10 Fiberglass

^{• Sağlam}

• Bulunabilir

• Karbonfibere oranla ucuz

• Karbonfiberden daha kalın ve daha ağır

Karbonfiber

^• G10 Fiberglass’tan daha hafif , ince ve daha dayanıklı

• Maliyeti yüksek

• Zımparalanması ve kesimi zor

• Burun konisi içerisinde bulunan GPS sinyalini engeller.

Kullanımına karar verilen sistemde burun konisi ve faydalı yük Apogee’de açılan 36’’ büyüklüğündeki üçüncül paraşüte şok kordonları ile bağlı şekilde, birlikte indirilecektir.

Ardından roketin geriye kalan kısmı yine Apogee’de açılan 36’’ büyüklüğündeki birincil paraşüt yardımıyla indirilmeye başlanacaktır. Roketin yere düşmesine 500 m kala arka gövdede bulunan 84’’ büyüklüğündeki ana paraşüt açılacak ve roketi güvenli bir şekilde yere indirecektir. Bu sistemin avantajı burun konisi ile faydalı yükün aynı paraşüt ile indirilmesi sayesinde burun konisi içerisinde yer alan GPS’in faydalı yükün bulunmasına kolaylık sağlayacak olmasıdır.

Dezavantajlardan biri ise en tepe noktada iki paraşüt açılacak olmasından dolayı şok kordonlarının birbirine karışma ihtimalini arttıracak olmasıdır.

• Kullanılması öngörülen sistemin faydalı yükün tamamen bağımsız olarak ayrı bir paraşütle indirildiği bir kurtarma sistemine karşı avantajı faydalı yükün diğer sistemdeki kadar uzağa düşmeyecek olması ve burun konisindeki GPS yardımıyla daha kolay bulunabilmesidir.

• Roketin inişi sırasında faydalı yükün roketten dışarıya çıkarıldığı bir sistemde roketin inişinin tehlikeye girme ihtimali olduğu için yükün iniş

Ayrılma 1 Apogee

Faydalı Yük Ayrılması

Ayrılma 2

Yere İnişe 500 m Kala

0 m Burnout

BÜYÜKLÜK RENK MALZEME BİRİNCİL PARAŞÜT 36” Mor 1.1 oz Ripstop

Nylon

İKİNCİL(ANA) PARAŞÜT

84” Kırmızı 1.1 oz Ripstop Nylon

ÜÇÜNCÜL PARAŞÜT 36” Turuncu 1.1 oz Ripstop Nylon

36’’ Üçüncül

Paraşüt 36’’ Birincil Paraşüt (Sürüklenme Paraşütü)

Ardından paraşüt ölçülerine uygun kalıplar çıkartılarak elde edilen kalıptan kesilen kumaşlar dikilecektir. İkincil(ana) paraşüt 12 dilimli olarak üretilecektir ve kolaylıkla takip edilmesi için kırmızı renkte üretilmesine karar verilmiştir.

36’’ büyüklüğündeki sürüklenme paraşütü ve üçüncül paraşüt ise 8 dilimli olarak üretilecektir. Birincil paraşüt yani sürüklenme paraşütünün turuncu, faydalı yük ve burun konisini taşıyacak üçüncül paraşütün ise mor renkte üretilmesine karar verilmiştir.

Paraşütlerin Düşüş Hızları

İkincil (Ana) Paraşüt 7,9 m/s

Birincil Paraşüt 18,43 m/s

Roketin Düşüş Hızı 7,37 m/s

100 cm

250 cm 300 cm

750 cm

Paraşütlere ait kumaşlar

https://ripstopbytheroll.com/products/1-1-oz- ripstop-nylon?variant=11187556289

adresinden satın alınacaktır.

Ayrılma Sistemi

Kara Barut CO2 Sistemine göre hafiftir. Paraşüt ve şok kordonlarına zarar verebilir bu yüzden baruttan paraşüt koruyucuları ile korunmaları gerekir. Güvenli bir şekilde saklanmalı ve kullanılmalıdır. Güvenlik prosedürleri gerektirir. Yarışma komitesi tarafından yasaklanması sebebiyle kullanılması mümkün değildir.

Servo Motor Kontrollü CO2 Sistemi

Baruta kıyasla ağırdır. Paraşütler ve şok kordonları için herhangi bir koruma gerektirmez. Baruta kıyasla oluşturulması için daha fazla ekipmana ihtiyaç vardır.CO2 tüpleri genellikle çok sağlamdır ve baruta kıyasla kullanımı çok daha güvenlidir.

Solenoid Valf

Kontrollü CO2 Sistemi

Baruta göre daha ağırdır. Paraşütler ve şok kordonları için koruma gerektirmez.

Servo motorla açılan CO2 sistemine göre üretimi daha kolaydır. Sistemde

kullanılacak güçte bir servo motorun bulunması zordur ve Solenoid valfe göre

pahalıdır. Ayrıca servo motorlu sistem Solenoid valf kontrollü sisteme oranla çok

daha ağır olacaktır. Öncül Tasarım Raporu’nda belirtilen servo motor ile açılan

CO2 sistemi bu sebeplerden dolayı Solenoid valf kontrollü bir sistem ile

değiştirilmiştir.

Tasarladığımız ayrılma sistemi 12V DC solenoid valf, 12 gramlık CO2 tüpleri, gazı iletmek amacıyla kullanılan hortum, CO2 tüpünü delecek olan sivri vida , CO2 gazının kaçmasını önlemek amacıyla kullanılan o-ring, teflon bant ve contalar, sistemi aktive edebilmek amacıyla kullanılan 9V pil , CO2 tüpü; tüpü delecek vida ve solenoid valfe CO2 gazını iletmeyi sağlayan alüminyum bağlantı parçasından oluşmaktadır. Ayrıca tüplere vida yolu açılmak amacıyla pafta kullanılmıştır.

