TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI
Kritik Tasarım Raporu (KTR)
Sunuşu
Takım Yapısı
•Takım Akademik Danışmanı
Yrd. Doç. Dr. Behzat Bahadır KENTEL
•Takım Lideri
•Orta Doğu Teknik Üniversitesi Kuzey Kıbrıs Kampusu Makine Mühendisliği / 3.Sınıf
Korhan BAYSEÇ
•Takım Atış Alanı Sorumlusu
•Orta Doğu Teknik Üniversitesi Kuzey Kıbrıs Kampusu Bilgisayar Mühendisliği / 3.Sınıf
Berkay AKTUNÇ
•Takım Atış Sorumlusu
•Orta Doğu Teknik Üniversitesi Kuzey Kıbrıs Kampusu Makine Mühendisliği / 3.Sınıf
Direnç ATMACA
•Takım Atış Sonrası Kurtarma Sorumlusu
•Orta Doğu Teknik Üniversitesi Kuzey Kıbrıs Kampusu Bilgisayar Mühendisliği / 3.Sınıf
İbrahim AYDIN
•Takım Atış Sonrası Kurtarma Sorumlusu
•Orta Doğu Teknik Üniversitesi Kuzey Kıbrıs Kampusu Elektrik-Elektronik Mühendisliği / 3.Sınıf
Kenan Onat KAPLAN
•Takım Atış Sorumlusu
•Orta Doğu Teknik Üniversitesi Kuzey Kıbrıs Kampusu Havacılık ve Uzay Mühendisliği / 3.Sınıf
Ülkü ÜNVER
•Takım Atış Sorumlusu
•Orta Doğu Teknik Üniversitesi Kuzey Kıbrıs Kampusu Makine Mühendisliği / 3.Sınıf
Barış BİRLİK
•Takım Atış Alanı Sorumlusu
•Orta Doğu Teknik Üniversitesi Kuzey Kıbrıs Kampusu Makine Mühendisliği / 2.Sınıf
Helin Sıla AKTAŞ
•Takım Atış Sonrası Kurtarma Sorumlusu
•Orta Doğu Teknik Üniversitesi Kuzey Kıbrıs Kampusu Bilgisayar Mühendisliği / 2.Sınıf
Günseli SEVİNÇ
METU AURORA
Roket Genel Tasarımı
ÖZET
Tahmin Edilen Uçuş Verileri ve Analizleri
Ölçü Yorum
Boy (metre): 3
Çap (metre): 0.114
Roketin Kuru Ağırlığı(kg.): 20.688
Yakıt Kütlesi(kg.): 4.835
Motorun Kuru Ağırlığı(kg.): 3.043
Faydalı Yük Ağırlığı (kg.): 4
Toplam Kalkış Ağırlığı (kg.): 25.523
İtki Tipi: Katı
Ölçü Yorum
Kalkış İtki/Ağırlık Oranı: 6.18
Rampa Hızı(m/s): 26.7
Yanma Boyunca En az Statik
Denge Değeri: 1,51
En büyük ivme (g): 6.63
En Yüksek Hız(m/s & M): 269 m/s & M 0.79
Belirlenen İrtifa(m): 3000
Yarışma Roketi Hakkında Genel Bilgiler
Marka : Cesaroni İsim:1545 Sınıf: M
Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 8186.7
Marka : Cesaroni İsim:2150 Sınıf: M
Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 7455.4
Motor Seçimleri
Open Rocket Genel Tasarım
Tasarlanan roketin Open Rocket programından alınan ekran görüntüsü Görsel 2.1’de paylaşılmıştır. Buna göre roketin,
• Dış Çapı: 11.4 cm,
• Boyu: 300 cm
olarak belirlenmiştir. Roketin CAD görüntüleri ve alt sistemlerin boyutları raporun "Mekanik Görünüm &
Kütle Bütçesi" kısmında sunulmuştur.
Görsel 2.1: Tasarlanan roketin open rocket görüntüsü
Open Rocket Genel Tasarım
Rokete ait uçuş profili ve tablolaştırılmış hali Grafik 2.1 ve Tablo 2.1 de verilmiştir. Simülasyon dosyasından alınan veriye göre roketin;
• Çıkacağı yükseklik : 3000 m,
• Kazanacağı maksimum ivme : 65.1 m/s2 (6.63 G),
• Kazanacağı maksimum hız : 269 m/s (0.79 M)
olarak belirlenmiştir. Hesaplamalar elde ayrıca yapılmış olup, simülasyondan alınan verilerle örtüşmektedir.
