TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI Kritik Tasarım Raporu (KTR) Sunuşu

(1)

TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI

Kritik Tasarım Raporu (KTR) Sunuşu

UYARI:

Bu Format dışında herhangi bir format kullanılmayacaktır.

Üretilen bilgilerin orijinal hali ile yansılara konulması (ekran görüntüsü alınmaması), çözünürlük ve okunurluğunun iyi olması ve profesyonel bir sunum hazırlanmasına özen gösterilmesi gerekmektedir.

El çizimi yapılmamalıdır.

Logosu

1 17 Mayıs 2019 Cuma 2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU

(KTR)

(2)

Takım Yapısı

Logosu

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

(ÖTR)

(3)

Takım Yapısı

Logosu

(ÖTR)

Takım Lideri: Furkan KURTALAN

Takımın gidişatını ve prosesleri planlayıp kontrol eden, alınması gereken izinlerin, okul ve şirketler ile görüşmelerin ayarlanmasını sağlayan, takım ilerleyişinden sorumlu takım üyesidir.

Teknik Lider: Kağan AKIN

Takım lideri ile beraber ortak olarak çalışan, takımın işleyişini, gelir-giderlerini denetleyen ve teknik konularda takım lideri ve ekip liderleri ile beraber çalışan takım üyesidir.

Yapısal Ekibi:

Üretecek olduğumuz roketin tasarımını diğer ekiplerden aldığı bilgilerle senkronize olarak ortaya koyan AtaUni TTurks alt ekibidir.

Tasarım Ekip Üyeleri:

Akif BABAYİĞİT(Ekip Lideri) Emre EROL

Tülay ÖZBAY

Mehmet GÜNKESEN

(4)

Takım Yapısı

Logosu

(ÖTR)

Benchmarking Ekibi:

Takım için gerekli ön araştırmaları yapan, piyasada kullanılabilecek malzemelerin değerlendirmelerini yapıp takıma hız kazandıran, optimal performans için fiyat ve risk analizleri yapan AtaUni TTurks alt ekibidir.

Benchmarking Ekip Üyeleri:

Kaan KÜPELİ

Roket Aerodinamiği Ekibi:

Tasarım ekibinin tasarlamış olduğu roketin çeşitli programlar yardımıyla aerodinamik olarak üretime ve fırlatmaya uygun olup olmadığını, roketin havada maruz kalacağı dış etkiler ile yapabileceği hareketleri tayin eden AtaUni TTurks alt ekibidir.

Roket Aerodinamiği Ekip Üyeleri:

Anıl Cansın KADIOĞLU (Ekip Lideri) Mehmet KARAOĞLU

Kağan AKIN Aykut ŞİMŞEK

Motor ve İtki Ekibi:

Yapılmış olan roket tasarımında hangi motorun kullanılacağı, nasıl kullanılacağı, motorun montajı ve demontajının nasıl yapılacağını, kullanılacak olan yakıtın bize vereceği itki ve ısıl değerlerin tayini ile görevli AtaUni TTurks alt ekibidir.

Motor ve İtki Ekip Üyeleri:

Merve KORKMAZ(Ekip Lideri) Mustafa YILDIRIM

Mehmet ŞAHİN

(5)

Takım Yapısı

Logosu

(ÖTR)

Roket Elektriği ve Aviyonik Ekibi:

Roketin iç kısımında kalan aviyonik sistemin tayini, nasıl çalışacağı, montajı ve demontajı, kendi üreteceğimiz uçuş bilgisayarının yazılımsal olarak kodlanması ve üreteceğimiz uçuş bilgisayarının çalışmaması durumunda ticari uçuş bilgisayarını devreye sokmakla görevli TTurks alt ekibidir.

Roket Elektriği ve Aviyonik Ekip Üyeleri:

Selin YILDIZLI(Ekip Lideri) Ahmet Erbil YILMAZ Kübra Nur GÖKBULUT Ömer Faruk GÜRBÜZ

Ayırma ve Kurtarma Ekibi:

Roketin ayırma ve kurtarma alanıyla ilgilenen paraşüt hesapları ve mekanik kurtarma sistemi analizlerini yapmak görevli TTurks alt ekibidir.

Roket Ayırma ve Kurtarma Ekip Üyeleri:

Furkan KURTALAN(Ekip Lideri) Emre EROL

Akif BABAYİĞİT Buğrahan TEZGEL Emre ÖRNEKOL

(6)

Roket Genel Tasarımı

Logosu

(KTR)

(7)

ÖZET

Logosu

7 17 Mayıs 2019 Cuma

Tahmin Edilen Uçuş Verileri ve Analizleri

Ölçü Yorum

Boy (metre): 1,85 Kurtarma ve ayırma sistemlerimiz için uygundur

Çap (metre): 0,12 Kurtarma ve ayırma sistemleri için yeterli görülmüştür.

Roketin Kuru Ağırlığı(kg.): 13,605 Motor ağırlığı olmadan hesaplanan roket ağırlığı

Yakıt Kütlesi(kg.): 1,864 Gerekli itme gücünü sağlayabilmesi için gerekli yakıt miktarı

Motorun Kuru Ağırlığı(kg.): 1,584 Motorun yakıt bittikten sonraki ağırlığı

Faydalı Yük Ağırlığı (kg.): 4 Yarışma formatı gereği alınmıştır.

Toplam Kalkış Ağırlığı (kg.): 17,394 Tasarımımızın toplam ağırlığı

İtki Tipi: Katı Yakıt

Ölçü Yorum

Kalkış İtki/Ağırlık Oranı: 21,63

Toplam itki/(Toplam kütle*yerçekimi ivmesi) formülü ile hesaplanmıştır

Rampa Hızı(m/s): 21,66 Open Rocket değeri için belirlenmiştir.

Yanma Boyunca En az Statik

Denge Değeri: 1,77 Open Rocket değeri için belirlenmiştir.

En büyük ivme (g): 4,02 Maksimum irtifa süresi 19,3 sn olarak hesaplanmıştır.

En Yüksek Hız(m/s & M): 169,54& 0,51 Open Rocket simülasyon değeri için belirlenmiştir.

Belirlenen İrtifa(m): 1551 Open Rocket simülasyon değeri için belirlenmiştir

Yarışma Roketi Hakkında Genel Bilgiler

Motor Seçimleri

2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU (KTR)

Marka : CESARONI İsim: 3683 L-851 WH-0 Sınıf: L

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 3683,2 Marka : CESARONI İsim: 3727-L1050-BS-0 Sınıf: L

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 3727

(8)

Open Rocket Genel Tasarım

Logosu

(KTR)

(9)

Open Rocket Genel Tasarım

Logosu

(KTR)

Zaman(s) İrtifa(m) Hız(m/s)

Fırlatma

0,07 0,03 1,6

Rampa Tepesi

0,58 5,99 21,66

Burn Out

4,35 390,84 168,91

Tepe Noktası

19,25 1551,2 0,5

Paraşüt Açılması

21,75 1519 24,68

Faydalı Yük çıkışı

22,00 1514,5 14,77

Paraşüt sonrası

185,53 0,11 7,31

Düşüş Noktası Çapı

OpenRocket'ten alınan verilere göre düşme çapı

1400m olarak hesaplanmıştır.

(10)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Logosu

(KTR)

*Balık gözleri paraşüt ağırlıkları hesaplanırken eklenmiştir. **Pil ağırlıkları elektronik bölmesine eklenmiştir.*** Stabilite değerini korumak için kütle ekleme olacaktır.