Ayrılma sistemimizin çalışma prensibinde, sivri uçlu vidanın CO2 tüpünü delmesiyle birlikte CO2 gazı serbest kalacaktır.

Devamında solenoid valf aktive edildiğinde gazı serbest

bırakacak ve serbest kalan gaz roket gövdesinde basınç

oluşturacaktır. Oluşan bu basınç ile shear pinler kopacaktır ve

ayrılma gerçekleşecektir. Sistemin rokete montajı aviyonik

bölümünün iki tarafına ikişerli olarak üzere toplamda 4 adet

sistem monte edilecektir. Aviyonik sistem bulkheadlerine

sistemdeki hortumun çapında delikler açılacak ve sistemin

çalışmasıyla birlikte gaz roket gövdesine dolarak basınç

oluşturacak ve ayrılma sağlanacaktır.

Kaç tane shear pin kullanılmalı?

Önce kaç tane shear pin gerektiği bulunur. Roketin burun konisi kısmında bulunan shear pinlerin üzerine binen yük bulunur. F=m.a hesabından bulunan kütle ivme ile çarpılır. Shear pinler 50-70 aralığında shear strength değerine sahip olur. Kaç tane shear pin kullanılacağını bulmak için güvenlik açısından shear strength değeri 50 kabul edilir. F=m.a işleminin sonucunda bulunan değer 50 ye bölünür ve 4 tane shear pin kullanılması gerektiği sonucuna ulaşılır.

Kaç gramlık CO2 tüpü kullanılmalı?

Barutla CO2 arasında bir oran mevcuttur. Bu bilgi

https://ncrocketry.club/community/topic/rouse-tech-cd3-system-for-sale/ adresinden elde

edilmiştir. Yapılan hesaplamalar sonucu 2.3 gram barut kullanılması gerektiğine karar verilmiş ve

linki paylaşılan adresteki hesaplamaya göre bu değer 5 ile çarpılarak 12 gramlık CO2 tüpü

kullanımına karar verilmiştir.

• Ana altimetrenin hata oluşturması ihtimaline karşı yedek altimetre bulundurmaktadır.

• Her altimetre kendi 9V bataryasından güç alır.

• Pil : 9V Recc LiPo

• Roketin tüm elektronik eşyalarını barındırır.

• İki bölme arasında bulunur.

• Hızlı onarımlar veya yeniden kablolama için kolayca erişilebilir olmalıdır.

• Vidaları roket gövdesine sabitlenmiş olmalıdır.

• Yedek Altimetre: Altus Metrum EasyMini

• Kullanılması öngörülen her iki altimetre de barometrik sensör kullanmaktadır .

Aviyonik bölümü roketin elektrik eşyalarını barındıran bölümdür.

İçerisinde bulunan altimetrelerin doğru şekilde çalışmalarını sağlayabilmek için aviyonik

bölümüne ait couplerı saran switch band’ın üzerinde 90 derecelik açıyla açılmış 4 adet delik bulunacaktır.

• Aviyonik bölmesindeki birleştirmeyi sağlamak için kullanılacak

dişli çubukların geçirilebilmesi için bulkheadlere matkapla

ikişer adet delik açılacak ve dişli çubuklar açılan deliklerden

geçirilip üzerine somun ve civatalar geçirilecektir.

Kullanımına karar verilen altimetre: Entacore Aim USB Altimetre Elektronik Sınıfı: İkili Dağıtım

Ağırlık: 0.45 oz (12.81 g)

Boyutlar: 2.56 "L x 0.98" G x 59 "H (65 mm L x 25 mm G x 1499 mm H) Min. Yük Kapasitesi 1.14 "G x 3" Y (29 mm G x 76 mm H)

Montaj Stili: Aviyonik sistem içerisinde bulunan kızak üzerine montaj Gereksinimi. Veri / Başlangıç ​​Seti: Mini-USB kablosu

Dahili Şarj Edilebilir Pil: Yok Harici pil: 4v ila 16v (9v recc)

•İndirilebilir Veriler: USB Kablosu Üzerinden

•Barometrik Basınç Yükseklik Sensörü: Mevcut

•İvme Sensörü: Mevcut değil.

Kullanımına karar verilen yedek altimetre: Altus Metrum EasyMini

•Elektronik Sınıfı: İkili Dağıtım

•Ağırlık: 0.23 oz (6.52 g)

•Boyutlar: 1.5 "L x 0.8" G x 0.6 "H (38 mm L x 20 mm G x 15 mm H)

•Minimum Yük Kapasitesi 24 "G x 1.75" G (610 mm G x 44 mm H)

•Montaj Stili: Aviyonik sistem içerisinde bulunan kızak üzerine montaj

•Gereksinimi. Veri / Başlangıç ​​Seti: Mikro USB Kablosu

•Dahili Şarj Edilebilir Pil? Yok

•Harici ise, ne tür bir pil? 4-12V (9V geri dönüşüm)

•Pil Şarj Yöntemi: LiPo için harici şarj cihazını değiştirin

•İndirilebilir Veriler: Mikro USB Kablosu Üzerinden

•Barometrik Basınç Yükseklik Sensörü: Mevcut

•İvme Sensörü: Mevcut değil.

