TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI Kritik Tasarım Raporu (KTR) Samsun Roket Takımı Kızılırmak II

(1)

TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI

Kritik Tasarım Raporu (KTR) Samsun Roket Takımı

Kızılırmak II

Logosu

2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU

(2)

Takım Yapısı

Logosu

Akademik Danışman

Dr. Öğr. Üy. Melahat Cihan

Takım Kaptanı Selahattin Selek

Harun İnci

Ergun Umut Kılınç

Sehle Cengiz

Samsun Üni. Uçak Ve Uzay Mühendisliği

Zeliha Çamur

Burak Güler

Ömer Ali Günaltay

Cihangir Celal Palacı

Anıl Çelik

M. Abdullah Enes Hoşaf

M. Emin Kılınç

Ömer Çiftçi

Yusuf Çapuk

Furkan Uğurlu

M. Ernur Engür

Cem Onaran

Osman Nuri Bahar

Sefa Şahin

Yasin Güngör

Yunus Emre Akdeniz

Recep Karaer

Resul Özdemir

Erol Çelebi

Mustafa Oğuz

Muhammed Emin Fırat

Muhammed Furkan Uyar

Furkan Kardiyen

Mehmet Durak

İsa Özcan

Samsun Üni. Uçak Ve Uzay Mühendisliği Samsun Üni. Uçak Ve Uzay Mühendisliği

Samsun Üni. Uçak Ve Uzay Mühendisliği Amasya Ü. Elektrik ve E. Mühendisliği Ondokuz Mayıs Ü. Malzeme Müh.

Ondokuz Mayıs Ü. Bilgisayar Müh.

Ondokuz Mayıs Ü. Makine Müh. (Y.L.)

M. Furkan Okudan

Emrehan Müftüoğlu

(3)

Takım Yapısı

Logosu

Raporlama Kurtarma Sistemi

Aviyonik ve

Haberleşme Tasarım

Analiz ve

Simülasyon

Üretim

GÖREV DAĞILIMI

• M. Emin KILNÇ

• M. Abdullah Enes HOŞAF

• M. Ernur ENGÜR

• Yusuf ÇAPUK

• Furkan UĞURLU

• Ömer ÇİFTÇİ

• M. Burak GÜLER

• Furkan UYAR

• Mustafa OĞUZ

• Mehmet DURAK

• Furkan KARDİYEN

• Yasin GÜNGÖR

• Osman Nuri BAHAR

• Recep KARAER

• Harun İNCİ

• Ergun Umut KILINÇ

• Zeliha ÇAMUR

• Cihangir Celal PALACI

• Yunus Emre AKDENİZ

• Erol ÇELEBİ

• Resul ÖZDEMİR

• Ömer Ali GÜNALTAY

• Selahattin SELEK

• Emrehan MÜFTÜOĞLU

• M. Emin KILNÇ

• M. Abdullah Enes HOŞAF

• M. Ernur ENGÜR

• Yusuf ÇAPUK

• Furkan UĞURLU

• Ömer ÇİFTÇİ

• M. Burak GÜLER

• Harun İNCİ

• Sehle CENGİZ

• Anıl ÇELİK

• Sefa ŞAHİN

• Furkan KARDİYEN

• İsa ÖZCAN

• Sehle CENGİZ

• M. Furkan OKUDAN

• Selahattin SELEK

• Emrehan MÜFTÜOĞLU

• Cem ONARAN

• M. Emin FIRAT

• İsa ÖZCAN

• Osman Nuri BAHAR

• Sefa ŞAHİN

• Yasin GÜNGÖR

• Ömer Ali GÜNALTAY

(4)

Roket Genel Tasarımı

Logosu

(5)

ÖZET

Logosu

Tahmin Edilen Uçuş Verileri ve Analizleri

Ölçü Yorum

Boy (metre): 2,77 İki motor tasarımı için sabittir.

Çap (metre): 0,115 İki motor tasarımı için sabittir.

Roketin Kuru Ağırlığı(kg.): 15,673 Alt sistem ve kullanılan malzemelere göre değişmektedir.

Yakıt Kütlesi(kg.): 3,159 Motor seçimine göre değişmektedir.

Motorun Kuru Ağırlığı(kg.): 2,064 Motorun çeşidine göre değişmektedir.

Faydalı Yük Ağırlığı (kg.): 4 Motor seçimine göre optimize edilecektir.

Toplam Kalkış Ağırlığı (kg.): 20,896 Faydalı yük ve motora bağlı seçimlere göre değişecektir.

İtki Tipi: Katı Yakıt Seçilen iki motor da katı yakıt tipindedir.

Ölçü Yorum

Kalkış İtki/Ağırlık Oranı: 8,55 Motor çeşidi ve roketin ağırlığına bağlı olarak değişir.

Rampa Hızı(m/s): 32,8 Ağırlığa ve motor çeşidine göre değişir.

Yanma Boyunca En az Statik

Denge Değeri: 1,64

En büyük ivme (g): 9,5

En Yüksek Hız(m/s & M): 268 & 0,8

Belirlenen İrtifa(m): 2934

Yarışma Roketi Hakkında Genel Bilgiler

Marka : Cesaroni Technology İsim: M1675 Sınıf: M

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 6162

Marka : Cesaroni Technology İsim: M2150 Sınıf: M

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 7455.4

Motor Seçimleri

(6)

Open Rocket Genel Tasarım

Logosu

Roket rampadan ayrıldıktan sonra 3,4 saniyede en yüksek hızına ulaşacak roket tepe noktasına ulaştığında uçuş

bilgisayarının komutuyla ayırma mekanizması devreye girecek ve gövde ortadan iki parçaya ayrılacaktır. Marş paraşütü karbondioksit tüpünün basınç yaratmasıyla dışarı çıkacak ve paraşütlerin arkasındaki kontraplağı çekerek uydu paraşütünü çekecek dolayısıyla uydu paraşütü de uyduyu da dışarı çıkaracaktır . 500 metre irtifaya geldiğinde ikincil karbondioksit tüpü ile ana paraşütün açılmasını sağlayacaktır. Böylece tüm sistem yere güvenli bir hızla inebilecektir.