MALZEME ADI MALZEME TÜRÜ σakma (mpa) (min-max) μ AĞIRLIK (gr) ADET TOPLAM AĞIRLIK(gr)

Burun Konisi Alüminyum 6061 T6 SERİSİ 240-275 0,33 1300 1 1300

Burun Konisi Entegrasyon Bölgesi Alüminyum 6061T6 SERİSİ 240-275 0,33 400 1 400

Ön Gövde Karbonfiber filament 12K 1896 - 1137 1 1137

Arka Gövde Entegrasyon Bölgesi Karbonfiber filament 12K 1896 - 126,76 1 126,76

Arka Gövde Karbonfiber filament 12K 1896 - 557,16 1 557,16

Kanat Karbonfiber filament 12K 1896 - 40 4 160

Kanat Bağlantı Elemanı (M4 Civatalar) Paslanmaz Çelik AISI 316 290 0,27 0,79 72 56,88

Kanat Bağlantı Elemanı( M4 Somunlar) Paslanmaz Çelik AISI 316 290 0,27 0,81 72 58,32

Kanat Bağlantı Elemanı (L yatak parçaları) Filament ABS 39 0,35 7,04 8 56,32

Sabitleme Civataları (M4) Paslanmaz Çelik AISI 316 290 0,27 0,79 9 7,11

Motor bloğu Alüminyum 1060 ALAŞIM 17.0 0.33 350 1 350

Merkezleme halkası Alüminyum 1060 ALAŞIM 17.0 0,33 36,92 2 73,84

Bulkhead (Aktüatör üstü ve altı) Alüminyum 1060 ALAŞIM 17.0 0,33 55,8 2 111,6

Bulkhead(motor bloğu önü) Alüminyum 6061 T6 SERİSİ 240-275 0,33 85,37 1 85,37

Kurtarma Sistemi DC motor+Filament PLA 49,5 - 100 1 100

Lineer Aktüatör Alüminyum Plastik - - 2000 1 2000

Faydalı yük Alüminyum-Plastik-Cardboard - - 4000 1 4000

Elektronik bölmesi** Filament PLA 49,5 - 1100 1 1100

Ana Paraşüt* Ripstop Nylon - - 500 1 500

Sürüklenme Paraşütü* Ripstop Nylon - - 350 1 350

Faydalı Yük Paraşütü* Ripstop Nylon - - 450 1 450

Şok Kordonu Kevlar - - 8,34 3 25,2

Mapa Dökme Demir 172 0,28 65 1 65

Mapa Bağlantı Elemanları (M6 somun) Paslanmaz Çelik AISI 316 290 0,27 5 5 5

Cesaroni L851 - - - 3789 1 3789

Ray butonu Alüminyum - - 4,95 2 10

Extra*** Paslanmaz Çelik AISI 316 290 0,27 500 1 500

Toplam: 17374,56

(11)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Logosu

(KTR)

Parça numarası Roket Parçası Adet Dış Çap(mm) Uzunluk(L)(mm) Et Kalınlığı(mm)

1 Burun Konisi 1 120 200 6

2 Burun Konisi Bağlantı Bölgesi 1 117 180 2

3 Arka Gövde (Erkek) 1 120 506 1,5

4 Arka Gövde Entegrasyon Bölgesi 1 117 180 1,5

5 Ön Gövde 1 120 1144 1,5

6 Motor Bloğu 1 78 506 1

7 Bulkhead (Motor Bloğu Önü) 1 117 – 2

8 Bulkhead (Ön ve Arka) 2 117 – 2

9 Aviyonik Bölmesi 1 114 250 1

10 Faydalı Yük 1 80 180 –

11 Lineer Aktüatör 1 55 530 –

12 Faydalı Yük Paraşütü(Kapalı Hali) 1 90 80 –

13 Yavaşlatıcı Paraşütü (Kapalı Hali) 1 50 50 –

14 Ana Paraşüt(Kapalı Hali) 1 100 80 –

15 Merkezleme Halkası 2 117

-

2

- Taban Uzunluğu(mm) Tavan Uzunluğu(mm) Kalınlık(mm) Yükseklik (mm)

16 Kanat ( 4 Adet) 180 60 3 63,00

12 1

10 2 13

8 14

5 11

8 9

7 4

6 3 15

16

(12)

Logosu

(KTR)

Sistem Uçuş Analizi Verileri

1-Roketin Ateşlenmesi

2-Motor itkisi ile yükselme

3-Tepe noktası

4-Faydalı yük ve burun konisinin ayrılması

5-Sürüklenme paraşütünün açılması

6-Ana paraşütün açılması

7-Kurtarma

Roketimizin ateşlemesi yapıldıktan sonra rampa çıkış hızı 21.66m/s olacak şekilde hareketine başlayacaktır. Roketimiz için seçilen motor 4,3s boyunca yanıp 3683,2 N’luk itkiyi sistem dışına itki gücü olarak aktaracaktır. Roketimizin maksimum irtifaya varış süresi kalkış anından itibaren 19.25 s olarak hesaplanmıştır.

Tepe noktasında kurtarma sistemimiz 2,5saniyelik bir gecikme ile burun konisi açılacak ve birbirine bağlı olan burun konisi ,faydalı yük ve faydalı yük paraşütü

roketten bağımsız olarak 6,6m/s hızla iniş yapacaktır.(V=sqrt(2*w/C

_d

ρA) formülü ile hesaplanmıştır.).Faydalı yükün ardından gövdenin dışına çıkarılan

sürüklenme paraşütünün düşüş hızı ortalama

24,68

m/s’dir . Bu düşüş yerden 600m irtifaya kadar devam edecek olup 600 m ye gelindiğinde ana paraşütümüz

açılıp yere düşme hızı 7,31 m/s olacaktır. Roketin yere başarılı bir şekilde indirilmesinden sonra GPS sistemi ile gözlemleme yardımıyla düştüğü yer tespit edilerek

kurtarma işlemi gerçekleştirilecektir.

(13)

Logosu

(KTR)

Sistem Uçuş Analizi Verileri

Veri Ölçü Yorum

Kalkış İtki/Ağırlık Oranı 21,63 Toplam İtki/(yerçekimi ivmesi*kütle) formülü ile hesaplanmıştır.

Rampa Çıkış Hızı (m/s) 21,66 Open Rocket değeri için belirlenmiştir.

Yanma Boyunca Minimum Statik Denge Değeri 1,77 Open Rocket ve kendi hesaplama değerimiz için belirlenmiştir.

En Büyük İvme (m/sn² & g) 48,5 & 4,02 Maksimum irtifa süresi 19.3 s olarak hesaplanmıştır.

En Yüksek Hız (m/s & M) 169,81& 0,51 Open Rocket simülasyon değeri için belirlenmiştir.

Öngörülen İrtifa (m) 1551 Open Rocket simülasyon değeri için belirlenmiştir.

Maksimum Deployment Hızı (m/s) 24,68 Yapılan hesaplamalara göre maksimum düşüş hızı belirtilmiştir

Uçuş Süresi (s) 185,53 Open Rocket simülasyon değeri için belirlenmiştir.

Yere Maksimum Çarpma Hızı (m/s) 8,39 Open Rocket değeri için belirlenmiştir.

Yere Minimum Çarpma Hızı (m/s) 7,31 Yapılan hesaplamalara göre minimum yere çarpma hızı belirtilmiştir

Maksimum İrtifaya Ulaşma Süresi (s) 19,25 Open Rocket'den alınan değere göre belirlenmiştir.

Yanma Gecikmesi (s) 1,82 Open Rocket‘ten alınan değere göre belirlenmiştir.

(14)

Operasyon Konsepti (CONOPS)

Logosu

(ÖTR)

Operasyon Konsepti

1) Roket atış öncesi motor montajı ve rampaya yerleştirilerek atışa hazır hale

getirilmesi.