solenoid valf kontrollü ayrılma sistemine uyarı gönderir ve solenoid valfın açılıp CO2 gazını dışarıya vererek roketteki ayrılma işleminin oluşan basınçla birlikte gerçekleştirilmesini sağlar. Roket aşağıya inerken altimetre hala yüksekliği algılamaya devam eder.Önceden programlanmış bir yüksekliğe geldiğinde ki bu yükseklik tasarlanan rokette yere inişe 500 m kala yüksekliğindedir ikinci bir kez tetikler ve yine solenoid valfin açma işlemini gerçekleştirmesini sağlayarak ikinci ayrılmayı sağlar ve ikincil paraşütü dışarı iter. Dual deploy olarak adlandırılan bu iki aşamalı kurtarma sistemi roketin iniş hızının dengede tutulmasını sağlar. Roket yere çok hızlı indiğinde parçaların zarar görme ihtimali artmaktadır ve bu istenilmeyen bir durumdur. İki aşamalı kurtarma sayesinde roket uçuş ardından güvenli bir şekilde bulunur ve kurtarılır.

İki kurtarma cihazının açılmasını kontrol etmenin yanı sıra, roketin ulaştığı en yüksek rakımı da kaydeder. Böylece uçuştan sonra, roketinizin ne kadar yüksekliğe çıktığı öğrenilebilir. Her iki altimetreye ait montaj stratejisi de satın alınan adres olan https://www.apogeerockets.com/Electronics-Payloads/Altimeters/Entacore-AIM-3-Altimeter ve https://www.apogeerockets.com/Electronics-Payloads/Dual-Deployment/EasyMini adreslerindeki kurulum ve montaj videoları üzerinden montajın gerçekleştirilmesidir. Uçuşların ardından yanda görüldüğü gibi uçuşa ait grafikler elde edilebilmektedir. Üstteki grafik Entacore yazılımıyla elde edilmiş örnek bir grafiktir. Alttaki grafik ise easy mini yazılımı ile edilmiş örnek bir grafiktir. Altimetre seçiminde barometrik sensör kullanımı tercih edilmiştir. Barometrik sensörler ve ivme sensörleri uçuşun farklı noktalarında hassasiyet gösterebilirler. Örneğin Apogee olarak adlandırılan tepe irtifada barometrik sensör ivme temelli bir sensöre göre çok daha güvenilirdir. Apogee noktasında roket yavaşça ilerler ve bu da barometrik sensör için çok iyi koşullar sağlar. İvme sensöründeki küçük hatalar uçuş süresi boyunca birikir ve bu nedenle ivme sensörünün ölçümünü yaptığı sonucun doğruluğu uçuş süresi boyunca bozulma eğilimindedir. İvme sensörü içeren bir altimetre roketin hangi yöne ilerlediğini söyleyemez. Uçuş boyunca ölçülen yerçekiminin uçuş boyunca ölçülen hızlanmaya karşı hareket ettiğini varsayar. Bu, roket düşeyden uzak olduğunda önemli hatalara yol açabilir. Bunun yanı sıra bir ivme sensörü ise paraşütün roketten ayrıldığı noktalarda barometrik sensöre göre daha doğru sonuçlar verebilir. Çünkü barometrik sensör ölçümleri paraşütler roketten ayrıldığı sırada aviyonik bölmesindeki geçici basınç değişikliklerinden bir miktar da olsa etkilenebilir. Rokette barometrik sensör içeren altimetrelerin kullanılmasının sebebi daha yaygın olarak kullanılması ve ivme sensörü içeren bir altimetreye göre daha doğru sonuçlar elde edebilmesidir.

AVİYONİK BAĞLANTI ŞEMASI

EntaCore Aim USB Altimetre

BİRİNCİL PARAŞÜT ÜÇÜNCÜL PARAŞÜT

ANA PARAŞÜT

ON/OFF

ANAHTAR 9V

BATARYA

9V

BATARYA

ON/OFF ANAHTAR

Easy Mini Altimetre 12 g CO2

Tüpü

12 g CO2 Tüpü

Solenoid Vana

Solenoid Vana

EntaCore Aim USB

Altimetre 9V Batarya 9V Batarya Easy Mini Altimetre

12 g CO2 tüpü 12 g CO2 tüpü

Solenoid Vana Solenoid Vana

GÖVDE-ARKA GÖVDE- COUPLER)

KULLANILAN MALZEME G10 FIBERGLASS

KULLANILABİLİR MALZEME

G10 Fiberglass : G10 Fiberglass, karbonfiberden daha ucuz bir seçenektir. Blue Tube’e göre daha dayanıklıdır.

Blue Tube’a göre diğer bir avantajı ise kompozit bir malzeme olduğu için neme karşı dayanıklıdır. Yüksek sıcaklıklara dayanabilir. Elektriği iletmez. Fiberglass bezlerinin veya elyaflarının bir kalıbın etrafına sarılmasıyla üretilir. Bu sarım zımparalanması gereken yüzey kalınlığını arttırır. Sertliği sebebiyle Fiberglass’ı kesmek ve zımparalamak biraz zaman alabilir. Ayrıca zımpara ve kesimi için dayanıklı aletlere ihtiyaç vardır. Uçuş hazırlığının yapılması Blue Tube’a göre daha az zaman alır. Roketin yeterince dayanıklı olmasını ve tekrar kullanılabilir olmasını sağlar.

Karbonfiber : Üç alternatif arasındaki en pahalı seçenektir. Aynı zamanda da bu üç seçenek arasında en

dayanıklı ve ince olanıdır. Karbonfiber kumaşın kalıplar üzerine sarılmasıyla üretilir. Kesme ve zımparalamada diğer iki seçeneğe göre çok daha fazla zaman ve dayanıklı aletler gerektirir.