Şekil 1: KızılırmakII Open Rocket Tasarımı

(7)

Open Rocket Genel Tasarım

Logosu

Roket Zaman(s) İrtifa(m) Hız(m/s)

1 Fırlatma 0 0 0

2 Burn Out 3,8 597 263

3 Tepe Noktası 24,3 2970 0

4 Marş Paraşüt Açılması 24,3 2970 0

4 Marş Paraşütü sonrası hız

- - 21,5

5 Ana Paraşüt Açılması 146,9 480 19,3

5 Ana paraşüt sonrası hız

- - 7

6 Güvenli iniş 215,3 0 7

Şekil 2: Kızılırmak Roketi Uçuş Yörüngesi

Tablo 1: Roket ve Uydu Uçuş Profili Tablosu

Uydu Zaman(s) İrtifa(m) Hız(m/s)

1 Tepe Noktası 23,85 2964 0

2 Uydu Paraşüt Açılması 23,85 2964 0

2 Uydu Paraşütü sonrası hız

- - 9

3 Güvenli iniş 372,5 0 8

(8)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Logosu

Parçalar Malzeme Boyutlar

Uzunluk(cm) Çap(cm)

Ağırlık(g) Adet

Burun Konisi Kompozit Destekli PLA (1,3g/cm3)

Uzunluk: 40 Çap_dış: 11,5

508 1

Birincil Gövde Parçası

Cam Elyaf (1,3g/cm3)

Uzunluk: 50 Çap_iç: 10,1 Çap_dış: 11,5

461 1

Aviyonik Bölümü Cam Elyaf (1,3g/cm3)

519 1

Ön Kanatçıklar Cam Elyaf destekli Karbon Fiber (1,3g/cm3)

Kök: 15 Uç: 5 Yükseklik: 5,75

88,8 4

Motor Bölümü 1 Cam Elyaf (1,3g/cm3)

1235 1

Motor Bölümü 2 Cam Elyaf (1,3g/cm3)

1166 1

Arka Kanatçıklar Cam Elyaf destekli Karbon Fiber (1,3g/cm3)

Kök: 30 Uç: 14 Yükseklik: 13,5

488 4

Motor daraltıcı Alüminyum (2,7g/cm3)

Uzunluk: 7 Çap_baş: 11,5 Çap_son: 8,7

354 1

Motor Bölümü Entegrasyon Gövdesi

Cam Elyaf (1,3g/cm3)

455 1

Parçalar Malzeme Uzunluk(cm)

Çap(cm)

Ağırlık(g) Adet

Ana Paraşüt Ripstop Naylon

(67 g/cm³)

Çap_dış: 230 400 1

Shroud Lines SRT Paraşüt İpi

(30 g/m)

Uzunluk: 200 60 8

Ana Paraşüt Şok Kordonu SRT Elastic Lastik (20 g/m)

Uzunluk: 350 100 1

Marş Paraşütü Ripstop Naylon

(67 g/cm³) Çap_dış: 150

200 1

(30 g/m)

Uzunluk: 200 60 8

Marş Paraşütü Şok Kordonu SRT Elastic Lastik

(20 g/m) Uzunluk: 400 115 1

Uydu Paraşütü *1+

Uydu Paraşütü *2+

Ripstop Naylon (67 g/cm³)

Çap_dış: 150 Çap_dış: 200

200

300 1

(30 g/m)

Uzunluk: 150 45 8

Uydu Paraşütü Şok Kordonu SRT Elastic Lastik (20 g/m)

Uzunluk: 100 80 1

Temel Gövde Bölümleri Kurtama Sistemi Bölümleri

(9)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Logosu

Parça Malzeme Uzunluk (cm)

Çap (cm)

Ağırlık (g) Adet

Ara Duvar Kontrplak (0,63 g/cm³) Uzunluk: 0,5

Çap_dış : 5,34

7,06 1

Piston Kontrplak (0,63 g/cm³) Uzunluk: 0,2

Çapdış: 10,9

11,8 1

Bağlantı Bölümü Kompozit (1,3 g/cm³)

Uzunluk:40 Çap_dış:10,9 Çap_iç:10,3

519 1

Ara Duvar Alüminyum

(2.7 g/cm³)

Uzunluk:0,5 Çap_dış:10,3

112 2

Motor Kundağı Kontrplak (0,63 g/cm³) Uzunluk: 89,3 Çapdış: 8,5 Çap_iç: 7,5

707 1

Motor takoz Kompozit

(1,3 g/cm³)

Uzunluk: 13 Çap_dış: 7,5 Çap_iç: 6,9

194 1

Merkezleme Yüzüğü Kontrplak (0,63 g/cm³) Uzunluk: 0,5 Çap_dış: 10,9 Çapiç: 8,5

11,5 3

Ara Duvar Alüminyum

(2.7 g/cm³)

Uzunluk: 1 Çapdış: 10,9

252 1

Mapa Çelik

(7.85g/cm³)

Uzunluk: 3,5 Çapdış: 1,5

60 6

Parça Uzunluk (cm)

Çap (cm)