2) Roketin ateşlenmesi ve rampadan 21,66 m/s hızla çıkarak uçuşa başlaması 3) Roketin yakıtı bitimine kadar 168,91 m/s hıza çıkarak kendi ivmesiyle tepe

noktasına ulaşması

4) 1551m olarak belirlediğimiz tepe noktasında faydalı yükün ve sürüklenme

paraşütünün açılması

5) Faydalı yükün ayrıldıktan sonra 6,6 m/s hızla yere düşmesi

6) Roket sürüklenme paraşütünü açtıktan sonra 600 m irtifaya düşüne kadar 24,68

m/s hızla iniş

7) 600 m irtafaya gelindiğinde roketin ana paraşütü açarak yere 7,31 m/s hızla

düşmesi

8) GPS den gelen verileri yer istasyonundan anlık alarak roketin konumu tespit edilip

kurtarma ekibi ile konumundan alınması.

Görevlendirmeler Görevli Takım Üyeleri

Takım Lideri Furkan KURTALAN

Atış Sorumlusu Mustafa YILDRIM

Atış Alan Sorumlusu Tülay ÖZBAY

Atış Sonrası Kurtarma Anıl Cansın KADIOĞLU

(15)

Operasyon Konsepti (CONOPS)

Logosu

(ÖTR)

1 Motor takılıp araca güvenli bir şekilde konumlandırma Furkan KURTALAN, Anıl Cansın KADIOĞLU

2 Araç yardımı ile atış sahasına götürülmesi ve yarışma altimetresi takılması Mustafa YILDIRIM

3 Rampaya yerleştirilme ve atışa hazır hale getirme Furkan KURTALAN, Anıl Cansın KADIOĞLU, Mustafa YILDIRIM

4 Motor kontrolü Mustafa YILDIRIM, Anıl Cansın KADIOĞLU

5 Aviyonik sistem kontrolü Furkan KURTALAN

6 Ateşleme telleri bağlantıları Yetkili

7 Yer istasyonu kurma ve haberleşme kontrolü Tülay ÖZBAY

8 Roket ateşlenmesi ve rampadan 21,66 m/s hızla ayrılması Yetkili

9 Roket 1551 m de ayırma işlemleri ve 24,68 m/s inişe başlaması -

10 600 metrede ana paraşüt açılması ve 7.31 m/s hıza düşerek düşüşe devam etmesi -

11 Yere düştüğünde yer istasyonundan konum alma Tülay ÖZBAY

12 Alınan konum yardımı ile roket kurtarma işlemleri Furkan KURTALAN, Anıl Cansın KADIOĞLU, Mustafa YILDIRIM

13 Araç yardımı ile roketin bulunması ve jüriye teslim edilmesi Furkan KURTALAN, Anıl Cansın KADIOĞLU, Mustafa YILDIRIM

(16)

Roket Alt Sistemleri

Logosu

(KTR)

(17)

Burun Konisi

Logosu

(ÖTR)

Burun konisi malzememiz değişmemiş olup üretim metodları aynı şekilde uygulanmıştır. Burun konisi tasarımında tanjant ogive ile parabolik burun tasarımları karşılaştırılmış, tanjant ogive burun konisi geometrimiz olarak

belirlenmiştir. Yapılan araştırmalar sonucunda tanjant ogive fonksiyonu ile yapılan burun konilerinin tasarımımız için optimal olduğu gözlemlenmiştir. Malzeme olarak karbon fiber düşünülmüştür fakat burun konisinin geometrisinden dolayı karbon fiberin üretim süreci zor ve pahalıdır. Burun konisinin sağlamlığını ve bütünlüğünü sağlamak amacı ile burun konisinin malzemesi; hafifliği, istenilen mekanik özellikleri sağlaması, şekil alabilme kabiliyeti ve sıkça ekstrüzyon uygulamalarında kullanılabilir olmasından dolayı Alüminyum 6061 -T6 olarak seçilmiştir.

Tasarlamış olduğumuz burun konisinin üretiminde CNC torna tezgahı kullanılmıştır. CNC tezgahında burun konisinin uç kısmı çıkartılırken tornanın daha iyi işleyebilmesi için burun konisinin uç kısmından 35 mm’lik çap ile iç kısım dolu bırakılmıştır.

Malzeme adı Yoğunluk Akma

Mukavemeti

Çekme Mukavemeti

Kopma uzaması (%50)

Sertlik(Brinel) Alüminyum 6061

– T6

2,7 g/m³ 240-270 Mpa 260-310 MPa 8-12 90-95

Burun Konisine Genel Bakış

(18)

Burun Konisi

Logosu

(ÖTR)

Tanjant ogive fonksiyonu ile tasarlamış olduğumuz burun konisinin ANSYS paket programı ile yapılan analiz sonucu görselde gösterilmektedir.

(19)

Kurtarma Sistemi

Logosu

(ÖTR)

Sistem Kontrol Stabilite Tasarlanabilirlik Montaj Uygunluğu

Lineer aktüatör DC motor Stabil Orta Kolay

Pinömatik sistem Yön valfi Stabil Kolay Orta

Kurtarma sistemi olarak lineer aktüatör seçilmiştir. Aktüatörün seçilme sebebi pnömatik sistemin 1/3’ü kadar ağırlığına sahip olmasıdır. Boyut olarak pnömatik sistemin gövde içinde çok fazla yer kaplaması bizi kurtarma sistemi seçiminde aktüator seçimine yönlendirmiştir.

Sistem Avantajlar Dezavantajlar

Lineer Aktüatör Hareketi kontrol edilebilir. Sistemin tamamen açılması zaman almakta.

Pinömatik Sistem Hızlı çalışması. Ağırlığı çok fazla, gözde içinde fazla yer kaplamakta.

Faydalı Yük Paraşütü

Ana Paraşüt Faydalı Yük

Sürüklenme Paraşütü

Lineer Aktüatör

Aviyonik bölümü

Faydalı Yük Paraşütü Faydalı Yük

Sürüklenme Paraşütü

Ana Paraşüt

Pnömatik Sistem

Pinömatik Sistem Modeli Lineer Aktüator Sistem Modeli

Kilit Sistemi Kabloları için Ayrılan Bölüm

Seçtiğimiz aktüatörün özellikleri ise:

1) Toplam Uzunluk: 53 cm 2) Çap: 5.5 cm

3) Açılan Kol Uzunluğu: 30 cm 4) Açılma Hızı: 23 cm/s

Kurtarma sisteminde kullanacağımız ana, sürüklenme ve faydalı yük paraşütlerinin çapları sırasıyla 160 cm, 50 cm, 150 cm olarak belirlenmiştir. Paraşüt çapları belirlenirken gerekli araştırmalar ve hesaplamalar yapılmıştır. Hesaplamalarda Alan = (2 m g) / (r C_dv²) formülünden alan ;

Alan=(π/4)*D² formülünden ise gereken paraşüt çapları bulunmuştur. Open Rocket uçuş simülasyonlarındaki düşme hızı ve düşme yarıçapları verilerinden çapların yeterli olduğu teyit edilmiştir.

(20)

Kurtarma Sistemi

Logosu

(ÖTR) Sistemin Çalışma Prensibi

Bulkhead üzerine monte edilmiş lineer aktüatörün hareketli kolu 30 cm uzamaktadır. Aktüatörün hareketli koluna bir bulkhead sabitlenmiştir. Bulkhead doğrusal olarak hareket etmektedir.