Zaman (s) İrtifa (m) Dikey Hız (m/s) Hız (m/s)
Fırlatma 0.05 0.02 1.32 1.32
Rampa Tepesi 0.49 6.00 26.74 26.74
Burn Out 5.41 841.3 262.18 263.17
Tepe Noktası 25.16 3000.2 -0.71 11.30
Sürükleme Paraşütü Açılması 25.20 3000.2 -1.05 16.79
Sürükleme Paraşütü Sonrası - - -20.04* 20.04*
Ana Paraşüt Açılması 191.97 486.16 -20.04* 20.04*
Ana Paraşüt Sonrası - - -6.44* 6.44*
Tablo 2.1: Roketin uçuş profili Grafik 2.1: Tasarlanan roketin uçuş grafiği
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Parça No Yapısal Adı Ağırlık(Gram) Malzeme Adet
1 Burun Konisi 599 Fiberglass 1
2 Roket Üst Gövde 1193 Fiberglass 1
3 E-Bay &
İç Entegrasyon gövdesi
256 Fiberglass 1
4 Roket Alt Gövde 2319 Fiberglass 1
5 Motor Gövdesi 816 Fiberglass 1
6 Kanatçık 191 Fiberglass 4
7 Mapa 180 Dövülmüş Çelik 5
8 Paraşüt(Görev Yükü &
Burun)
144 Ripstop Naylon 1
9 Paraşüt (Sürükleme) 61.3 Ripstop Naylon 1
10 Ana Paraşüt 279 Ripstop Naylon 1
11 Merkezleme Halkası 17.9 Fiberglass 6
12 Lineer Aktüatör 2100 Alüminyum 2
13 Motor Retainer 96.4 Alüminyum 1
14 Görev Yükü 4000 Kurşun 1
Görsel 2.2: Tasarlanan roketin CAD görüntüsü
Tablo 2.2: Roketin kütle bütçesi
Görsel 2.3: Tasarlanan roketin teknik çizimi
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Gövde ve iç yapısalların malzemesi için Fiberglass (GFRP) tercihi yapılmıştır. Makineyle işlenebilmesi, çok yüksek gerilmelere dayanabilmesi, hafif olması, sinyal iletiminde başarılı olması ve ekonomik olarak daha verimli olması sebebiyle Fiberglass tercih edilmiştir. Fiberglass aynı zamanda Dünya üzerinde High Power Rocketry ile ilgilenen insanların da sıkça tercihi olmuştur. Fiberglass mekanik özellikleri tabloda verilmiştir.
Tablo2.3: Fiberglass (GFRP) Mekanik Özellikleri
Çekme Gerilmesi 75-175 MPa
Çekme Elastik Modülü 4000-7000 Mpa
Nihai Uzama 3.5-5%
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Alt sistemlerin boyut, malzeme ve mekanik özellikleri aşağıda yansıda CAD dizaynların üzerindeki ölçülerin
gözükmeyeceği ihtimaline karşı yazılı olarak ayrıca verilmiştir. Detaylı CAD tasarımları sonraki yansıda verilecektir.
• Burun Konisi: O’Give şeklinde, burun ve boyun kısmı olmak üzere iki kısımdan oluşmuştur. 17.4 cm omuz uzunluğu olmak üzere toplamda 45 cm’dir. Sistemin en dış çapı 11.4 cm olup 2mm et kalınlığına sahiptir, fiberglass materyalden yapılmak üzere planlanmıştır.
• Elektronik Sistem (E-Bay): Motorun bulunduğu ana gövde ile burun arasında bir Fiberglass tüp içerisinde yer alıyor. Sistemlerin bulunduğu tüp 20cm boyunda olup dış çapı 11cm’dir. Et kalınlığı 2mm olarak belirlenmiştir.
• Kurtarma Sistemleri: Biri 60inç çapında ana paraşüt (birincil), diğeri 24 inç çapında sürüklenme paraşütü (ikincil) olmak üzere 2 paraşütten oluşmuştur. Paraşütlerin malzemeleri Ripstop Nylon olup, iki paraşütte yüksek
sürtünme katsayısına sahiptir( 1.5 (Sürükleme) ve 2.2 (Ana) Cd). Paraşütler malzeme özelliklerinde yer alan bilgilere göre sıkıca katlanmış haldeyken birincil paraşütün boyutları 5.1inç boyunda ve 3.9inç çapında, ikincil paraşütün ise katlanmış boyutları 4.3inç boyunda ve 1.9inç çapında gelmektedir.
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
• Ana gövde boruları: Malzemesi fiberglass olarak belirlenen ana gövde borularının boyları 175 ve 90 cm olup 2mm et kalınlığı olmak üzere 11.4 cm dış çapı vardır. Ölçüleri verilen 2 Gövde borusu kullanılacaktır.
• Gövde İç Borusu (Motor Borusu): Motorun ölçüleri dikkate alınarak dizayn edilmiştir. Dış çapı 8 cm olan motor borusunun et kalınlığı 2 mm ve boyu 90 cm olarak belirlenmiştir. Malzemesi fiberglass olarak tasarlanmıştır.
• Merkezleme Halkası: Motorun borusunu merkezde sabitlemek amacıyla kullanılan merkezleme halkasının dış çapı 11 cm, iç çapı ise 8 cm olarak, kalınlığı ise 2mm olarak belirlenmiştir. Malzemesi fiberglass olarak
tasarlanmıştır.
• Kanatçıklar: Malzemesi fiberglass olarak tasarlanan kanatçıkların alt uzunluğu 16 cm, üst uzunluğu 12 cm, uzunluğu 6.15 cm, kalınlığı 3 mm olarak belirlenmiştir.