Ağırlık (g) Adet

Karbondioksit Tüpü Uzunluk: 8 Çap_dış: 2,5

100 4

Uçuş Bilgisayarları Uzunluk: 15 Çapdış: 7

975 1

Servo ve Servo Yuvası Uzunluk: 2,5 Çapdış: 8,5

200 2

Pil Uzunluk: 5

Çap_dış: 7

500 1

Aviyonik Sistem Bölümü

Destek Elemanları

Toplam Kütle1+=20896 g Toplam Kütle2+=25928 g

Motor ve Faydalı Yük

Parça Uzunluk (cm)

Çap (cm)

Ağırlık (g) Adet

Motor[1] Uzunluk: 75,7

Çap_dış: 7,5

5223 1

Motor[2] Uzunluk: 89,3

Çap_dış: 7,5

6324 1

Faydalı Yük*1+ Uzunluk: 20

Çap_dış: 9

4000 1

Faydalı Yük*2+ Uzunluk: 20

Çapdış: 9

8100 1

*1+: Ana konfigürasyonda kullanılacak motor ve faydalı yük.

*2+: İkincil konfigürasyonda kullanılacak motor ve faydalı yük.

(10)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Logosu

Burun bölümü Aviyonik bölümü Motor bölümü 2

Şekil 3: Kızılırmak II Mekanik Görünüm

Faydalı Yük Motor bölümü 1

(11)

Şekil 7: Aviyonik Mekanik Görünüm

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Logosu

Şekil 4: Burun Mekanik Görünüm

Şekil 5: Burun CAD Çizimi

Şekil 6: Aviyonik CAD Çizimi

(12)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Logosu

Şekil 8: Faydalı Yük Bölümü Mekanik Görünüm

Şekil 11: Motor Bloğu Mekanik Görünüm Şekil 10:Motor Bölümü Entegrasyon

Gövdesi CAD Çizimi

Şekil 9: Uydu Parçası CAD Çizimi

(13)

Sistem Uçuş Analizi Verileri

Logosu

Kızılırmak II roketi ile yapılan simülasyonlar sonucunda roketin uçuş verileri elde edilmiştir. Bu veriler analiz edildiğinde aşağıdaki verilere ulaşılmıştır:

- Roketin uçuş boyunca 6-10 g ivmeye maruz kalacağı,

- Roket ateşlendikten 0,43 saniye sonra rampadan 32,8 m/s hız ile çıkacağı, - Maksimum uçuş hızına 3,4 saniye sonra ulaşacağı,

- Kızılırmak II roketi 24,3 saniye sonra en yüksek irtifaya ulaşacağı, gözlemlenmiştir.

Kurtarılan Bölümler

Motor Çeşidi

Rampadan Çıkış Hızı

(m/s)

Maksimum Yükseklik

(m)

Maksismum Hız (m/s)

Maksimum İvmelenme

m/s²

Açılma Anında Hız

(m/s)

Zirveye Ulaşma Süresi

(s)

Toplam Uçuş Süresi

(s)

Yere İniş Hızı (m/s)

Kızılırmak II M1675-PK-0 32,8 2965 268 93 19,8 23,8 215,3 7

Faydalı Yük - 32,8 2965 268 93 19,8 23,8 372,5 8,8

Tablo 2: Simülasyon verileri

(14)

Sistem Uçuş Analizi Verileri

Logosu

Roket maksimum irtifaya ulaştıktan sonra ilk paraşüt (marş paraşütü) açılacak ve faydalı yük (payload) roketin dışına çıkarak bağımsız şekilde kendi paraşütü ve 7,93 m/s hızla alçalacaktır.

Roket ise 19 m/s hız ile alçalmaya başlayacaktır.

Kızılırmak II roketi 143. saniyede 500 m irtifaya alçaldığında 2. paraşüt (ana paraşüt) açılacak ve 212. saniyeye kadar 7 m/s hız ile alçalmaya devam edecektir. 212. saniyede Kızılırmak II roketi inişini gerçekleştirerek uçuşunu tamamlayacaktır.

Rüzgar hızı 10 m/s alındığında toplamda 364 saniye uçacak olan Faydalı Yük atış noktasından yatayda 3650 metre uzağa sürüklenmesi öngörülmektedir.

Roket ise 212 saniyelik uçuşu sonunda ortalama

2000 metre sürüklenmesi öngörülmektedir. Şekil 12: Roketin rüzgarlı ve rüzgarsız yörüngeleri.

Roketin Rüzgarlı Yörüngesi (10 m/s ) Faydalı Yükün Rüzgarlı Yörüngesi (10 m/s ) Faydalı Yükün Rüzgarsız Yörüngesi

Roketin Rüzgarsız Yörüngesi

(15)

Sistem Uçuş Analizi Verileri

Logosu

Kızılırmak Roketinin Akış analizi gerçekleştirilirken OpenRocket’den gelen girdilerden yararlanılmıştır. Standart hava

koşullarında , belirlenen itki sistemiyle maksimum 0.8 mach’a çıkacağı openrocketten gelen bir girdidir.Akış çözümü yapılırken Wall Y plus değeri 30 dan büyük olduğu için K-epsilon 2 metoduyla çözüm yapılmıştır. Analiz değeri 0.001 hassasiyetinde

seçilmiştir. Roketin toplam sürüklenme kuvveti yaklaşık olarak 146 N olarak hesaplanmıştır. Bunun sonucunda Roketin Toplam sürüklenme katsayısı 0.32 olarak hesaplanmıştır. Roketin maksimum Mach sayısına ulaştığı bölüm ise burun konisinin gövdeyle bağlanma noktasıdır bu bölüm mach sayısı 1.134 ya kadar ulaşmaktadır. Aynı zamanda arka kanatçıklarda da aynı durum söz konusudur.