Bulkheadin önünde ana paraşüt, sürüklenme paraşütü ve en uç kısımda faydalı yük ve faydalı yük paraşütü sırası ile bulunmaktadır. Entegrasyon bölgesindeki aviyonik kutusunda bulunan ardiuno tabanlı uçuş bilgisayarından aldığı komutla aktuatör, tepe noktasında aktif hale gelecek ve hareketli kolu uzamaya başlayacaktır. Yukarı doğru hareket eden bulkhead, sistemlerin yukarı çıkmasını ve sistemlerin birbirini iterek burun konisinin tepe noktasında 2,5 s gecikme ile açılmasını sağlayacaktır. Entegrasyon bölgesindeki aviyonik kutusunda roketin GPS, RF haberleşme, sürüklenme paraşütü kilit sistemi ve sürüklenme paraşütünün çıkış kontrolünü sağlayacak sistem bulunmaktadır. Burun konisi açıldığında öncelikle faydalı yükümüz paraşütü ile dışarı çıkacaktır, burun konimiz faydalı yükümüze bağlı olarak 6,6m/s hızla inecektir (V=sqrt(2*w/C_d*ρ*A formülü ile hesaplanmıştır). Faydalı yük roketten bağımsız bir şekilde inişini gerçekleştirecektir. İtici sistemin etkisi ile sürüklenme paraşütü dışarı çıkacaktır. Roket düşüşe geçtiği sıradaki hızı 24,68 m/s’dir . Burada ana paraşütümüz, lineer aktüatörün hareketli koluna monte edilmiş olana bulkhead üzerindeki bir kilit sisteminin tuttuğu kalın bir lastik yardımı ile gövde içinde tutulmaktadır. Son 600 metreye gelindiğinde ana bilgisayarımızdan aldığı komutla kilit sistemi açılacak ve lastik serbest kaldıktan sonra ana paraşütümüz dışarı çıkacaktır. Aksi bir durumda ana sistemi kontrol ederek ilerleyen yedek bilgisayar, devreye girecek ve aynı çalışma şekline sahip sistem ile çalışan yedek kilidimiz açılacak ve lastiğin tutulduğu yerden çıkması ile ana paraşütün açılması sağlanacaktır. Roketimiz yere 7,31 m/s hızla iniş yapacaktır.

Vega1500 için tasarladığımız kurtarma sistemi yukarıdaki görsellerde gösterilmektedir.

(21)

Kurtarma Sistemi

Logosu

(ÖTR)

Lineer aktüatörün hareketli koluna monte edilecek olan bulkhead üzerindeki kilit sisteminin 3d yazıcı aracılığı ile prototipi yapılmış ve ana paraşütü serbest bırakacak kilit sistemi için örnek uygulamalar gerçekleştirilmiştir. Test videoları testler kısmında yer almaktadır.

Bulkhead üzerinde ana paraşütü serbest bırakacak kilit sistemi ana paraşütü kalın bir lastik yardımıyla çift taraflı olarak roket üzerinde tutmaktadır. Roketimiz iniş sırasında yere 600-400 m kala uçuş bilgisayarından aldığı komutla lastiği tutan kilit sisteminin bir ucunu bırakacak ve ana paraşüt serbest kalacaktır. Bu sistem için örnek uygulamalar gerçekleştirilmiştir. Test videoları testler kısmında yer almaktadır.

Roketimizin iniş sırasında yere 600-400 m kala uçuş bilgisayarından aldığı komutla lastiğin bir ucunu tutan kilit sisteminin açılması ve ana paraşütün serbest kalması amaçlanmıştır. Olası bir soruna karşı roket içerisinde bulunan yedek uçuş bilgisayarı, ana paraşütün açılıp açılmadığını kontrol eder. Ana paraşüt açılmadığı taktirde yedek uçuş bilgisayarından alınan komutla kilit sistemindeki lastiğin diğer ucu açılarak ana paraşütün serbest kalması sağlanacaktır. Bu sistem için örnek uygulamalar

gerçekleştirilmiştir. Test videoları testler kısmında yer almaktadır.

(22)

Aviyonik

Logosu

(ÖTR)

Ana Kontrol Bilgisayarı Yedek Kontrol Bilgisayarı

Ek olarak; Uydumuzun üzerine konumunun tespiti amacıyla işlemci, GPS ve RF haberleşme modülleri entegre edilerek kurtarma işlemi gerçekleştirilecektir.

Parça adı Modeli Boyut Ağırlık

İşlemci Ardiuno Uno 68*53 mm 25g

Motor sürücü L298N 68*55*30 mm 37g

Gps modülü Adafruit Ultimate GPS

Breakout 25.5mm*35mm*6.5mm 8g

Motor sürücü BTS7960B Motor

sürücü 48 x 48 x 12mm 66g

Haberleşme modülü DRF7020D20 Dorji Alıcı Verici RF Modül

18,3mm X 39,5mm.

Yükseklik 7mm 12 g

Regülator XL6009 - 4 A 43mm*21mm 2g

Gyro/İvme Ölçer /Pusula / Barometre Sensör Ünitesi

10 DOF Mems IMU

Sensor 26x18mm 3g

12V DC Lineer

Aktuator Lineer Aktuator 45mm*300mm 2002 g

Dc Motor Mini DC Motor 10 × 12 × 36 mm 12g

Işık Sensörü LDR Işık Sensörü 32mm*14mm 5g

Engel Algılama

Sensörü QTR-HD-03RC 13mm*20mm*3.0 mm 0.8g

Basınç ve Sıcaklık

Sensörü Adafruit BME280 19 mm x 18 mm x 3 mm 1g

RF Haberleşme Anteni 433MHz SMA Anten 106mm +/- 2mm 60 g

GPS Anteni GPS ANTENNA 36mm*43mm 25g

Li-Po Pil 7,4 V 25 Lipo Batarya

2800 mAh 25C 112x37x18 mm 160 g

(23)

Aviyonik

Logosu

(ÖTR)

Parçanın Sistemdeki görevi Sensör adı ve karşılaştırılması Seçilme nedeni ve özellikleri

Haberleşme Modülü

DRF7020D20 Dorji Alıcı Verici RF Modül RF haberleşme modülü menzili 5 km‘ lik alanı kapsamaktadır , roketrimizin kritik çapı için bu modülün yeterli olacğı düşünülmektedir. √ XBee Pro 900 MHz XSC Yüksek menzilde kolaylıkla RF haberleşmesi sağlamaktadır.

Konum Belirleme Modülü

Adafruit Ultimate GPS Breakout 66 kanallı bu GPS modülü, 10 Hz güncelleme sıklığına sahiptir. Konum hassasiyeti 3 metrenin altındadır . √ GY-NEO6MV2 GPS Modülü Yaklaşık 5 metrelik bir hassasiyete sahip olan bu sensör konum kontrol ve takibi yapmak için kullanılmaktadır.

Kurtarma Sistemini İçerisindeki Dc motorların çalıştırılması

L298N dc motor sürücü 24 volt’ a kadar birbirinden bağımsız olarak çalışabilecek iki ayrı motoru kontrol edebilmeke ve kanal başına 2A akım verebilmektedirler. Üzerinde dahili

soğutucu vardır. √

L9110 Çift Motor Sürücü Kartı 12 volt’ a kadar birbirinden bağımsız iki ayrı motoru kontrol edebilir. Kanal başına 800mA akım verebilmektedir.