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Roketin çalışma aşamaları aşağıdaki gibidir,
1. Roketin çalışması rampaya yerleştirildikten sonra uçuş bilgisayarının çalıştırma butonuna basılarak başlar.
2. Fırlatma gerçekleştikten sonra uçuş bilgisayarı üzerindeki sensörler vasıtasıyla anlık bilgileri toplamaya başlar.
3. Roket tepe noktasına ulaştığında elektronik sistemlerin (E-Bay) iki ucunda yer alan lineer aktüatörlerin birine akım gönderir.
4. Yaklaşık 11 kg itki sağlayan lineer aktüatör, burun kapağını itip içerisindeki sürükleme paraşütünün ve şok kordonuyla birbirine bağlı görev yükü ve burun konisinin ve görev yüküne ait paraşütün roketten atılması sağlanır.
5. Yine uçuş bilgisayarları üzerindeki sensörler yardımıyla alçalma sırasında yaklaşık 500 metre irtifada ikinci lineer aktüatöre akım gönderilip, aktüatörün itmesi sonucu açılan kısımdaki ana paraşütün açılması gerçekleşir.
6. Roketin son aşamadan sonra süzülerek inişini gerçekleştirir.
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
ALT SİSTEMLERİN CAD GÖRÜNTÜLERİ
Roket ve roket alt yapısallarına ait CAD ve teknik çizim görüntüleri bu ve bir sonraki yansıda paylaşılmıştır.
Görsel 2.4: Burun konisi Görsel 2.5: Roket üst gövdesi Görsel 2.6: Roket alt gövdesi
Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi
Görsel 2.9: Elektronik sistemler bölümü
Görsel 2.7: Merkezleme halkası Görsel 2.8: Arka kanatçık
Görsel 2.10: Ön kanatçık
Operasyon Konsepti (CONOPS)
• Roketten alınan anlık veriler roketin uçuş bilgisayarı tarafından bilgisayarın kendi hafızasında depolanacaktır. Pozisyon bilgileri ise rokette bulunan GPS vericileri tarafından, takım üyelerindeki GPS alıcılarına anlık olarak
iletilecektir.
• Roketin yarışma alanında rampaya taşınması ve motorun rokete yüklenmesi Korhan BAYSEÇ, Direnç ATMACA ve Berkay AKTUNÇ tarafından
gerçekleştirilecek. Ateşleme, yarışma komitesinden alınan son bilgiye göre Roketsan personelleri tarafından yapılacak, yanlarında teyit için Direnç ATMACA bulunacak. Elektronik sistemlerin rampaya yerleştirildikten sonra roketin üzerinde bulunacak push button ile çalıştırılacak.
• Roketin kurtarması Berkay AKTUNÇ, Korhan BAYSEÇ, İbrahim AYDIN ve Direnç ATMACA tarafından sağlanacak. Roketin 10 m/s rüzgar hızı
parametresi düşeceği tahmini yer Grafik 1.2’de verilmiştir. Roket ve görev yükü üzerinde bulunan GPS’leri kullanarak arama kurtarma çalışmalarını sürdüreceğiz. GPS’e ek olarak bulma kolaylığı açısından rokete ve görev yüküne “Beacon (Beeper)” yüklenecektir.
• Operasyonel olarak uçuşun aşamaları uçuş profili üzerinden sonraki yansıda
gösterilmiştir. Grafik 2.3: Tasarlanan roketin uçuş pozisyon grafiği
Grafik 2.2: Tasarlanan roketin yükseklik değişim grafiği
Operasyon Konsepti (CONOPS)
Uçuş profilinin görselleştirilmiş hali Grafik 2.4’te paylaşılmıştır.
Grafik 2.4: Uçuş profili
Burn Out: 5.41s, 841.3m, 262.18 m/s Tepe Noktası:
25.16s, 3000.2m, -0.71 m/s Ana Paraşüt:
191.97s, 486.16m, -20.04 m/s
Fırlatma: 0.05s, 0.02m, 1.32 m/s
Roket Alt Sistemleri
Burun Konisi
Görsel 2.4: Burun Konisine Ait CAD Çizimi O’Give şeklinde olan burun konisine ait ölçüler sunuda verilen CAD çiziminde gösterilmiştir.
Buna göre,
Toplam Uzunluk (Burun+Omuz): 470 mm, Omuz(Shoulder) Uzunluğu: 170mm,
Omuz (Shoulder) Dış Çapı: 110mm, Burun Konisi Taban Dış Çapı: 114mm,
Et Kalınlığı (Burun ve Omuz): 2mm olarak tasarlanmıştır.
Burun konisi tamamen bu ölçülerde roket yapısalları üreten bir firmadan satın alınacak olup bu sebeple üretim planı yapılmamıştır.
Materyali fiberglass olarak belirlenmiştir. Materyal seçiminde rahat sinyal geçirebilmesi, dayanıklı ve hafif aynı zamanda makine ile işlenebilir (Delme, kesme vb.) olması faktörleri göz önüne alınarak materyal kararı verilmiştir.
Burun konisinin tasarımı ANSYS programında mukavemet testine sokulmuştur. Sonuçları raporun "Testler" kısmında paylaşılmıştır.