Blue Tube : Sağlamlığı arttırmak amacıyla spiral olarak vulkanize edilmiş kağıda sıkıca sarılmıştır. Bu üç seçenek

arasında maliyeti en az olandır. Elektriği iletmez. Kırılgan değildir. Neme karşı hassastır bu yüzden satın alındığında neme karşı koruma gerektirir. Sorunsuz bir uçuş için uygun koşullara getirilebilmesi zaman alır ve toplam maliyeti fiberglassa yaklaştıracak ekstra ücret gerektirir. Zımparalanması ve kesilmesi G10 Fiberglass ve Karbonfibere nispeten daha kolaydır. Fiberglass malzemeden %36 daha hafiftir. Neme ve çözücüye karşı hassas olduğu için roketin tekrar kullanılabilirliğini engelleyebilir.

• Roket gövdesinde kullanılacak malzeme seçiminde en önemli üç nokta dayanıklılık, bulunabilirlik ve kalınlıktır.

AVANTAJ DEZAVANTAJ

G10

FIBERGLASS

-Bulunabilir.

-Uygun fiyatına göre yeterli dayanıklılığa sahiptir.

-Sıcağa dayanıklı ve elektriği iletmez.

-Zımparalanması ve kesimi zordur.

KARBONFİBER -En dayanıklı ve ince seçenektir.

-En pahalı seçenektir.

-Zımparalanması ve kesimi zordur.

BLUE TUBE -Bulunabilir.

-3 seçenek arasında en ucuzudur..

-Zımparalanması ve kesimi kolaydır.

-Üç seçenek

arasında en kalınıdır.

-Nemi ve çözücüyü emer.

BURUN KONİSİ Filament- Wound Fiberglass GÖVDELER (Ön

gövde-Orta gövde-Arka gövde)

G10

Fiberglass

BULKHEADLER G10

Fiberglass COUPLER G10

Fiberglass

Mapaların sabitlenmesini sağlayan bulkheadler

Switch Band

sırasında, malzeme üzerindeki basıncın malzemedeki şekil değişimine oranıdır. Eğilme dayanımı (bükülme dayanımı veya parçalanma modülü olarak da bilinir), bir malzemenin dış fiberinin çekme dayanımının ölçüsüdür. Bu özellik, silindirik ya da prizmatik numunelere üç ya da dört noktada yük uygulayan düzenekler kurularak malzeme kırılana kadar yük uygulanmasıyla belirlenir.

Malzemenin satın alındığı adresten kullanılacak malzeme olan G10 Fiberglass için Flexural Test değerleri talep edilmiştir ve elde edilen test sonuçları yanda verilmiştir.

Nokta Eğme Testi Düzeneği

Örnek Flexural Test Düzeneği

Thermal Expansion 4-7x10-61N/IN/DEG. F

Dissipation Factor 015 Max.

Dielectric Constant: Perpendicular Electric 60 Hz- 5.0 Max

Breakdown: Mechanical 300 VPM

Hoop Stress

Flexural Modulus 2.75 X 106 PSI

Density 07-076 LBS/IN3

Water Absorption 24 hrs.- 0.1 % Max.

TYPICAL VALUES

Material: GSTR-GFW-GIO Glass/Epoxy

Breakdown: Glass Roving:

Resin type: Epoxy Glass Content: 75-80%

Resin Content: 20-25%

Wind Angle: 45 deg

Note: Mechanical properties will vary depending on the wind angle.

Specification For Filament-Wound G-10

Deg. C Decomposition/ Deg. C

GSTR-GFW-GIO 134 275

Natural Color

GEOMETRİ

KULLANILAN MALZEME KARBONFİBER

Avantaj Dezavantaj

KARBONFİ BER

• İnce ve üç seçenek arasında en dayanıklısı

• Hafif

• Sıcağa dayanıklı

• Zımparalanması ve kesilmesi zor

• Üç seçenek arasında en maliyetlisi

G10 FIBERGL ASS

• Maliyeti karbonfibere göre düşük

• Zımparalanması ve kesilmesi zor

• Karbonfibere göre kalın , ağır ve karbonfiber kadar dayanıklı değil.

ALÜMİNY UM

• Maliyeti karbonfibere göre düşük

• G10 Fiberglass’tan daha dayanıklı

• Karbonfiberden daha ağır ve karbonfiber kadar dayanıklı değil

ince ve daha dayanıklı olmasıdır. Dezavantajı ise 3 alternatif arasında en pahalı seçenek olmasıdır.

Kanatların üretimi için http://www.kompozitsan.com/tr/100-karbon-fiber-plaka- adresinden 4 mm kalınlığında karbonfiber plaka satın alınacak sonrasında alınan plaka belirlenen kanat ölçülerinde kesilecektir.

Kanatlarda G10 Fiberglass

malzeme kullanımı tercih edilmedi çünkü,

• Kitle birlikte gelen kanatlar büyük olduğu için hedeflenen stabilite değerini

sağlamamaktaydı.

• G10 Fiberglass kanatların tanesi 250 gramdı ve bu roketi ağırlaştırarak istenen irtifayı sağlamamaktaydı.

Örnek Uygulama Kanat montajının epoxy clay ile yapılmasına karar verilmiştir. Bu

durumun dezavantajı farklı bir kanadın kullanımına olanak sağlamamasıdır.

Avantajı ise dayanıklı ve hafif olmasıdır.

Bir miktar yapıştırıcı ile kanat gövdeye tutturulur ve ardından epoxy

yardımıyla kanadın gövdeye sıkıca ve

kopmayacak şekilde sabitlenmesi

sağlanır.