Lineer Dc motorların çalıştırılması

BTS7960B Motor sürücü Motor sürücücnün çıkışından aktüator için yeterli akım alınabilmektedir. √

L298N dc motor sürücü Aktüatorun yük alltında çektiği akım motor sürücünün çıkışlardan sağlanamamaktadır

Roket Üzerindeki Kurtarma Sistemi için Verilerin Bulunması

10 DOF Mems IMU Sensor

Üzerinde bulunan Adxl345 ivmeölçer, ITG3200 gyro, BMP280 basınç sensörü ile roketin yönelimini belirleyerek roketimizin yatay eksene geçmesi ile birlikte mekanik sistem çalıştırılası gerçekleştirilecektir. Bununla birlikte irtifanın ölçülmesi ile çalışma kontrolunun sağlanması amaçlanmaktadır . Kullanım kolaylığı ve hassasiyeti yüksektir.

√ AltIMU-10 V5 Gyro, İvme Ölçer, Yükseklik Sensörü Üzerinde bulunan LSM6DS33 gyro ve ivmeölçer, LPS25H dijital barometre sensöründen yönelimin belirlenmesi ve irtifanın hesaplanması için kullanılır.

İrtifa Yüksekliğinin Bulunması

Adafruit BME280 Sıcaklık/Basınç/Nem Sensörü ile yedek bilgisayar için irtifanın kontrolü gerçekleştirilir. Kullanım kolaylığı yüksektir. √ MPL3115A2-I2C Barometrik basınç sensörü ile irtifanın kontrolü yapılır.

Burun Konisinin Açılıp Açılmadığının Kontrolü

Arduino LDR Modül Işığa duyarlı bir direnç sistemidir. Bu modül ile burun konisinin açılıp açılmadığı kontrol edilir. Kullanım kolaylığı yüksektir. √ 10 mm LDR Bu direnç ile burun konisinin açılıp açılmadığı kontrol edilir.

Ana paraşütün kontrolü

QTR-HD-03RC: Engel algılama sensörü Engel algılama sensörü ile ana paraşütün açılıp açılmadığı kontrol edilir. √

Ağırlık Sensörü - Load Sensor Üzerindeki ağırlık ile ana paraşütün açılıp açılmadığı kontrol edilir.

İşlemci

Arduino uno/ Ardiuno nano Açık kod kaynak olanağının genişliği ve kullanım kolaylığı. √

Raspberry Pi Raspberry Pi ile proje geliştirebilmek için Arduino’ya oranla daha fazla yazılım bilgisine ihtiyacınız vardır

(24)

Ana Kontrol Bilgisayarı

Aviyonik

Logosu

(ÖTR)

Yedek Kontrol Bilgisayarı

Ana uçuş bilgisayarı içerisinde bulunman 10 DOF Mems IMU Sensor üzerinde bulunan Adxl345 ivmeölçer, ITG3200 gyro, BMP280 basınç sensörü ile roketin yönelimini belirleyerek roketimizin yatay eksene geçmesi ile birlikte mekanik sistem çalıştırılması gerçekleştirilecektir.

Mekanik sistemi oluşturan DC Lineer aktüatör apogee noktasında aktif hale gelecek ve hareketli kolu uzamaya başlayacaktır. Yukarı doğru hareket eden bulkhead, sistemlerin birbirini iterek burun konisinin apogee noktasında açılmasını sağlayacaktır ve faydalı yükümüz ile beraber dışarı çıkacaktır. Daha sonra faydalı yükümüzün hemen altında bulunan sürüklenme paraşütümüz açılacak ve roketimizin düşüşü kontrol altına alınacaktır. Modül üzerinde bulunan basınç sensörü aracılığıyla irtifanın ölçülmesi ve sistemin çalışma kontrolünün yapılması amaçlanmaktadır. 600-400 metre arasında açılması istenen ana paraşütümüz kurtarma bölümünde yer verilen kilit sistemi ile tutulmaktadır.

Ana uçuş bilgisayarımız düşüş sırasında bu irtifa aralığında mini dc motoru çalıştırarak paraşütün serbest kalmasını sağlayacaktır. Bu amaçla sistemimiz için ardiuno tabanlı bilgisayarda örnek çalışmalar yapılmış ve sonuçlar incelenmiştir. Sensörlerin bireysel testleri ve bütünleşik testleri testler kısmında bulunmaktadır. ( DC Lineer aktüatör yerine test amacı ile mini dc motor kullanılmıştır.)

Yedek uçuş bilgisayarı içerisinde bulunan BME280 basınç, sıcaklık ve nem sensörü ile gerekli irtifalarda ana uçuş bilgisayarının çalıştıracağı mekanik sistemin çalışır vaziyette olup olmadığını kontrol ederek aynı kurtarma sistemini harekete geçirmek amacı ile programlanmıştır. Mekanik sistemin içerisindeki DC Lineer aktuatör apogee noktasında ana bilgisayardan aldığı komutla aktif hale gelmediğinde yedek kontrol bilgisayarı sistemi aktif hale getirerek hareketli kolun uzaması sağlanacaktır ve burun konisi açılarak faydalı yükünüz ile birlikte dışarı çıkacaktır. Bu mekanizmanın kontrolü roket içerisine yerleştirilen LDR modülü ile yapılmakta ve burun konisinin açılıp açılmadığını kontrol ettikten sonra işlemlerini gerçekleştirmektedir. Roketimizde iniş sırasında 600-400 metre irtifaya gelindiğinde açılması istenen ana paraşütümüz kilit sistemi ile tutulmakta idi, ana sistemden aldığı komutla dc motorun çalışması istenmekte ve ana paraşütü serbest bırakması öngörülmektedir. Kilit sistemi üzerine yerleştirilen mesafe sensörü ile ana paraşütün açılıp açılmadığı kontrol edilir ve sistemin varsayıldığı gibi çalışmaması durumunda yedek uçuş bilgisayarı devreye girerek kilit sistemindeki ikinci dc motoru çalıştırmaktadır, paraşütü tutan lastiği bırakarak ana paraşütün serbest kalmasını sağlayacaktır.

Sensörlerin bireysel testleri ve bütünleşik testleri testler kısmında bulunmaktadır. (DC Lineer aktüatör yerine test amacı ile mini dc motor kullanılmıştır.)

(25)

Telekomünikasyon Testleri

Aviyonik

Logosu

(ÖTR) Faydalı yükümüzü ve roketimizi kurtarma amacıyla konum bilgisi alma ve haberleşme

testleri yapılmıştır. Adafruit Ultimate GPS Breakout modülünden konum bilgisi alınması amacıyla uygulamalar yapılmıştır. Konum tutarlılık testi ile ölçüm gecikme ve kalibrasyon testleri yapılmıştır. Test videoları ve linkleri testler bölümünde yer almaktadır.

Haberleşme testleri

GPS Konum Belirleme testleri

Telekomünikasyon testleri kapsamında RF modülleri ile ne kadar mesafeden iletişim kurulduğunun, modül ile antenleri arasındaki uyumluluğun, GPS verisinin yer istasyonu ile haberleşmesinin test edilmesi adına örnek uygulamalar gerçekleştirilmiştir. Test videoları ve linkleri testler bölümünde yer almaktadır.

(26)

Aviyonik

Logosu

(ÖTR)

(27)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Logosu

(ÖTR)

Gövde malzemesi seçilirken S tipi fiberglas ile karbon fiber arasında karşılaştırma yapılmıştır.

S tipi Fiberglass’ı alternatif olarak düşünme sebebimiz mekanik özelliklerinin yeterli olması ve havacılık alanında kullanılıyor olmasıydı. Karbon fiber ile yapılan karşılaştırmalar sonucunda ise karbonfiberin daha hafif, daha dayanıklı ve ısıl direncinin daha iyi olduğunu gözlemlenmiştir. Karbon fiberin temin edilme kolaylığı güncel imkanlarımız doğrultusunda S tipi Fiberglass’ dan daha yüksek olduğu için gövde malzemesi karbon fiber olarak belirlenmiştir.