Kurtarma Sistemi
Roketin öngörülen kurtarma sistemi paraşütlerle çift kademeli olarak sağlanacaktır. Paraşüt renkleri ayırt edilebilmesi için mavi ve tonları kullanılmasından kaçınılacaktır. Kırmızı ve yeşil tonları olan paraşütler satın alınacaktır.
Toplamda 3 adet paraşüt kullanılacaktır. (Roket sürükleme, roket ana ve görev yükü&burun konisi paraşütü)
Paraşüt Özellikleri Yük &
Burun Konisi
Roket Sürükleme Paraşütü
Roket Ana Paraşütü
Paraşüt Çapı (cm) 91.4 60.96 154
Paraşüt Asılma İpi Uzunluğu (Shroud Line Length) (cm)
104.14 71.12 175.26
Asılma İpi Sayısı (Shroud Line) (cm)
12 8 12
Süzülme Oranı (Cd) 1.5 1.5 2.2
Katlanmış Boyutları (dxL) (cm) 6.6x10.2 4.83x10.9 9.9x12.9
Tablo 2.3: Kurtarma sistemi özellikleri
Kurtarma Sistemi
• Roketin sürükleme paraşütü ve burun konisi / görev yükü ortak paraşütü burun konisinin ve diğer elemanların alttan lineer aktüatör yardımıyla itilmesi sonucu çıkacaktır.
• Roketin ana paraşütü ise yine bir lineer aktüatör yardımıyla elektronik sistemler bölümünün itilmesi ile açılacaktır.
• Lineer aktüatöre giden akım uçuş bilgisayarı tarafından direkt sağlanacaktır. Ticari uçuş bilgisayarı 9 saniye boyunca akım gönderecek. Elde üretilen uçuş bilgisayarı röleyi aktif edecek enerjiyi röleye iletecektir. Bu şekilde röle sayesinde değişen devrenin lineer aktüaötü çalıştıracaktır.
• Paraşüt kumaşlarının ve iplerinin olası bir aşırı sıcaklıktan korumak ve iplerin birbirine karışmasını önlemek amacıyla düzgünce katlanan her paraşüte yanmaz kılıf takılacaktır.
• Roketin düşüş hızı open rocket programından alınmıştır ve 8.32 m/s ‘dir. Görev yükü ve burun konisinin düşüş hızları ayrı bir programdan alınmıştır ve 14 m/s ‘dir.
Aviyonik
Uçuş bilgisayarımızda ardunio mini pro yardımı ile BMP180 ve ADXL345 sensörlerini kullanmayı amaçlıyoruz.
Uçuş bilgisayarımız, uçuş başladıktan sonra tepe noktasınaki basınç değişimini algılaması ile birlikte doğrusal aktuatörün çalışması için gerekli olan akımı üretip kurtarma sistemimizi harekete geçiricek.
Roketin maruz kalacağı olağanüstü durumlarından dolayı basınç sensörünün okuyacağı verilerde dalgalanmalar olabilir. Bu yüzden sistemimizi daha güvenilir hale getirebilmek için sistemimize üç eksenli ADXL345 ivme sensörünü de dahil ettik.
Yandaki şemada da devremizi nasıl bağlayacağımız bulunmaktadır.
Görsel 2.11: Uçuş bilgisayarı şematik diyagramı
Aviyonik
BMP180
• 9000 metre menzilli ve 0.25 metreye kadar hassas ölçüm yapabilen bir sensor olduğundan uçuş esnasında güvenilir sonuçlar almayı bekliyoruz.
• Bu basınç sensörüyle basınçtaki değişimi kontrol ederek tepe noktasını belirleyecek ardındanda yüksekliği kontrol ettirip ikinci paraşütün atılacağı noktayı bulacağız.
ADXL345
• Yüksek g ye dayanıklı ve 16 g’ye kadar hassas ölçüm yapabilen bir ivme sensörüdür. Bu sensör yardımı ile uçuşun başlayıp başlamadığını kontrol edeceğiz.
• Aynı zamanda roket tepe noktasına yaklaşırken sistemin daha kontrollü bir şekilde çalışmasını sağlamak için gelen verileri basınç sensörünün verileri ile kullanacağız.
Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler
• Gövde ve gövde içi yapısalların CAD çizimleri raporun Mekanik Görünüm ve Kütle Bütçesi kısmında paylaşılmıştır.
• Gövde ve gövde içi yapısalların hepsinin malzemesi Fiberglass olarak belirlenmiştir. Kompozit malzeme olmasının avantajlarının yanı sıra sinyal geçirme ve yüksek gerilmelere dayanım konusunda da iyi bir kompozit malzeme olduğundan ötürü Fiberglass malzemesi seçilmiştir.
• Gövde ve gövde içi yapısal desteklerin hepsi roket yapısalı üreten bir firmadan tedarik edilecektir. Montajlanması için gövdeler üzerinde gereken düzenlemeler takımımız tarafından yapılacaktır. Dolayısıyla yapısalların üretimi için herhangi bir planlama yapılmamıştır.
• Roketin uçuşu sırasında karşılaşacağı kuvvetler roket gövdesi üzerine ANSYS ortamında uygulanmış, sonuçları raporun Testler kısmında paylaşılmıştır.
Yapısal - Kanatçık
Roket üzerinde arka tarafta büyük 4 adet, ön tarafta küçük 4 adet olmak üzere toplam 8 adet kanatçık bulunmaktadır.