Şekil 14: Kızılırmak 3 boyutlu basınç(statik) dağılımı Şekil 13: Kızılırmak 2 boyutlu Mach dağılımı

(16)

Operasyon Konsepti (CONOPS)

Logosu

Kızılırmak II roketi üzerinde bulunan uçuş bilgisayarı sayesinde roketin tüm hareketi uçuş boyunca gözlemlenecektir. Uçuş bilgisayarının tüm uçuş boyunca aldığı hız, ivmelenmeler, basınç, sıcaklık, uçuş süresi, irtifa ve konum değerleri telemetri yardımıyla yer istasyonunda bulunan bilgisayara aktarılacak ve kayıt altına alınacaktır.

Atış öncesinde: Atış sorumlusu Muhammed Abdullah Enes HOŞAF , atış alan sorumlusu Muhammed Ernur ENGÜR, kurtarma sorumlusu Muhammed Emin KILINÇ ve takım lideri Selahattin SELEK takım tarafından oluşturulmuş prosedür kontrol listesinde belirtilenleri

dikkate alarak 3 parçadan oluşan gövdeyi takım masasında bir araya getirerek rampaya taşıyacaktır. Rampaya taşıma işlemi öncesinde yetkili yarışma personeli ile birlikte motor, motor montaj kılavuzuna uygun şekilde kundağına yerleştirilecektir. Roket rampaya

yerleştirilecek ve rampa 5 dereceye getirilecek sonra roket üzerindeki uçuş bilgisayarı açılacaktır. Elektronik ateşleyici motora yetkili personel tarafından takılacaktır. Elektronik aksamlar ile ilgili son kontroller yapılacak ve atış için geri sayım başlayacaktır.

Atış sırasında: Uçuşun tüm evresi boyunca yer istasyonundan konum, yükseklik, hız, uçuş süresi, basınç ve sıcaklık değerleri takip edilebilecek ve aynı zamanda kayıt altına alınacaktır.

Atış sonrasında: Kurtarma mekanizmalarının çalışması hakkında yer istasyonundan bilgi elde edilebilecektir. Roket uçuş süresince ve sonrasında GPS ile 5 metre sapmaya kadar takip edilebilecektir. Böylelikle roketin iniş yaptığı bölge yakın olarak tespit edilecektir.

Bunların yanı sıra kurtarma sorumlusu Muhammed Emin KILINÇ , tarafından roketin tahmini olarak düştüğü bölge yönünde görsel tarama yapılacaktır.

(17)

Roket Alt Sistemleri

Logosu

(18)

Burun Konisi

Logosu

• Yüksek güç roketçiliğinde burun konisinin geometrisi çıkılan hız seviyelerine göre farklılık göstermektedir.

Kullanılacak burun konisi uçuş karakteristiği göz önüne alındığında roketin hızı 0,6-0,8 mach arasında değişecektir.

Open Rocket yazılımı ile 3 farklı burun konisi aynı görev için karşılaştırılmış. Power series ve Haack series tipi burun konilerinin en düşük sürüklenmeyi yaratacağı görülmüş ve yarışma kurulu tarafından verilen görevleri uygulamada en uygun tipler olacağı belirlenmiştir. Fakat Power series tipi burun konilerinin üretim açısından elverişli olması sebebiyle burun konisi tasarımı için Power series seçilmiştir.

• Üretim bandında kullanılmak üzere düşünülen malzemeler içinde sağlamlığı ve hafifliğiyle öne çıkan kompozit malzemeler (Cam Elyaf, Karbon Fiber, PLA) düşünülmüş ve bunda karar kılınmıştır.

• Burun konisinin uzunluğu 40 cm, ana çapı 11,5 cm, kalınlığı 0,3 cm ve geometrik parametresi 0,55 olacaktır.

HAACK SERIES POWER SERIES ELLIPSOID

Total Cd:0,03 Total Cd:0,03 Total Cd:0,06

Burun konileri Cd değerleri karşılaştırması

(19)

Burun Konisi

Logosu

3D yazıcıdan burun konisi basılıp bu parça üzerinde vakum infüzyon yöntemiyle cam elyaf serilip güçlendirilecektir. Üretim aşamasında takım, sahip olduğu 3D yazıcıyı kullanacaktır.

Üretim için Samsun Üniversitesi Havacılık ve Uzay Bilimleri Fakültesi kompozit atölyeleri kullanılacaktır.

Teknofest 2018 yarışmasına katılan yüksek irtifa roketimizin burun konisi yine aynı üretim metodu kullanılarak üretilmiştir. Roketin 1 mach üzerine çıkmış, herhangi bir yapısal bozulmaya uğramadığı görülmüş ve oluşan şok dalgalarının roket üzerinde yapısal etkisinin minimum düzeyde olduğu gözlemlenmiştir.

Üretim ve Test

Şekil 16: Takımın ürettiği prototip PLA burun konisi Şekil 15: Burun Konisi CAD Çizimi

(20)

Kurtarma Sistemi

Logosu

• Kurtarma sistemimiz basınç prensibiyle tüpün içindeki karbondioksitin çıkışı sonucunda çalışacaktır. Sistemimiz içi karbondioksit dolu tüpü delecek yaylı bir mekanizmadan oluşmaktadır. Bir yaya bağlanmış sivri uçlu cisim yayları tutan pimin çıkmasıyla tüpü delecek ve karşısındaki yay sayesinde de sivri uçlu cisim geri gidecektir bu sayede tüp delinecek, basınç ile sistemimiz açılacaktır. Pimin çekilip yayın serbest bırakılması servolar ile yapılacaktır. Servolara gerekli komut; birincil açılma için roket burun aşağı verdiğinde denge sensöründen (ball switch) ve basınç sensöründen gelen veriler ile, ikincil açılmada ise irtifa 500 metre olduğunda gidecektir.