Malzemesi karbon fiber seçilen ve dişi-erkek olmak üzere iki parçadan oluşan roket gövdesi lif sarma yöntemi ile üretilecektir. Bu üretim yöntemi için karbon fiberin sarılacağı uygun gövde kalıbı temini yapılmıştır. Kalıp malzemesi olarak Alüminyum tercih edilmiştir. Gövde kalıbı teminatından sonra sarım makinesinde 39° eğim ile karbon liflerin kalıba sarılması sağlanıp reçine vasıtası ile karbon liflerin kalıp üzerinde yapışması gerçekleştirilecektir.

Malzeme Türü Yoğunluk Çekme Dayanımı Isıl Direnci Gerilme Modülü

Karbon Fiber 1.8 g/cm³ 345-485 Mpa 2000℃ ve üzeri 220-240 Gpa

S tipi fiberglass 1,85 g/cm³ 458 Mpa 970℃ 85,5 GPa

Gövde Malzemesi ve Üretim Metoduna Genel Bakış

(28)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Logosu

(ÖTR)

Roketimizin ANSYS paket programı ile yapılan analizler sonucunda maruz kaldığı basınç ve hız analizleri aşağıda gösterilmiştir.

(29)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Logosu

(ÖTR)

Gövdemizin içinde bulunan hem roket motorunun yataklanmasının yapıldığı hem de gövde içindeki sistemleri birbirinden ayıran bulkheadlerimiz

bulunmaktadır. Motorun üst kısmında yer alan bulkhead için malzeme olarak alüminyum 6061 serisi tercih edilmiştir. Roket motorunun yataklandığı bulkhead analizlerimiz sol tarafta gösterilmektedir.

Malzeme adı Yoğunluk Akma Mukavemeti Çekme

Mukavemeti

Kopma uzaması (%50)

Sertlik(Brinel)

Alüminyum 6061 Serisi 2,7 g/m³ 240-270 Mpa 260-310 MPa 8-12 90-95

İç Yapısallara Genel Bakış

(30)

Yapısal - Kanatçık

Logosu

(ÖTR)

Kanatçıklarımız 3 mm kalınlıkta squire yapıda tasarlanmıştır. Malzeme olarak ise hafiflik, korozyon direnci, düşük sürtünme katsayısı, yüksek mukavemet değerleri,düşük yoğunluk, yüksek ısıl direnç, malzeme temini kolaylığı gibi özelliklerinden dolayı karbonfiber olarak belirlenmiştir. Yaptığımız araştırmalar ve analizler sonucunda airfoil yapıdaki kanatçıkların squire yapı kanatçıklara göre daha az basınç kuvvetine maaruz kaldığı ve optimum sürüklenme değerlerine sahip olduğu gözlemlenmiştir. Seçilen malzeme üzerinde airfoil yapının üretim zorluğu nedeniyle kanatçık yapısı squire olarak güncellenmiştir. ÖTR de belirtilen 6061-T6 serisi Alüminyum’un güncellenme sebebi ise kullanacağımız karbon fiber plakanın temininin sağlanmış olmasıdır. Airfoil kanatçık yapısı için çalışmalarımız devam etmektedir. Uygunluğunu belirlendiği takdirde kanat yapısı airfoil olarak güncellenecektir.

Kanatçıklarımız, ‘’A’’ görselinde belirtilen ölçülerde üretilmek üzere, hazır almış olduğumuz karbon fiber plakaların CNC tezgah üzerinde işlenmesiyle üretilmiştir. Kanatçıklarımızın roket gövdesine yataklanmasında kullanılması için ‘’B’’ görseli ile gösterilen parça tasarlanmıştır. Tasarlanan parçayla birlikte kanatçklarımız parçaya, parçamız ise gövdeye M4 civata ve somun ile yataklanmıştır.

Fazla hava direncine maruz kalmaması için parçamızın gövdeye yataklaması gövdenin iç kısmından yapılacaktır. Parçamızın malzemesini üretim kolaylığı ve ulaşım imkanı sebebi ile ABS filament olarak seçtilmiştir. Kanatçık yataklarımızın üretimi 3D yazıcı ile gerçekleştirilmiştir.

Kanatçıklara Genel Bakış

A B

(31)

Yapısal - Kanatçık

Logosu

(ÖTR)

Kanatçıklarımızın montajlı ve yataklanmış hali görselde(A) görülmektedir. Kanatçıklar için seçilen malzemenin mekanik özellikleri aşağıda verilen tabloda, seçilen malzemenin çekme testi sonuçları ise B görselinde görülmektedir.

Malzeme adı Yoğunluk Germe Modülü Çekme Dayanımı Kopma Uzaması (%50) Isıl Direnç

Karbon Fiber Plaka 1,8 g/cm³ 220-240 GPa 345-485 MPa %1,6-2,2 2000° ve üzeri

A B

(32)

Yapısal - Kanatçık

Logosu

(ÖTR) Kanatçıklarımız için ANSYS paket programı ile yapılan analizler görsellerde gösterilmektedir.

(33)

Motor

Logosu

(KTR)

.

Openrockette tasarladığımız roketimizin tüm sistemlerini belirlediğimizde istenen irtifa, stabilite, mach sayısı gibi parametrelere bağlı olarak bizden istenilen şartları yerine getiren Cesaroni marka L851 ve L1050 model motorların seçimi yapılmıştır. OpenRocket simülasyonunda şartların sağlandığını gözlemlenmiştir. Aşağıda motorlarımıza ait itki-zaman grafikleri yer almaktadır.

İhtiyaç duyulan irtifa, stabilite, mach sayısı gibi parametrelere bağlı olarak ilk motorumuz olarak L851 seçilmiştir.

L851(Ana Motor) L1050(Yedek Motor)

(34)

Motor

Logosu

(KTR)

Motor Montaj Stratejisi:

Tasarladığımız motor bloğumuz bir tane motor tüpü (1) ve iki tane merkezcil halkadan(2) oluşmaktadır, merkezcil halkalar ve motor tüpü birbirine sıkı geçecek

şekilde önceden birbirine monte edilerek roketin arkasından iterek yerine oturması sağlanır. Motor bloğumuzun önünde bulunan bulkhead (4) motorun

verdiği itki ile roketimizin ileri hareketi sırasında motorun yukarı çıkmasını engellemek için erkek entegre gövdesine yaslanır ve 3 adet M4 mercimek başlı

civata ile roket gövdesine monte edilerek desteklenir. Motorumuz motor bloğu içine yerleştirilir ve blok içinde döndürülerek bulkhead üzerinde kaynaklanmış

olarak bulunan 3/8-16’lık vidaya (3) oturtulması sağlanır. Daha sonra güvenlik açısından kelepçe yardımı ile motor bloğunun alt kısmı sıkıştırılarak motorun

aşağı düşmesi engellenir.

(35)

İkinci Motor Seçimi

Logosu

(ÖTR)

İkincil motor istenen irtifa, stabilite ve mach sayısının istenilen aralıkta kalması, roket tasarımında yapılacak minimum düzeyde değişiklikler göz önüne alınarak Cesaroni marka L1050 model olarak seçilmiştir. Motor seçimimize göre roket tasarımımızda yapacağımız değişiklik erkek entegre gövdesine monte edilmiş bulkhead üzerine ekleyeceğimiz 1250 gramlık kütledir. Yapacağımız bu değişiklik ile bizden istenen şartların sağlandığı yaptığımız OpenRocket simülasyonlarında görülmüştür.