Önceki tasarımdaki kanatçık boyutunu artırabilmek ve statik marjin değişimini daha dengeli hale getirebilmek için ön tarafa 4 adet küçük kanatçık konulması uygun bulunmuştur. Kanatçıkların malzemesi yapılan karşılaştırmalar
sonucunda Fiberglass olarak belirlenmiştir. Kanatçıklar gövde üzerinde bulunan slotlara yerleştirilip montajlanacaktır.
Kanatçıkların CAD çizimleri Görsel 2.8 ve 2.10’da sunulmuştur.
Görsel 2.8: Ön kanatçık Görsel 2.10: Arka kanatçık
Yapısal - Kanatçık
Kanatçıkların katı modelleri Görsel 2.4 ve 2.4’te paylaşılmıştır. Kanatçıklara uygulanan testler ve sonuçları raporun Testler kısmında sunulmuştur.
Görsel 2.8: Ön kanatçık Görsel 2.10: Arka kanatçık
Yapısal - Kanatçık
Kanatçık hazır alınmış 3mm fiberglass plakanın kesilmesiyle
oluşturulacaktır. Rokette toplam 8 kanatçık kullanılacağından ve hepsinde tasarımdaki ölçülere en yakın sonucu alabilmek için plakanın kesiminde CNC kullanılması planlanıyor. İkinci bir yöntem olarak, plakanın
inceliğinden dolayı lazer ile kesim de yapılabilecek. Kanatçık roketin en önemli dengeleyici yapısallarından olduğu için tasarımdaki ölçüleri elde etmek ve malzemeye zarar vermemek büyük önem taşımaktadır. Bu sebeple elle kesimden mümkün olduğunca kaçınılacaktır. Ancak zorunda kalındığı takdirde çok dikkatli olunarak tezgahta aletli kesim sağlanabilir.
Kullanılması planlanan fiberglass plakaya ait görsel 2.12’de verilmiştir.
Görsel 2.12: G10 Fiberglass Plaka
Motor
Tasarlanan rokete 1. Motor olarak Cesaroni M-1545, 2. Motor olarak ise Cesaroni M-2150 kullanılması uygun
görülmüştür. Motorların itki grafikleri sonraki yansıda paylaşılmıştır. Motoru roketin iç borusuna sabitlemek için bir motor retainer kullanılacaktır. Motor retainerler motor roketin iç borusuna sürüldüğü zaman ileri gitmesini
engelleyecek, retainer üzerine takılan kapak ise motorun geri gitmesini önleyecektir. Motor ve retainerlar belli bir standarta göre üretildikleri için takıp çıkarma konusunda hiç bir sorun yaşanmayacaktır. Yine de emin olmak için retainer ve motorun ölçüleri teknik bilgilerinden temin edilmiş ve tarafımızca tekrar kontrol edilmiştir. Kullanılacak retainerin resmi ve ölçüleri yansıda paylaşılmıştır.
Görsel 2.13: Aeropack 75P Motor Retainer Görsel 2.14: Retainer ölçüleri
Motor
Motorların itki-zaman grafikleri aşağıdaki gibidir.
Grafik 2.4: Cesaroni M-1545 (1.Motor)
Motoruna Ait İtki-Zaman Grafiği Grafik 2.5: Cesaroni M-2150 (2.Motor) Motoruna Ait İtki-Zaman Grafiği
İkinci Motor Seçimi
Birincil motorun temin edilememesi durumunda ikinci motora göre planlanan roket tasarımı aşağıda verilmiştir.
Buna göre,
• Roketin toplam boyu 285 cm’ye düşürülmüş,
• Çapta herhangi bir değişiklik olmamış,
• Görev yükünün ağırlığı 200 g artırılmış,
• Arka kanatçık takımı aynı geometride, sadece boyundan 2 mm düşürülmüştür, ön kanatçık takımında herhangi bir değişiklik yapılmamıştır.
Görsel 2.15: İkinci motora sahip olacak roketin görünümü
İkinci Motor Seçimi
İkinci motorun rokete entegre edilmesi durumunda roketin sahip olacağı Statik Marjin-Zaman grafiği Görsel 2.6’da paylaşılmıştır. Roket;
• Statik Marjini Minimum 1.52, Maksimum 2.64 cal.
• Rampa çıkış hızı 32.7 m/s,
• Maksimum hızı 268 m/s (0.79M),
• Maksimum ivmesi 98.2m/s2
• 6m/s rüzgar hızında ulaşılabilecek yükseklik 3000 m
olacak şekilde tüm limitler içerisinde kalacağını simülasyon verilerine göre kanıtlamıştır.
Grafik 2.6: 2. Motora sahip roketin sahip olacağı statik marjin grafiği
İkinci Motor Seçimi
İkinci motor entegre edilmesi durumunda elde edilen uçuş profili ve tahmini düşüş noktasına ait görseller yansıda paylaşılmıştır.