Fin flutter, uçuş esnasında roketin performansını olumsuz yönde etkileyebilecek bir olgudur. Kanatlarda çarpma meydana geldiğinde kanatlara etkiyen kuvvetler nominal uçuş koşullarının kuvvetlerini büyük ölçüde aşabilir. Bu durumlarda çarpıntı, indüklenen titreşimler roket rotasına olumsuz yönde etki edebileceğinden ve hatta kanatçıklarda veya roket gövdesinde hasara neden olabileceğinden istenilmeyen sonuçlar oluşmasına neden olabilir. Yüksek güç roketlerinde birçok başarısız uçuş kanattaki düzensiz hareketlere yani çarpmalara bağlanmıştır. Flutter, bir hava akımında ve benzer bir ayrışmada kanadın dinamik bir kararsızlığıdır.

Fin Flutter Nasıl Hesaplanır?

2)Denklemdeki değerler tek tek hesaplanır ve denklemde birleştirilir,

S= Kanadın yüzey alanı AR = Kanadın en/boy oranı

λ= üst taban uzunluğu/alt taban uzunluğu(tip chord/root chord oranı)

3)Sıcaklık ve basınç değişimleri

,

4) Fin Flutter sınır denkleminin son değişkeni : ses hızı (a), 1)Hesaplamalarda NASA'nın araştırma sunucusundaki teknik bir rapora

dayanılarak Flutter Sınır Denklemi kullanılır,

Sertlik modülü olarak da bilinir. Bir katının yüzeyine paralel bir kuvveti uygulamaktan kaynaklanan deformasyonun ölçülmesiyle belirlenir.

Bir malzemenin kayma modülü yani rijitlik modülü ne kadar yüksek ise, o malzemenin deformasyona uğraması o kadar zordur yani daha rijittir ve ilk halini korumaya daha yatkındır. Deformasyona karşı fazla direnç gösterir.

• Kanat malzemesi olarak kullanılabilecek malzemelerin shear modulus değerleri aşağıda verilmiştir:

Kullanılabilir Malzeme Shear Modulus Değeri(PSI)

Karbonfiber 7.809.846

G10 Fiberglass 1.115.692 60-61 T6 Alüminyum 3.770.000

Kullanımına karar verilen karbonfiber, tabloda da görüldüğü gibi kullanılabilir seçenekler arasında en büyük shear modulus değerine sahip olan malzemedir.

Kullanılabilir malzemelere ait aynı ölçü ve kalınlıktaki 3 farklı malzemeden imal

edilmiş kanatlar için hesaplamalar ve sonuçları aşağıdaki tabloda verilmiştir.

MOTOR Pro54 2771L990-P

Üretici Firma CESARONI TECHNOLOGY

Motor Çapı 5,4 cm

Motor Uzunluğu 64,9 cm

MOTOR BÖLMESİ ÖLÇÜ

Motor Bölmesi İç Çapı 5,47 cm Motor Bölmesi Uzunluğu 70 cm

Cesaroni L990 Kullanıldığı Durumda Open Rocket Simülasyon Sonuçları

Rampa Çıkış Hızı (m/s) 32,1

En Büyük İvme (g) 10,6

En Büyük Hız (m/s & M) 179

Ulaşılan Yükseklik (m) 1569

• Roketin öngörülen tasarımı itki zaman grafiği verilen Cesaroni L990 isimli

motora göre yapılmıştır. Motorun rokete uygunluğu, elde edilen simülasyon

sonuçlarında anlaşılmıştır.

Roket Motoru

Cesaroni Technology Pro54 2771L990-P

Yarışma komitesi tarafından sağlanacaktır.

Motor Merkezleme Halkaları

Motor mount’ı çevreleyerek motor mount’ın gövdeye sabitlenmesine imkan sağlar.

54 mm Motor Bölmesi

Motorun içinde bulunacağı G12 Fiberglass malzemeden üretilmiş bölmedir.

Tailcone Retainer

Sürtünmeyi azaltan ve motor mount’un hareket etmesini önleyen yapıdır.

J-B Weld

Tailcone motor tutucunun dişli parçasının motor mount’a sabitlenmesini sağlar.

Zımpara

Pürüzlü yüzeylerin pürüzsüzleştirilmesini ve parçaların montajının daha kolay yapılmasını sağlar.

Hızlı Epoxy

Motor merkezleme halkalarının motor mount’a yapıştırılmasını sağlar.

Cila İnceltici

Motor tutucunun yivli kısmı aseton veya cila

Tailcone Retainer

J-B Weld

Motor merkezleme halkaları

54 Motor Bölmesi Tailcone

Motor Tutucu

• Kum zımpara kağıdı kullanılarak motor bölmesinin 1 inçlik kısmı pürüzsüzleştirilir. Tutucu gövdenin yivli ucunun motor montaj tüpünün ucuna oturup oturmadığı test edilir. Gevşek şekilde yerleşmesi istenilen bir durum değildir fakat sıkışmaması da gereklidir. Rahat bir şekilde hareket edebilmeli ancak gevşek de kalmamalıdır.

• Motor merkezleme halkaları hızlı epoxy ile motor mount’a yapıştırılır.

• Yapıştırılan motor merkezleme halkaları kuruduktan sonra bu kez motor mount roketin arka gövdesinin iç kısmına hızlı epoxy ile yapıştırılır.

• Gövdenin dışına taşan motor montaj tüpü Şekil 1’de gösterildiği gibi centering ringler aracılığıyla arka gövdeye montajlanır.