Name Configuration Velocity Off Rod Apogee Velocity at

Deployment Optimum Delay Max. Velocity Max. Acceleration Time to Apogee Flight Time Ground Hit Velocity

VEGA1500 [3727-L1050-BS-0] 25,9 m/s 1614m 10,9m/s 15.4 S 181m/s 60.8m/s² 19,1 s 188 7.47 m/s

İkincil Motor Seçimi ve Yapılan Değişiklikler

(36)

Roketin Bütünleştirilmesi ve Testler

Logosu

(ÖTR)

(37)

Roket Bütünleştirme Stratejisi

Logosu

(ÖTR)

Burun Entegrasyon Bölgesi

1. Bulkhead 2. Bulkhead

Gövde Entegrasyon Bölgesi

3. Bulkhead

Roket gövdesi iki kısımdan oluşmaktadır. Birbirine entegre edilebilen dişi-erkek sıkı geçme sistem olarak üretilmiştir.Entegrasyon bölgesi şartname göz önünde bulundurularak tasarlanmıştır.

Entegrasyon bölgesi sebebiyle oluşacak çap daralmasının hesaplamaları yapılmıştır.

1) Burun konisinin gövde ile birleşmesinde sıkı geçme yöntemi kullanılmıştır. Gerekli olan tolerans ile burun konisi bağlantı uzunluğu belirlenmiştir.

2) 1. bulkhead, kullandığımız aktüatörün ucuna cıvata ile sabitlenmiştir. Aktüatör ile birlikte lineer bir hareketle ilerleyecektir.

3)2.bulkhead, aktüatörün tek eksende hareket etmesini sağlamak için aktüatörün üzerine destek parça tasarlanarak sabitlenmiştir. Epoksi yardımıyla aktüatöre yapıştırılmıştır.

4)2.bulkhead, bulkheadin ön ve arka yüzeyine gelecek şekilde body üzerinden 6 adet mercimek başlı cıvata kullanarak sabitlenmiştir. Bu yöntemle aktüatörün yataklanacağı 2.bulkheadin hiçbir eksende hareket etmemesi amaçlanmıştır.

Bütünleştirme Stratejisine Genel Bakış

(38)

Roket Bütünleştirme Stratejisi

Logosu

(ÖTR)

5)Aviyonik sistem için 3D yazıcıdan üretilmiş aviyonik sistem yatağı bulkheadlere M4 cıvata ile yataklanacaktır. (2-3. Bulkhead arası)

6) 3.bulkhead, entegre bölgesinde kullanılan erkek-dişi kısmındaki erkek et kalınlığından destek alınarak bulkheadin roketin uçuş ekseninde hareketi kısıtlanmıştır. Aynı zamanda bulkheadin ters yönde hareket etmemesi için 3 adet M4 Mercimek Başlı cıvata kullanılmıştır. 3. bulkhead üzerine motor için uyumlu olan 3/8-16 civata TIG kaynağı ile kaynaklanmıştır. Bu yöntemle motorun roketin çıkış yönünde hareket etmemesi amaçlanmıştır.

7) Görselde görülen kanat yataklanması için 3D yazıcıda üretilen kanat yataklama parçası, body üzerine simetrik şekilde yataklanmıştır. Bu durum yapılırken body dik şekilde tutulup altına aynı ölçekte çıkardığımız teknik resim kağıdı referans alınarak kanat hizalaması yapılıp M4 mercimek başlıklı cıvatalarla kanatlar montajlanacaktır.

(39)

Motor Montaj Talimatı

Logosu

(ÖTR)

Karbon Fiber entegre gövdesinde bulunan dişi bölgenin 4 mm kalınlığı destek alınarak, motor bulkheadi epoxy yardımıyla yapıştırılır. Şekil 1.1 de görüldüğü gibi mavi kontürle seçilmiş bölge bulkhead desteği için esas alınmıştır. Malzeme olarak Karbon Fiber kullanıldığından mukavemet dayanımı açısından bir sorun oluşturmamaktadır. 4 mm kalınlığındaki destek bölgesi motorun maksimum itki kuvvetine göre mukavemet hesabı yapılmıştır. Motor bulkheadinin ters yönde hareket etmemesi için bulkhead arkasına 3 adet M4 cıvata-somun ile sabitlenerek ileri ve geri yöndeki tüm hareketlerinin kısıtlanması hedeflenmiştir.

Şekil 1.1 Şekil 1.2

Motor Montajına Giriş

(40)

Montaj Stratejisi

Logosu

(ÖTR)

Motor bloğu merkezcil halkası olan center ringler hafiflik ve mukavemet açısından malzeme olarak Alüminyum 1060 Alaşım kullanılmıştır. Yatay eksende motor bloğunun hareket etmesi engellenmek hedeflenmiştir. Motor bloğu malzemesi olarak 0.45 milimetrelik Alüminyum Sac kullanılmıştır. Malzeme seçimi yapılırken hafiflik ön planda tutulmuştur. Motor Bulkheadi üzerine motorumuz motor bloğu içine yerleştirilir ve döndürülerek motor bloğu içinde yol aldırılır. Dişi-Bulkhead bağlantısı şekil 1.4 de gösterilmiştir.

Şekil 1.3 Şekil 1.4

(41)

Motor Montaj Talimatı

Logosu

(ÖTR)

Motorun ucunda bulunan forward closurenin daha önceden motor bulkheadine kaynaklanmış 3/8-16 lık vidaya döndürülerek oturtulması sağlanır ve motorun aşağı düşmesi engellenmiş olur. Roketin hareketi sırasında motorun güvenli bir şekilde motor bloğu içinde kalması için motor bloğunun alt kısmı kelepçe ile sıkıştırılır. Motor montajı bu şekilde sonlandırılır.

Şekil 1.5 Şekil 1.6

(42)

Motor Montaj Talimatı

Logosu

(ÖTR)

Kalem Adı Açıklama

Roket Motoru (L-851) Yarışma komitesi tarafından teminedilecektir.

Roket Entegre Gövdesi Şekil 1.1 CAD çizimi gösterilmiştir.

Motor Bloğu Bulkheadi Şekil 1.4 fotoğrafı gösterilmiştir.

Bağlantı Civataları (M4) Şekil 1.2 CAD çizimi gösterilmiştir.

Bağlantı Somunları (M4) Şekil 1.2 CAD çizimi gösterilmiştir.

Motor Bloğu Şekil 1.3 fotoğrafı gösterilmiştir.

Merkezcil Halkalar (Center Ring) Şekil 1.3 fotoğrafı gösterilmiştir.

3/8-16 lık Vida Şekil 1.5 CAD çizimi gösterilmiştir.

Boru Kelepçesi Şekil 1.6 CAD çizimi gösterilmiştir.

Tablo 2. Gerekli Araç/Gereç/Aygıt Listesi

Gerekli Araç/Gereç/Aygıt/Parça Listesi ve Görevliler

Araç/Gereç/Aygıt Adı Açıklama

Tornovida Seri düz ve yıldız uçlu tornovida

Matkap Akülü Vidalama Şarjlı Matkap

Dremel El Motoru 10.000-30000 dev/dak, 130 W El Motoru

Matkap Ucu Silindirik M4,M5,M6 Matkap ucu

Anahtar Takımı 4,6,8 kombine anahtar takımı

Pense İzole Saplı Pense

Tablo 1. Gerekli Parçaların Listesi

İsim Görev

Furkan KURTALAN Takım Lideri

Mustafa YILDIRIM Atış Sorumlusu

Anıl Cansın KADIOĞLU Atış Sonrası Kurtarma

Tülay ÖZBAY Atış Alan Sorumlusu

Tablo 3. Görevliler

(43)

Motor Montaj Talimatı

Logosu

(ÖTR) 1) Bütünleme işleminde kullanılacak demirbaş ve tüketim malzemelerinin eksiksiz olarak hazır olduğu kontrol edilir.