Grafik 2.7: 2. Motora sahip roketin uçuş grafiği Grafik 2.8: 2. Motora sahip roketin pozisyon değişim grafiği
Roket Motoru Montaj Talimatı
Roket motorunun rokete sorunsuzca ve hızlı şekilde takılıp geri sökülmesi büyük önem arz etmektedir. Yarışma montaj alanında roket motorunun montajından sorumlu takım üyeleri Direnç ATMACA ve Helin Sıla AKTAŞ olarak kararlaştırılmıştır. Yarışma komitesi tarafından teslim edilecek roket motorunun yarışmada kullanılacak rokete montajı için gereken parça listesi Tablo 2.4’te verilmiştir. Takıma 2. motor verilmesi durumunda da aynı montaj yöntemi ve aynı parçalar kullanılacaktır.
Kalem Adı Açıklama
Roket Motoru (M-1545) Katı model görüntüsü sonraki yansıda paylaşılmıştır.
Yarışma Roketi Katı model görüntüsü sonraki yansıda paylaşılmıştır.
Motor Retainer (Motor Tutucu) Katı model görüntüsü sonraki yansıda paylaşılmıştır.
Tablo 2.4: Montaj için gerekli parça listesi
Roket Motoru Montaj Talimatı
Montaj şeması yansıda görsellerle paylaşılmıştır.
1) Montaj için gerekli parçalar kontrol edilir. 2) Vida dişli motor tutucunun erkek tarafı motor bloğuna yapıştırılır.
3) Roket motoru, motor bloğuna yerleştirilir. 4) Vida dişli motor tutucunun dişi tarafı erkek tarafının üstüne çevrilerek kapatılır.
Roket Motoru Montaj Talimatı
Montajda izlenecek adımlar aşağıda sırasıyla paylaşılmıştır.
1) Bütünleme işleminde kullanılacak bütün kalemlerin eksiksiz olarak hazır olduğu kontrol edilir.
2) Threaded Motor Retainer (Vida Dişli Motor Tutucu) erkek kısmı motor bloğuna sıvı epoxy ile yapıştırılarak sabitlenir.
Bu aşama yarışma alanına gelmeden önce tamamlanacaktır. Bu parça, roket motorunun burun tarafına ilerlemesini önleyecektir.
3) Yarışma alanında tam kuruması gerçekleşen motor bloğuna roket motoru yerleştirilir.
4) Motor yerleştirildikten sonra Threaded Motor Retainer (Vida Dişli Motor Tutucu) dişi tarafı, erkek tarafın üzerine çevrilerek motorun üstüne sıkıca kapatılır. Bu parça, roket motorunun geriye doğru düşmesini önleyecektir.
5) Roket motorunun rokete montajı tamamlanmıştır.
METU AURORA ROKET MOTORU MONTAJ TALİMATI HAZIRLAYAN: Korhan BAYSEÇ, Takım Kaptanı, 14/05/2019
Roketin Bütünleştirilmesi ve
Testler
Roket Bütünleştirme Stratejisi
Gövdeler birbirine iç entegrasyon gövdeleri ile bağlanacaktır. İç entegrasyon gövdelerine roketin dış gövdesini
sabitleyebilmek için yansıda görselleri paylaşılan kesme pini (shear pins) ve plastik perçinler kullanılacaktır. Roketin, ayrılması planlanmayan kısımları plastik perçin ile, ayrılacak kısımları ise shear pinler ile bağlanacaktır. Roket
montajlanıp geri sökülebilecek şekilde tasarlanmıştır. Roketin bütünleştirme stratejisine ait CAD ortamında bir video hazırlanmıştır. Link:
https://www.youtube.com/watch?v=k9B9fL8g4n4&fbclid=IwAR3TsPSVvTXMbnvmIH1PiuX5FeEjg0yDHljA- ACbyQofx0FRfkGMdBYNx4A
Görsel 2.16: Bağlantısı yapılmış Kesme Pini (Shear Pin) Görsel 2.17: Plastik Perçin ve Kesme Pini
Roket Bütünleştirme Stratejisi
• Gövde bağlantıları şok kordonu ile sağlanacaktır. Kullanacağımız kevlar şok kordonu 1500 pound kadar ağırlığı taşıyabilecek güçte olup ayrılma sırasında ortaya çıkacak kuvvetlere karşı dayanabilecektir.
• Gövde elemanlarında bulunan mapalar sayesinde ayrılması gerçekleşmiş gövde yapısallarının arasında şok kordonları ile bağlantı sağlanacaktır.
• Burun konisi ile üst gövde borusu kesme pinleri (shear pins) ile bağlanacak, üst gövde borusu ile Elektronik sistemler bölümü (E-Bay) birbirine plastik perçinler ile montajlanacaktır, dolayısıyla roketin bu kısmından herhangi bir açılma gerçekleşmeyecektir.
• Elektronik sistemler bölümü ve gövde alt borusu ise birbirine sıkı geçme ile sabitlenecektir. Roketin birleştirilecek kısımları ve kullanılacak bağlantı elemanları aşağıda sunulmuştur.
• Jolly Logic AltimeterTwo cihazı burun konisinde bulunacak mapaya plastik kelepçe ile uçuş öncesinde bağlanacaktır.