• Takımımız tüm bu sistemi yerde test edecektir, verim alındığı takdirde roket üzerinde uygulanacaktır, aksi takdirde yedek diğer sistemler üzerinde çalışma yapılacaktır.

• Kurtarma sistemi iki aşamalı olacaktır. Marş paraşütü, ana paraşüt ve uydu paraşütünden oluşan sistemimiz farklı zamanlarda açılarak roketin yakın bir bölgeye düşmesi amaçlanmaktadır. Birincil açılmada marş paraşütü öncelikle dışarı çıkacak ve bağlı olduğu

kontraplak sayesinde uydunun paraşütünü de dışarı çekecektir. Uydu (faydalı yük) paraşütü de faydalı yükü roketin dışına çıkaracak ve bağımsız paraşütüyle yere inecektir.

Şekil 17: Takımın ürettiği ilk prototip

(21)

Kurtarma Sistemi

Logosu

Paraşüt Taşıyacağı

ağırlık (kg) Cd Öngörülen iniş hızı

(m/s)

Paraşüt alanı (m^2)

Minimum gerekli yarıçap (m)

Marş paraşütü

13 0,8 20 0,65 0,45

Ana paraşüt 13 0,8 6,6 3,2 1,0

Uydu paraşütü

4,5 0,8 8,3 1,2 0,6

Kurtarma sisteminde bulunan marş paraşütü, ana paraşüt ve uydu paraşüt alanları aşağıda bulunan formül ile hesaplanmaktadır.

D:Paraşütün çapı m:Roketin kütlesi 𝜌:Havanın

yoğunluğu (1,225 kg/m^3)

Cd: Genel sürüklenme katsayısı (0,8) V:Düşüş hızı

Verilen denklem göz önüne alındığında roketimiz için gerekli paraşüt alanı ve yarıçapları tablodaki gibidir.

Paraşütlerin sekizgen yapıya sahip ve kırmızı renkte üretilmesi planlanıyor.

***Verilen alan ve gerekli yarıçap paraşütün açıldıktan sonraki geometrisi içindir (referans alan).

D= (8𝑚𝑔)/(𝜋𝜌𝐶𝑑𝑉²)

Tablo 3: Paraşüt değerleri.

(22)

Aviyonik

Logosu

UÇUŞ BİLGİSAYARI

Roketle ilgili verilerin (hız,ivmelenme, irtifa, uçuş süresi, basınç, sıcaklık, konum tespiti) mikrodenetleyicili

geliştirme kartı üzerinden çeşitli alt ekipların (BMP180, GY-NEO6MV2 GPS, DS1307RTC, Xbee Pro XSC S3B ) yardımıyla hesaplanması veya kaydedilmesi sonucunda yer istasyonuna iletilmesini sağlayan sistemdir.

KURTARMA SİSTEMİ

1.ANA KURTARMA SİSTEMİ:

BMP180 den alınan irtifa verileri ile roket maksimum irtifaya

ulaştıktan sonra marş paraşütünü açar. 500 metre irtifaya geldiği zaman ana paraşütü açacak oaln CO2 tüpleri patlayacaktır.

2.YEDEK KURTARMA SİSTEMİ:

Oluşabilecek bir soruna karşın devreye giren sistemdir.

Rokette bulunan RRC 3 SPORT ticari altimetresi devreye girerek sistemdeki diğer bir arduıno ya sinyal göndererek kurtarma sistemin aktif olmasını

sağlayacaktır.

Şekil 18: Özgün uçuş bilgisayarı prototipi. Şekil 19: RRC3 Ticari uçuş bilgisayarı

(23)

KULLANILACAK ALT

EKİPMANLARIN İŞLEVLERİ

MEGA 2560 PRO MİNİ: Uçuş bilgisayarının, kurtarma sisteminin ve servo motorların kontrolünden sorumlu mikrodenetleyicili kart modülüdür.

GY-NEO6MV2 GPS: Uçuş esnasında konum kontrolü ve iniş sonrası konum tespitinde kullanılan sistem modülüdür.

Logosu

23 17 Mayıs 2019 Cuma 2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU

(KTR)

modülüdür.

BMP 180: Sıcaklık ve basınç ölçümü ile irtifa hesaplama ve yüksek hassasiyetli irtifa değişimi ile hız hesaplayan dijital modül.

DS1307RTC :BMP 180 modülünden alınan verilerin zaman bazında kaydeden sistem modüldür .Kaydettiği veriler

sayesinde ivmelenme, hız, uçuş süresi değerleri hesaplanacaktır.

BUZZER: Uçuş bilgisayarının başlatıldığını ve sistemde sorun olmadığının teyidi için

kullanılan ses modülüdür.

Xbee Pro XSC S3B: Yüksek menzilli haberleşme modülüdür.

(24)

Logosu

Aviyonik

Prototip uçuş bilgisayarının üretim aşamaları

(25)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Logosu

• Roketin üretimi için gövde malzemesi olarak kompozit seçilmiştir.

• Kompozit malzemeler farklı özelliklerdeki maddelerin katmanlar halinde birleştirilmesiyle yapının dayanım özelliklerini arttırır. Dolayısıyla roketin maruz kaldığı aerodinamik ve atalet kuvvetlerine karşı yüksek dayanıma sahiptir.