• A mesafesi uzaklığı motor mount’ın ne kadar dışarıda kalması gerektiğini gösterir. AeroPack Tailcone Retainer montaj kitapçığında takım tarafından satın alınan TA5439PB kodlu tailcone retainer için bu uzaklık 1.879 inç yani 4,75 cm olarak belirtilmiştir.

• Tutucu gövdenin yivli kısmı aseton veya cila inceltici ile temizlenir.

• J-B Weld karıştırılır ve tutucu gövdenin iç yivli kısmına ve motor montaj tüpünün zımpara ile pürüzsüzleştirilmiş dış ucuna ince bir tabaka halinde J-B Weld uygulanır.

• Tutucu gövde, motor montaj tüpünün üzerine Şekil 2’de gösterildiği gibi motor montaj tüpünün ucuna yaslanana kadar kaydırılarak yerleştirilir.

• J-B Weld’in yayılması için tutucu gövde motor mount üzerinde döndürülür.

• Aseton veya cila inceltici içerisine batırılmış pamuklu çubuk ile fazla J-B Weld motor montaj tüpünden temizlenir.

• Tutucu gövdenin motor montaj tüpünün ucuna düzgünce oturup oturmadığı son kez test edilir ve J-B Weld kurumaya bırakılır.

• Roket motoru, 54 mm boyutundaki motor bölmesine yerleştirilir.

• Tailcone’un gövdeye oturup oturmadığı test edilir. Eğer düzgün şekilde yerleşmesinde bir sorun varsa arka gövdenin bitiş kısmı zımpara ile pürüzsüzleştirilir. J-B Weld kuruduğunda, tailcone Şekil 3’te gösterildiği gibi tutucu gövdenin üzerine geçirilir. Bu kısım rokete tamamen uyum sağlayarak ve roketle bütünleşerek motorun hareket etmesini önleyecektir. Motoru sıkıca yerinde tutmak için ekstra bir alete gerek yoktur. El ile tutucu gövde içerisinde bulunan dişlere döndürülerek sıkılır.

• Roket motorunun rokete montajı tamamlanmıştır.

ŞEKİL 1 ŞEKİL 2 ŞEKİL 3

Yapıştırma ^{- Hafif}

- Kolay

-Farklı bir motor mount kullanımını engeller.

Vidalama - Karmaşık - Ağır

- Sonraki uçuşlar için farklı motor mount kullanımına olanak sağlar

SORUMLULAR 1) Zehra SAYGILI 2)Zeynep ODACIL vidalamaya göre daha kolay ve daha hafif olmasıdır. Dezavantajı ise yapıştırılarak

sabitlendiği için mevcut motor kundağından farklı bir motor kundağının kullanımına olanak sağlamamasıdır. Tailcone motor tutucunun kullanılmasına karar verilmesinin sebebi ise sürtünmeyi azaltması ve roketi hedeflenen yüksekliğe çıkarabilmesidir.

Tailcone retainerin dezavantajı ise standart bir motor tutucuya göre daha ağır olmasıdır .

Motor montaj tüpünün arka gövdeden kaç cm dışarı çıkacağı doğru bir şekilde belirlenmelidir. Motor montaj tüpü yeterince dışarda değil içte kalırsa motor gevşer.

Roket uçabilir fakat motor hareket eder ve zarar görür. Olması gerekenden daha fazla dışarda olursa tailcone motor mount’ı olması gerektiği gibi çevreleyemez. Bu nedenle motor montaj tüpü montaj kitapçığından elde edilen bilgiye göre 4,75 cm dışarda

kalmalıdır. HAZIRLAYANLAR

1) Zehra SAYGILI 2)Zeynep ODACIL 3) Hilal TATLI

4) Nurefşan MERCAN

MOTOR Pro54 2383K820-17A

Üretici Firma CESARONI TECHNOLOGY

Motor Çapı 5,4 cm

Motor Uzunluğu 57,2 cm

MOTOR BÖLMESİ ÖLÇÜ

Motor Bölmesi İç Çapı 5,47 cm Motor Bölmesi Uzunluğu 60 cm

Hızı

Az Statik Denge

Değeri ^Değeri

İrtifa

Cesaroni L990 32,2 m/s 1,7 cal 2,6 cal 1574 m 179 m/s

Cesaroni K820 30,65 m/s 1,81 cal 2,59 cal 1495 m 118 m/s YAPILAN DEĞİŞİKLİKLER

Karar verilen birinci motor olan Cesaroni L990 elde edilemediği durumda kullanımına karar verilen ikinci motor Cesaroni K820’dir.

Cesaroni K820’nin kullanılması durumunda tasarımda yapılacak olan değişiklikler aşağıda sıralanmıştır:

• Roketi hafifletip çıkılan yüksekliği arttırmak amacıyla motor merkezleme halkalarında 0,5 cm kalınlığında alüminyum malzeme yerine 0,24 cm kalınlığında G10 Fiberglass malzeme kullanılması ve motor merkezleme halkalarının sayısının dörtten ikiye düşürülmesi.

• Roketi hafifletmek amacıyla 70 cm uzunluğundaki G12 Fiberglass 54 mm motor bölmesinin aynı ölçülerdeki 160 g ağırlığındaki kraft paper malzemeden üretilmiş 60 cm uzunluğunda 54 mm motor bölmesi ile değiştirilmesi

• Stabiliteyi düzenlemek ve çıkılan yüksekliği arttırmak amacıyla arka kademede kullanılan 117 cm uzunluğundaki G10 Fiberglass body tube yerine 100 cm uzunluğunda Karbonfiber body tube kullanılması

• Ön gövdede kullanılan 53,5 cm uzunluğundaki G10 Fiberglass malzemeden üretilmiş body tube’un 50 cm uzunluğundaki karbonfiber body tube ile değiştirilmesi.