Kesme Pinleri (Shear pins)
Plastik Perçinler (Plastic Rivets)
Sıkı Geçme (Close Fit)
Testler
Yapısal Mekanik/Mukavemet Testleri
CAD tasarımı tamamlanmış roketin her bir dış yapısalına ANSYS üzerinden mukavemet ve basınç testi uygulanarak toplam deformasyon ve stres bilgileri elde edilmiştir. Yine ANSYS üzerinden hesaplamalı akışkanlar dinamiği testi uygulanmıştır. Analiz sonuçları ve analize ait görseller bu ve bir sonraki yansıda paylaşılmıştır. Testlerin sonucunda deformasyonların hepsi elastik deformasyon olarak alınmış, dolayısıyla kritik yapısalların hepsi uçuş boyunca
karşılaşacağı kuvvetlere dayanıklı kabul edilmiştir.
• Parametre olarak roketin maruz kalacağı en yüksek kuvvet olarak hesaplanan 1.7kN kanatçık hücum kenarından uygulanmıştır. Yapısalın uğrayacağı maksimum elastik deformasyon (kırmızı bölgeler) 0.005mm olarak alınmıştır.
Görsel 2.18: Arka kanatçık
Testler
Yapısal Mekanik/Mukavemet Testleri
• Parametre olarak roketin maruz kalacağı en yüksek kuvvet olarak hesaplanan 1.7kN burun ön tarafından uygulanmıştır.
Yapısalın uğrayacağı maksimum elastik deformasyon (kırmızı bölgeler) 0.002mm olarak alınmıştır.
• Parametre olarak roketin maruz kalacağı en yüksek kuvvet olarak hesaplanan 1.7kN kanatçık hücum kenarından
uygulanmıştır. Yapısalın uğrayacağı maksimum elastik deformasyon (kırmızı bölgeler) 0.01mm olarak alınmıştır.
• Parametre olarak roket yatay pozisyona geçtiğinde coupler üzerine binecek roket ağırlığı hesaplanan 250N ve 185N iç yapısalın iki bağlantı kısmından aynı anda uygulanmıştır. Yapısalın uğrayacağı maksimum elastik deformasyon (kırmızı bölgeler) 0.0007mm olarak alınmıştır.
Görsel 2.21: Burun Konisi Görsel 2.20: Ön kanatçık
Görsel 2.19: Elektronik Sistemler Bölümü
Testler
Hesaplamalı Akışkan Dinamiği Analizi (CFD)
Tasarımı tamamlanan rokete ANSYS ortamında CFD Testi uygulanmıştır. Parametre olarak roketin uçuş sırasında
karşılaşacağı maksimum hız verilmiştir. Analiz sonucunda uçuşu etkileyecek düzeyde büyük bir düzensiz hava akışına rastlanmamıştır. Test sonuçları aşağıda görsellerde verilmiştir.
Görsel 2.22: Roket CFD Analizi
Testler
Burun Açılma/Kurtarma Sistemi Testleri
Burun açılma testi, roket yerdeyken uçuş bilgisayarının akım vermesi ile başlayacaktır. Lineer aktüatörün rokette kullanılacak görev yükünden daha fazla bir ağırlığı itip itemeyeceği değişik pozisyonlarda test edilmiştir ve bu testle roketin kesme pinleriyle bağlı kısımlarını açabileceği varsayılmıştır. Test ortamı Görsel 2.5’te paylaşılmıştır. Teste ait video linki: https://www.youtube.com/watch?v=LFnwf5HCpXE
Görsel 2.23: Burun Açılma/ Kurtarma Sistemi Test Ortamı
Testler
Aviyonik Sistem Testleri 1)Basınçlı Kap Testi
Uçuş bilgisayarlarının çalışmaması veya elimize entegreleri hasarlı bir şekilde ulaşması ve farkedilmemesi halinde roketin açılması
gerçekleşmeyecektir. Dolayısıyla uçuş bilgisayarlarının bir şekilde testlerinin yapılması oldukça önemlidir. Testi gerçekleştirmek için vakumlanabilir kap ve led kullanılmıştır. Uçuş bilgisayarları, üzerlerinde bulunan barometre ve ivme ölçer sayesinde tepe noktasını veya alçalıştaki yüksekliği kontrol eder. Vakumlu kap içerisinde lineer aktüatör test edilmesi tehlikeli olacağından ötürü uçuş
bilgisayarlarını ledlere bağlayarak testleri gerçekleştirilmiştir. Testte kullanılan örnek kap ve ekipmanlar Görsel 2.24 ve 2.25’te paylaşılmıştır. Ayrıca hem ticari uçuş bilgisayarına hem de tarafımızca üretilen uçuş bilgisayarına uygulanan basınçlı kap testleri Youtube ortamına yüklenmiştir. Linkler:
• Ticari uçuş bilgisayarı testi: https://www.youtube.com/watch?v=PsLEXWiUiiI
• Tarafımızca üretilen uçuş bilgisayarının testi:
https://www.youtube.com/watch?v=enQls2ZOnUk
Görsel 2.24: Vakumlamayı sağlayacak teçhizatlar
Görsel 2.25: Akım verdiği teyit edilen örnek uçuş bilgisayarları
Testler
Aviyonik Sistem Testleri 2)İvme Testi
Tarafımızca üretilen uçuş bilgisayarı ivme ölçer ile çalışmaktadır, başarılı olup olmadığını görebilmek için ivme testi uygulanmıştır. Yapımı tamamlanan uçuş
bilgisayarı ve test ortamı Görsel 2.26’da paylaşılmıştır. İvme testi ayrıca roketin karşılaşacağı anlık G lere dayanıklı olup olmadığını görmek için oldukça önemli bir testtir. Bu sebeple aviyonik sistemler içerisinde yer alan bütün elektronik kartlara ivme testi uygulanmıştır. Testin ardından bütün kartların tekrar çalıştıkları
gözlemlenmiştir. İvme testi için üretilecek yüksek hızlı satrifüjün çok maliyetli olması sebebiyle aynı ivme, elektronik kartı bir ipe bağlayıp elde çevrilerek sağlanmaya çalışılmıştır. Elde edilen ivme değerleri test bittikten sonra kartın belleğinden
alınmıştır. Elektronik devrelerin roketin uçuşta alacağı maksimum ivmenin üzerinde çalışabildiği videoya çekilmiş ve Youtube ortamına yüklenmiştir.