2)Motor bulkheadi üzerine önceden kaynaklanmış 3/8-16 lık vidanın merkez noktada olduğu kontrol edilir.

3) Motor bulkheadi entegre bölgesindeki dişi gövde üzerine oturtulmadan önce 4 milimetrelik dişi bölgeye epoksi sürülür ve bulkhead ile yapışması sağlanır.

4) Motor bulkheadi arka tarafına 3 adet M4 cıvata-somun yataklanarak, bulkheadin ileri ve geri hareket etmesi engellenir.

5) Merkezcil halkalar (center ringler), motor bloğu üzerinde sıkı geçme olacak şekilde montajlanır ve hareket etmemesi için epoksi ile doğru konumda yapıştırılır.

6) Motor, motor bloğu boyunca içeri doğru döndürülerek ilerlemesi sağlanır.

7) Motor üzerindeki forward closure, motor bulkheadi üzerindeki kaynaklanmış 3/8-16 lık vida boyunca döndürülerek ilerlemesi sağlanır ve vidaya oturtulur.

8) Motor bloğu çıkış kısmına kelepçe takılır ve roket motorunun geri çıkmaması sağlanana kadar sıkılır.

9) Motor bloğu geri çekilerek çıkıp çıkmadığı kontrol edilir.

10) Adımların eksiksiz ve sırayla tamamlandığı kontrol edilir.

Motor Montaj Uygulama Adımları

Şekil 1.7

(44)

Testler

Logosu

(ÖTR)

T est Süreci Başlangıcı T est Süreci Bitişi 1/2/2019 1/6/2019

Test Türü Ta rih Test Adı Testin Yapılma Sebebi Öncelik Durum İlerileme Test Detayları

⚙️ Yapısal T estleri

AR-GE & İyileştirme 10.4.2019 Roke t Alt Siste mle rin FEA Ana lizle ri

Roket alt sistemlerinin akış ve statik analiz

verilerini elde etmek. Yüksek Başarılı 100%

Roketin alt sistemleri üzerinde oluşan kuvvetler gözlenmiştir. Malzeme seçimi, sistem geometrileri ve boyutları yapılan analizler göz önünde bulundurularak kararlaştırılmıştır.

Kalibrasyon 13.4.2019 Burun Konisi Ente gra syon Te sti Burun konisinin montajı sonrasında gövde ile

yaptığı bağlantı emniyeti kontrol etmek. Orta Başarılı 100% Üretilen burun konisinin gövde ile sıkı geçme olacak şekilde üretilmesi testi üretim tamamlandıktan sonra alınan ölçümler ile doğruluğu tespit edilmiştir.

Kalibrasyon 13.4.2019 Burun Konisi Açılma Testi Kurtarma sistemi ve faydalı yükün roket

dışına çıkışını kontrol etmek. Yüksek Başarılı 100%

Üretimi yapılacak olan burun konisinin tasarlanan kurtarma sistemi ile açılma kontrolü testi bir balonla belirli bir irtifaya çıkarılan sistemin çalışıp çalışmadığını görerek yapılmıştır.

Kalibrasyon 13.4.2019 Gövde Kalibrasyon Testi Entegrasyon bölgesinin şartname

uygunluğunu kontrol etmek. Yüksek Başarılı 100%

Üretimi yapılan gövdenin entegrasyon bölgesinin standartlara uygun olup olmadığını belirleme amaçlı olarak ölçümlerle göstermek için yapılmıştır.

(Entegrasyon Uzunluğu ≥ Gövde Çapı*1.5)

Mekanik Testler 14.4.2019 Motor Bloğu & Blok Bulkheadi

Me ka nik Te stle ri Malzemenin mekanik dayanımını ölçmek. Yüksek Başarılı 100%

Motor bloğu ve bulkheadinin yapılan testlerle motordan gelen itme kuvvetine (6162 N) mukavemetli olup olmadığı ve bu parçaların gövde içi montaj uygunluğu test edilecektir. Mesnetlerin hangi noktadan uygulanacağı tespit edilmiştir.

Montaj & Bütünleştirme 22.4.2019 Kanatçık Montaj Testi Alt sistemin montaj uyumluluğunu kontrol

etmek. Yüksek Başarılı 100% Üretilen kanat ve kanat parçalarının belirlenen toleranslarda montaja uygunluğunun sağlanıp sağlanmadığını göstermek için yüzey ölçümleri yardımıyla yapılmıştır.

Mekanik Testler 23.4.2019 Kanatçık Mekanik Testleri Malzemenin mekanik dayanımını ölçmek. Orta Başarılı 100% Kanatların boyutlarının teorik olarak hesaplanan mukavemet değerlerine uygunluğu yapılacak eğme/basma testlerine tabi tutulmuştur.

Mekanik Testler 25.4.2019 Mekanik Gövde Testleri Malzemenin mekanik dayanımını ölçmek. Orta Başarılı 100%

Gövdenin basma/çekme mukavemet testleri yapısal malzeme laboratuvarımızda (ISO ve TSE’ye uygun) basma/çekme deneylerine tabi tutulacaktır. Elde edilen sonuçlar mekanik olarak kıyaslanıp sisteme uygunluğu belirlenmiştir.

AR-GE & İyileştirme 25.4.2019 Gövde Rijitlik Testi Entegrasyon bölgesinin yüzey kalitesini

iyileştirmek. Yüksek Başarılı 100% Üretilen gövdenin rijitliği yanal kuvvetlere maruz bırakılarak ölçülecek ve yüzey pürüzlülüğü belirlenerek en aza indirilmiştir.

Montaj & Bütünleştirme 27.4.2019 Gövde İçi Parçaların Montaj Testi Alt sistemlerin montaj uyumluluğunu kontrol

etmek. Yüksek Başarılı 100% Mevcut alt sistemlerin gövde içine entegrasyonu ve montajı yapılmış ve uyumluluğu test edilmiştir.

Montaj & Bütünleştirme 27.4.2019 1. Prototip Monta j Te stle ri Üretilen prototipin montaj uyumunu kontrol

etmek. Orta Başarılı 100% Üretilen prototipin alt sistemlerinin gövdeye, entegrasyon bölgelerinin omuz kısımlarınin birbirlerine olan montaj uyumu test edilmiştir.

Montaj & Bütünleştirme 10.5.2019 2. Prototip Monta j Te stle ri Üretilen prototipin montaj uyumunu kontrol

etmek. Yüksek Yapılmadı 0% Üretilen prototipin alt sistemlerinin gövdeye, entegrasyon bölgelerinin omuz kısımlarınin birbirlerine olan montaj uyumu test edilmiştir.

Montaj & Bütünleştirme 15.5.2019 Motajlı Roket Stabilite Testi Montaj işlemi sonunda roketin rijitliğini kontrol

etmek. Yüksek Yapılmadı 0% Üretilen burun konisinin gövde ile sıkı geçme olacak şekilde üretilmesi testi üretim tamamlandıktan sonra alınan ölçümler ile doğruluğu tespit edilmiştir.

TÜR LEJANTI

Montaj & Bütünleştirme Öncelik Sıralaması

Haberleşme & İlişkilendirme Yüksek

Mekanik Testler Orta

Kalibrasyon Düşük

AR-GE & İyileştirme

Genel Test Programı ^İlerileme90.0%

TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI Kritik Tasarım Raporu (KTR) Sunuşu