• Karbonfiber malzemeden üretilen 0,4 cm kalınlığındaki kanatların aynı ölçülerdeki 0,3 cm kalınlığındaki kanatlar ile değiştirilmesi.

• Roketi hafifletmek amacıyla 84’’ boyutundaki ana paraşütün 72’’ boyutundaki ana paraşüt ile değiştirilmesi.

GRAFİK : STABILITY GRAFİK : ALTITUDE VS VERTICAL ACCELERATION

Roketin Bütünleştirilmesi ve

Testler

ölçülerdeki paraşütler takım tarafından üretilip rokete eklenecektir. Roket kiti içerisinde yer alan Von Karman tipi burun konisi, www.madcowrocketry.com adresinden satın alınan Filament-Wound Fiberglass 3:1 Ogive burun konisi ile değiştirilecektir. Bu durumun sebebi burun konisi başlığında anlatılmıştır. Yine roket kiti içerisinde yer alan G10 Fiberglass malzemeden üretilmiş kanatlar ise karbonfiberden üretilen farklı ölçülerdeki kanatlar ile değiştirilecektir. Kanat ölçüleri ve kalınlığı önceki sayfalarda belirtilmiştir. Roketin gövdeleri G10 fiberglasstan üretilmiştir.İçerisinde yer alan coupler da G10 Fiberglass malzemedir.Roketin içerisine roket bütünleştirilmesi için gerekli , yeterli sayıda G10 Fiberglass malzemeden üretilmiş bağlantı parçaları olan bulkheadler, dövülmüş çelikten imal edilen mapalar , montaj sırasında gerekli olan shear pinler ve rivetler eklenerek sipariş edilen roket kiti farklı ve yarışmaya uygun bir formata sokulacaktır. Belirlenen yüksekliklerdeki ayrılmaları sağlayabilmek amacıyla solenoid valf kontrollü CO2 sistemleri rokete eklenecektir. Ayrıca rokette bulunan 75 mm motor bölmesi, gerekli parçalar temin edilerek 54 mm motor bölmesi ile değiştirilecektir. Bu konu için gerekli simülasyonlar ve araştırmalar tamamlanmış olup bu durumun herhangi bir problem yaratmayacağı araştırmalarda ve elde edilen simülasyon sonuçlarında anlaşılmıştır. Ardından motor montajı için gerekli motor merkezleme halkaları ve tailcone motor tutucu rokete eklenecektir. Roketin bütünleştirilmesinde shear pinler ve rivetler kullanılacaktır. Ayrılmanın gerçekleşeceği bölgelerde shear pin , ayrılmanın gerçekleşmeyeceği bölgelerde ise rivetler kullanılacaktır. Burun konisinin bulunduğu kısımda bir ayrılma gerçekleşeceği için o kısımda shear pinler bulunacaktır. Aviyonik bölmesinde bir ayrılma olmayacağı için aşağıdaki örnek fotoğraftaki gibi aviyonik bölmesinin bulunduğu kısımda rivetler kullanılacaktır. Arka bölmenin başladığı kısımda da ikinci bir ayrılma olacağı için yine o kısımda da shear pinlere yer verilecektir. Altimeter Two burun konisinin iç kısmına monte edilecektir.

Shear pin

Rivet

Shear Pin

Roket montajı sırasında uçuş boyunca ayrılma gerçekleştirilecek yerlerde ayrılmayı sağlayabilmek için kullanılacaktır.

Rivet

Roket montajı sırasında uçuş boyunca ayrılma

gerçekleşmeyecek bölgelerde kullanılacaktır. Kademe ayrılmalarına karşı dayanıklıdır.

Mapa

Bulkhead Coupler

Ön gövde ile arka gövdenin birleştiği noktaya yerleştirilecek ve içerisinde elektronik bölme bulunacaktır.

Mapaların sabitlenebilmesini sağlamak için bulkheadlar kullanılacaktır.

Alüminyum Motor Merkezleme Halkaları Motor bölmesinin sabitlenmesine yardımcı olacaktır.

Bulkheadler sayesinde gövdeye sabitlenir.

Şok kordonları mapaya bağlanır. Böylelikle gövde içi bağlantı sağlanacaktır.

Swıvel

Paraşüt iplerinin birbirine karışmasını önlemeye yardımcı olacaktır.

Yapısal/Mekanik mukavemet testleri

Roket kiti www.madcowrocketry.com adresinden satın alınmıştır. Roket kitinin sağlamlık testi üretici firma tarafından yapılmıştır ve sağlamlığı garanti edilmiştir.

Firmadan Flexural test değerleri talep edilmiş ve aşağıda yer verilmiştir.

Tubing Material Specification Number Description Of Part Number

GSTR-GFW-G10 Spiral Wound Epoxy Glass Tubing

Natural Color

Thermal Expansion 4-7x10-61N/IN/DEG. F

Dissipation Factor 015 Max.

Dielectric Constant: Perpendicular Electric 60 Hz- 5.0 Max

Breakdown: Mechanical 300 VPM

Hoop Stress

Flexural Modulus 2.75 X 106 PSI

Density 07-076 LBS/IN3

Water Absorption 24 hrs.- 0.1 % Max.

Material: GSTR-GFW-GIO Glass/Epoxy

Breakdown: Glass Roving:

Resin type: Epoxy Glass Content: 75-80%

Resin Content: 20-25%

Wind Angle: 45 deg Note: Mechanical properties will vary

depending on the wind angle.