Link: https://www.youtube.com/watch?v=Nw7G2l-1g_Y Görsel 2.26: İvme Testi
Testler
Telekomünikasyon Testleri
Rokete ve Görev yüküne takılacak olan GPS vericilerinin GPS alıcısıyla eşleşip eşleşmediği, GPS vericisindeki konum
değişikliğinin GPS alıcısında anlık koordinat değişimlerinin doğruluğu test edilmiştir ve başarılı sonuç elde edilmiştir. Geçen seneki testlerde çekilen örnek resimler yansıda sunulmuştur. Bu sene yapılan test videosu ise youtube ortamına yüklenmiştir.
Link: https://youtu.be/kqypSnTHPTM
Görsel 2.27: GPS vericisi Görsel 2.28: GPS vericisindeki konum değişimi gözlemi
Takvim
Planlanan İş Planlanan Tarih Yapılma Durumu
Öngörülen Bütçe Planlaması ve Temini Çalışmaları 14/12/2018 YAPILDI
Roketin Bütün Tasarım Çalışmalarının Başlaması 21/01/2019 YAPILDI
Önceliği Olan İlk Belirlenen Malzemelerin Satın Alımı 1-7/02/2019 YAPILDI
Planlanan Sistemler Üzerine Malzemelerle Çalışılmaya Başlanması 17/02/2019 YAPILDI
Öncül Tasarım Raporu Yazılma ve Kontrol Süreci 17/02-07/03/2019 YAPILDI
Üzerinde Çalışılan Telekomünikasyon Sistemlerinin Üretiminin Tamamlanması 23-31/03/2019 YAPILDI
Telekomünikasyon, Yapısal ve Mukavemet Testleri 1-7/04/2019 YAPILDI
Kritik Tasarım Raporu Yazılma ve Kontrol Süreci 17/04-07/05/2019 YAPILDI
Üzerinde Çalışılan Aviyonik Sistemlerinin Üretiminin Tamamlanması 10-20/05/2019
Aviyonik Sistem Testi 20-31/05/2019
Burun Konisi Açılma ve Kurtarma Sistemleri Testi 1-5/06/2019 Gereken Tüm Malzemelerin Satın Alım İşlemlerinin Tamamlanması 01-31/07/2019
Genel Test Raporu ve Atışa Hazırlık Raporu Son Teslim Tarihi 02/08/2019 Testleri Tamamlanan Roket Alt Sistemlerinin Birleştirilmeye Başlanması 10-12/08/2019
Roket Üretiminin Başarıyla Tamamlanması 27/08/2019
Proje Takvimi KTR’ye kadar detaylandırılarak paylaşılmıştır. Sonraki raporlarla birlikte takvim de güncellenecektir.
Takvimde yer almayan, takımın her 2 haftada bir olan genel gidişat toplantısı, ayrıca her hafta takım alt ekiplerinin toplantıları ve rutin çalışmaları bulunmaktadır.
Tablo 2.5: Takvim
Bütçe
Satın alınacak malzemeler, adet ve fiyatları aşağıdaki tabloda verilmiştir. Liste içerisindeki malzemelerin bazıları hali hazırda satın alınmıştır. Takımın sponsor arayışları devam etmektedir.
Birim Fiyat(USD) Adet Toplam Fiyat(USD)
Merkezleme Halkası 17,96 3 53.88
Motor Borusu 91 1 91
Fiberglass Plaka 27,00 1 27,00
Gövde Borusu 170 2 340
Elektronik Sistem
Gövdesi 63,70 1 63,70
Lineer Aktüatör 120 2 240
Burun Konisi 110 1 110
Faydalı Yük 47,50 2 95,00
Ana Paraşüt 146,59 1 146,59
Sürükleme Paraşütü 56,90 1 56,90
Kevlar Kordon 0,97 15 14,55
Görev Yükü Paraşütü 96 1 96
Shear Pins 3,10 1 3,10
GPS Verici 70 4 280
GPS Alıcı 55 4 220
Uçuş Bilgisayarı 85 2 170
Tablo 2.6: Malzeme Satın Alım Listesi