• Kompozit malzeme yüksek dayanım özelliklerine göre hafif olması ve yarışmada roketin hareket isterlerine yönelik yapılacak tasarım değişikliklerinde avantaj sağladığından gövde yapısı için kompozit malzeme tercih edilmiştir.

• Open Rocket programında yapılan analizlerle birlikte rokete yaklaşık 2175 N’luk kuvvet etki etmektedir (aerodinamik ve atalet kuvvetleri toplamı). Takım emniyet faktörünü 2 olarak almıştır.

• Sonuç olarak yapılan hesaplamalar doğrultusunda maksimum 3 mm kalınlığında cam elyaf kompozit malzemesi kullanılarak roketin kalkışında ve hareketinde üzerine etkiyecek aerodinamik ve atalet kuvvetlerine karşı (2175X2 N) dayanıklı olacağı ön görülmektedir.

Cd 0,52

Maksimum Hız (m/s) 268

Kesit Alanı (m²) 0,01038689

Yoğunluk (kg/m³) 1,225

Uygulanan Kuvvet (N) 237,609914

Roket Kütle (kg) 20,898

Yerçekimi (m/s²) 9,81

Maksimum g 9,45

Uygulanan Kuvvet (N) 1937,2446

F_a+F_Drag=2174,86 N

Emniyet katsayısı ile birlikte;

2*(F_a+F_Drag)=4349,72 N

(26)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Logosu

• Roket gövdesi özgün üretim ile üretilecektir.

• Roket gövde dış çapı farklı yönlerdeki aerodinamik kuvvetler hesaplanarak 11,5 cm, kalınlık olarak her bölgede 0,3 cm olması planlanmıştır. Gövde üretiminde ise 11 cm çapta bir boru üzerine sarılacak cam elyaf kumaşın reçine ve çeşitli katmanlar halinde birleştirilip fırınlanmasıyla roketin üretimi gerçekleştirilecektir. Üretim aşamasında gerekli izinler alınarak Samsun Üniversitesi Havacılık ve Uzay Bilimleri Fakültesi kompozit atölyeleri kullanılacaktır.

Gövde İçi Yapısal Destekler

• İkincil konfigürasyonda da motor kundağının rahatlıkla kullanılabilmesi için bu bölüm en uzun motora göre üretilecektir (M2150). Ana konfigürasyondaki motorun (M1675) boyunun daha kısa olması sebebiyle motorun önüne aynı çapta takoz konması planlanmıştır.

• Ayrıca motor takozu, motorun oluşturacağı yüksek itki kuvvetine karşı koyup arada ezilmeyecek malzemeden

yapılacaktır (örn. sunta). Motorun dikey eksende herhangi bir açı yapmaması için motor yüzükleri, motorun üreteceği itkiye dayanım sağlayacak silindirik bir araduvar (bulkhead) tasarlanmıştır. Araduvar 1 cm uzunluğunda alüminyumdan üretilecektir.

(27)

Yapısal - Kanatçık

Logosu

• Roket tasarımında iki farklı bölgede kanatçıklar kullanılmıştır.

• Öndeki ve arkadaki kanatçıklar roketin statik marjin değerlerini şartnamede verilen değerlerin arasında tutmak için optimize edilmiştir.

• Belirtilen her iki kısımda kullanılan kanatçıklar kompozit malzemelerden üretilecektir.

• Ön kanatçıkların kök 150 mm, uç 50 mm, yükseklik 60 mm olup arka kanatçıklarda kök 300 mm, uç 140 mm, yükseklik 135 mm olarak belirlenmiştir.

Şekil 20: Ön kanatçık 2B teknik resim Şekil 21: Arka kanatçık 2B teknik resim

(28)

Yapısal - Kanatçık

Logosu

• Kanatçıkların üretim aşamasında Samsun Üniversitesi Kompozit Atölyesini kullanılacaktır. Üretim için olarak vakum infüzyon yöntemi kullanılacaktır.

• En iç kısımda mukavemet için ana gövde olarak kontrplak kullanılacaktır. Bunun üzerine Open Rocket tasarımında ki kalınlık değeri gözetilerek üst üste cam elyaf ve karbon fiber yerleştirilip vakumlama işlemi yapılacaktır.

• Kompozit üretimden sonra kanatçık kenarları uygun ölçülere gelene kadar zımparalama işlemine tabii tutulacaktır.

Kanatçık Üretim

Şekil 22: Arka Kanatçık CAD Çizimi Şekil 23: Ön Kanatçık CAD Çizimi

(29)

Motor

Logosu

• Takımın motor tercihi Cesaroni M1675 olmuştur. Bunun yanında seçilen ikinci motor ise Cesaroni M2150

motorudur. Roketin ağırlığı, hedeflenen menzil ve rampadan çıkış hızı gibi temel hedefler değerlendirildiğinde bu iki motor da verilen görevi tam anlamıyla gerçekleştirmek için en ideal motorlardır. Verilen bu motorlarda (basit

konfigürasyon değişiklikleri ile) yarışma kurulu tarafından verilen görevleri eksiksiz tamamlanacağı düşünülmektedir.

• M1675 yerine M2150 motoru gelmesi takdirinde motor takozunun çıkarılmasıyla roketin istenilen değerleri bu motora göre de uygun hale getirilmiştir.

(30)

İkinci Motor Seçimi

Logosu

• Kızılırmak II roketinde ikincil motor olarak M2150 motoru kullanılması öngörülmüştür. Tasarımımız kompakt bir tasarım olmakla birlikte motor değişiminde uydu kütlesi değiştirilerek ve motor takozu kısmı çıkarılarak istenilen irtifa, çıkış hızı, maksimum hız ve statik marjin değerleri elde edilmektedir.