Specification For Filament-Wound G-10 Telekominikasyon testleri

Gerekli ekipmanlar henüz temin edilemediği için

telekominikasyon testleri henüz

gerçekleştirilememiştir. Roket bir araç yardımıyla

belirli bir mesafeye götürülecek ve sistemin ne

kadar mesafe boyunca sinyal aldığı , beklenen

şekilde çalışıp çalışmadığı test edilecektir.

Ana altimetre olan Entacore Aim USB ve yedek altimetre olan Altus Metrum Easy Mini www.apogeerockets.com adresinden satın alınmıştır. Cam bir kavanoz içerisine altimetreler yerleştirilerek hedeflenen yükseklikteki basınç değerlerinde gerekli sinyalleri verip vermediği bir elektrikli süpürge aracılığı ile test edilmiştir. Hava kaçırmasını önlemek amacıyla kavanoz kapağının etrafı cam macunu ile sıkıca yalıtılmıştır.

Aviyonik Sistem testlerine ait video linkleri : Easy Mini Altimetre Testi

https://www.youtube.com/watch?v=_kP-Stq17bs

Entacore Aim USB Altimetre Testi

https://www.youtube.com/watch?v=_CE6ZQT5EEY

Kurtarma sistemleri açılma testleri

• Paraşütlerin açılma testleri ,paraşütlerin yüksek bir binadan atılması ile gerçekleştirilecektir. Eğer bu şekilde gerçekleştirilmesi mümkün olmaz ise bir taşıtın ucuna bağlanarak paraşütün açılma testi gerçekleştirilecektir.

Paraşütler henüz üretilmediği için paraşüt açılma testlerine Kritik Tasarım Raporu’nda yer verilememiştir.

• Kurtarma sisteminin aktivasyonunu sağlayacak olan solenoid valf kontrollü ayrılma sistemine ait test videosu gerçekleştirilmiştir.

Solenoid valf kontrollü ayrılma sistemine testine ait video linki :

https://youtu.be/OtnCABAEaQw

https://youtu.be/6IftViJHSxQ

Burun açılma testleri

Roket ön bölmesi yatay olarak sabitlenerek solenoid valf kontrollü ayrılma sistemi 9V batarya aracılığı ile aktive edilmiştir. Solenoid valfin CO2 gazının geçişine izin vermesiyle birlikte CO2 gazı serbest kalmış ve burun konisinin açılması sağlanmıştır.

Burun konisi açılma testine ait video linki :

https://www.youtube.com/watch?v=O0xogxZWa9w

Yapısal/Mekanik mukavemet testleri Satın alınan firmadan elde edilen test sonuçlarına raporda yer verildi.

Kurtarma sistemleri açılma testleri • Paraşütler henüz üretilmediği için paraşüt açılma testi gerçekleştirilemedi.

29.06.2019 tarihinde gerçekleştirilmesine karar verildi.

• Solenoid valf kontrollü ayrılma sisteminin testleri gerçekleştirildi.

https://youtu.be/OtnCABAEaQw https://youtu.be/6IftViJHSxQ

Burun açılma testleri • Solenoid valf kontrollü ayrılma sistemiyle birlikte burun açılma testi

gerçekleştirildi.

https://www.youtube.com/watch?v=O0xogxZWa9w

• Burun düşme testi gerçekleştirildi.

Aviyonik sistem testleri • Ana altimetre olan Entacore AIM USB ve yedek altimetre olan Easy mini çekim

gücü düşürülmüş süpürge ile test edildi.

https://www.youtube.com/watch?v=_kP-Stq17bs

Telekominikasyon testleri • Gerekli ekipmanlar henüz temin edilemediği için telekominikasyon testleri

gerçekleştirilemedi.

• 05.07.2019 tarihinde gerçekleştirilmesine karar verildi.

Roket kitinin ve gerekli ek parçaların sipariş edilmesi 05/04/2019 tarihinde gerçekleştirildi.

Roket kitinin ve gerekli ek parçaların takıma ulaşması 06/05/2019 tarihinde gerçekleşti.

Yapısal/Mekanik Mukavemet Testi 25/04/2019 tarihinde roket parçalarının satın alındığı firmadan gerekli test sonuçları talep edildi.

Burun Konisi Açılma Testi 09/05/2019 tarihinde gerçekleştirildi.

Aviyonik Sistem Testleri Yedek altimetre olan easy mini altimetreye ait test 07/05/2019 tarihinde

gerçekleştirildi.

Ana altimetre olan Entacore Aim USB altimetreye ait test ise 10/05/2019 tarihinde gerçekleştirildi.

Roket montajına başlanması 05/06/2019 tarihinde gerçekleştirilmesi planlandı.

Montaj bitişi 20/06/2019 tarihinde gerçekleştirilmesi planlandı.

Kurtarma Sistemi Açılma Testi 29/06/2019 tarihinde gerçekleştirilmesi planlandı.

Telekominikasyon Testi 05/07/2019 tarihinde gerçekleştirilmesi planlandı.

Kanatların üretimi için karbonfiber plaka satın alınması ve üretime başlanması 22/05/2019 tarihinde gerçekleştirilmesi planlandı.

Alüminyum motor merkezleme halkalarının üretimi için gerekli işlemlerin başlatılması 27/05/2019 tarihinde gerçekleştirilmesi planlandı.

Paraşüt kumaşlarının sipariş edilmesi 22/05/2019 tarihinde gerçekleştirilmesi planlandı.

Paraşütlerin üretimi 07/06/2019 tarihinde gerçekleştirilmesi planlandı.