• M1675 motorununda uydu bölümünde kullanılacak olan ağırlık 4,8 kg olarak ayarlamıştır ayrıca bu motorun boyu motor takozunu tam doldurması amacıyla motor takozunun üst kısmına eklenecek olan bir parça yardımıyla motor, motor takozuyla tam bir uyum içerisinde çalışmaktadır.

• M2150 motorunun gelmesi halinde uydu bölümünün ağırlığı 8,5 kg, uydu paraşütünün çapı 2 m olacaktır ve motor takozunun çıkarılmasıyla roketin istenilen değerleri bu motora göre de uygun hale getirilmiştir.

Kurtarılan Bölümler

Motor Çeşidi Rampadan Çıkış Hızı

(m/s)

Maksimum Yükseklik

(m)

Maksismum Hız (m/s)

Maksimum İvmelenme

m/s²

Açılma Anında Hız

(m/s)

Zirveye Ulaşma Süresi

(s)

Toplam Uçuş Süresi

(s)

Yere İniş Hızı

(m/s)

Kızılırmak II M2150-PK-0 32,1 3019 264 95,4 28 24,5 222 7

Faydalı Yük - 32,1 3019 264 95,4 28 24,5 374 8,58

Tablo 4: Simülasyon verileri

(31)

İkinci Motor Seçimi

Logosu

Tablo 5: Statik marjin grafiği Tablo 6: İvmelenme grafiği

(32)

Roketin Bütünleştirilmesi ve Testler

Logosu

(33)

Roket Bütünleştirme Stratejisi

Logosu

• Kızılırmak II roketi üç ana kısımdan oluşacaktır. Bunlar burun konisi, aviyonik bağlantı bölümü ve gövdedir.

• Bu üç parça beraber üretilecek olup, birbirleri ile tam uyumlu olması hedeflenmektedir.

• Burun konisi içerisinde ana paraşüt; gövde içerisinde marş paraşütü, uydu ve uydunun paraşütü bulunacaktır. Bu iki parça arasında aviyonik bölüm yer alacak olup iki parçayı bir arada tutma görevini üstlenecektir. Burun ile aviyonik arasında 350 cm’lik şok kordonu, aviyonik takoz ile gövde arasında 400 cm’lik şok kordonu bulunacaktır. Uydunun roketten ayrılması hedeflendiğinden, 400 cm’lik şok kordonu direk gövdeki mapaya bağlanacaktır. Burun konisi ile aviyonik bölüm arasındaki 350 cm’lik şok kordonu burnun sistemden ayrılmasını önlemek için kullanılacak olup;

sistemi güvenli şekilde indirecek olan ana paraşüt, aviyonik üzerindeki mapaya bağlanacaktır. Böylelikle ana paraşütün burun konisinde daha kolay çıkması hedeflenmektedir.

• Uydunun sistemden tamamen ayrılması ve güvenli şekilde indirilmesi gerektiğinden, uydu için ekstra paraşüt

eklemiştir ve paraşütün açılma sırasında oluşacak şokun uydu ve paraşütü ayırmaması için 100 cm’lik şok kordonu kullanılacaktır.

Marş paraşütünün çekeceği ve uydu paraşütünün çıkmasına yardımcı olacak plaka.

Ana paraşüt

Marş paraşütü

(34)

Testler

Logosu

Yapısal/Mekanik Testleri:

Roketin gövdesi, birinci motor gövdesi ve ikinci motor gövdesi olmak üzere iki parçaya bölünmüştür ve bu iki gövde arasına entegrasyon gövdesi eklenmiştir. Araduvar (bulkhead) elemanı entegrasyon gövdesi içinde bulunmaktadır. Bunun yapılmasının nedeni gövdemizin tek parça halinde el işçiliği için çok uzun olduğundan dolayı iki parçaya ayırmak ve eskisine göre daha özgün bir tasarım amaçlanmıştır. Bu tasarımın motorun ürettiği yüksek itki kuvvetine (emniyet faktörü ile anlık maksimum ~2073N) direkt olarak maruz kaldığı için basma testine sokuldu ve dayanımı ölçülmüştür. Roketin yere 7,3 m/s hızla düştüğü göz önünde bulundurulduğunda yere çarpan ilk kısmın aviyonik kısmı olabileceği ihtimaline karşı basit bir darbe testi yapılmıştır. Bu testler sonucunda her bir parçanın yeterli dayanıma sahip olduğu görülmüştür.

Youtube Link: https://youtu.be/wPBem_jK9KA

(35)

Testler

Logosu

• Aviyonik Testler

: Uçuş bilgisayarı olarak seçilen cihazın istenilen hız, koordinat , yönetim gibi özellikleri sağlayıp sağlamadığı kontrol edilmiştir. Üretilen ilk prototip uçuş bilgisayarı aldığı konum ve yükseklik verilerini yer istasyonuna başarılı şekilde aktarmıştır. Gelen veriler yer istasyonunda bulunan sd karta kayıt edilecektir. Laboratuvar testlerinden geçen uçuş kartımız uzun mesafe iletişim testleri haziran ayı içerisinde yapılacaktır. İnsansız hava aracına takılan uçuş bilgisayarı uzun mesafe uçuşları ile test edilecektir.

Ayrıca uçuş bilgisayarının temel görevi olan paraşüt açılma işlemlerini başarı ile test edilmiştir.

Test videosu:

https://www.youtube.com/watch?v=G703FmHR9dg&feature=youtu.be

(36)

Testler

Logosu

Kurtarma Testleri:

Çapları 2.5 m (ana), 1 m (marş), 1.5 m (uydu) olan sekizgen şeklinde paraşüt kumaşları kesilmiştir. Kumaş, paraşüt ipleri ile sağlam bir şekilde bütünleştirilmiştir. Ardından test amacıyla yaklaşık 15 m yükseklikten, 10+ m/s rüzgar hızında, 15 kg ağırlığındaki yük, video linkinde görüldüğü gibi serbest bırakılmıştır. Paraşüt kumaşında, paraşüt iplerinde ya da bağlantı noktalarında herhangi bir deformasyon gözlemlenmemiştir. Aynı zamanda kurallara uygun bir şekilde katlandığında belirlenen paket boyutları içerisine paraşütlerin rahatlıkla sığabildiği doğrulanmıştır.

Youtube Link: https://youtu.be/yfvr_xqz_QU

(37)

Testler

Logosu

Burun ve Diğer Parçaların Açılma Testleri:

Mekanizmamızda 𝐶𝑂₂ tüpü kullanılmıştır ve açılma olayı tüpün sahip olduğu yüksek basınç ile gerçekleştirilecektir.

Sistemimizde sıkıştırılan bir yaya bağlı olan sivri uçlu cisim yerleştirilmiştir, servo ile hareket ettirilen ve yayı tutan bir pim bulunmaktadır, bu pim avonik bloğundaki bir servoya bağlanmıştır. Sivri uçlu cisim pimin çekilmesi ile serbest

kalancak ve 𝐶𝑂₂ tüpünün ağız kısmını delecektir, tüp ağzı hizzasında bulunan ikinci bir yay yardımıyla geriye itilecek ve 𝐶𝑂₂ gazının yüksek basınçlı olarak çıkmasını sağlanacaktır. Basıncın etkisiyle ayırma olayı gerçekleşecektir. Yapılan

testler sonucunda sistemin başarılı olarak çalıştığı gözlemlenmiştir.

Youtube Link:

https://youtu.be/-O1vBKS8NUQ https://youtu.be/nW1nK1TPHrE

(38)

Takvim

Logosu

. İş Akışı/Zaman Ocak Şubat Mart Nisan Mayıs Haziran Temmuz Ağustos

Gerekli Araştırmaların Yapılması ve Dökümantasyon

Taslak Tasarım

T.T. Güncelleştirmeler Genel Tasarım Çizimleri Genel Analiz

Kritik Rapor Detaylı Tasarım Detaylı Analiz Üretim

Genel Test

Genel Test Raporu Atış Hazırlık Raporu

(39)

Takvim

Logosu

. İş Akışı/Zaman Ocak Şubat Mart Nisan Mayıs Haziran Temmuz Ağustos

Servo Motor Testi 24-31 1-8

Servo Motor 20-28 1-10

Yeni Sipariş Listesinin Hazırlanması

9-10 9-10

GPS Modülü

Yeterlilik Testi 20-21

Sıcaklık-Basınç Modülü Yeterlilik Testi

27-28

Haberleşme Modülü

Yeterlilik Testi 25-30

Tamamlayıcı Modül Testleri(Regülatör,S TM vb.)

15-20

Tüm Verileri Aynı Anda Toplama ve Doğru Bir Şekilde Aktarma

Çalışmaları

24-30 1-23

Ticari Uçuş

Bilgisayar Testi 24-31 1-8

(40)

Bütçe

Logosu

MALZEME ADET FİYAT

KOMPOZİT GÖVDE 1 2000

KOMPOZİT BURUN 1 600

KOMPOZİT KANATLAR 8 800

MOTOR 1 ROKETSAN

MOTOR BÖLÜMÜ MOTOR EK BİLEŞENLER BAĞLANTI VE YAPI DESTEK PARAŞÜT

ŞOK KORDONU KAMERA

GELİŞTİRME KARTI TELEMETRİ

GPS

BASINÇ SENSÖRÜ ALTIMETER BATARYA ANTEN MODEL UYDU

EK GİDERLER(BOYA-ZIMPARA)

1 -- -- 3 3 2 2 2 1 2 1 4 2 1 ---

220 150 375 1500

150 500 150 700 100 25 600 300 1000 1000 1000

TOPLAM

11170 TL

(41)

1.GİRİŞ

Bu dökümanda yarışma komitesi tarafından takımımıza sağlanacak olan roket motorun roketimize en güvenli ve hızlı şekilde montajının nasıl yapılacağu anlatılmıştır. Roket motoru montajdan sonra Şekil 1 ve Şekil’2 deki CAD çizimlerindeki gibi olacaktır. Roket motoru montajı güvene alınmış olan roketin motor bölümünde bulunan motor kundağına Şekil 3’deki gibi yerleştirilecektir. Daha sonrasında Şekil 1 ve Şekil 2’deki gibi motor kundağının yanında bulunan sonsuz millere Şekil 4’de gösterilen motor sabitleme diski takılacaktır. Takılan motor sabitleme diski bağlantı civataları kullanılarak sabitlenecek ve montaj tamamlanacaktır.

2.SORUMLULAR

1 Muhammed Abdullah Enes Hoşaf 2 Muhammed Emin Kılınç

3.GEREKLİ ARAÇ/GEREÇ/AYGIT VE PARÇA LİSTESİ

Yarışma Komitesi tarafından teslim edilecek Roket Motorunun yarışmada kullanılacak Rokete montajının gerçekleştirilmes için gerekli parçaların listesi ve bütünlemede kullanılacak

Araç/Gereç/Aygıt Listesi sırasıyla Tablo 1 ve Tablo 2 ile verilmiştir.

Tablo 1’de yer alan parçalara ilişkin görseller Şekil 1 ile gösterilmiştir

Tablo 1. Gerekli Parçaların Listesi

Kalem Adı Açıklama

Roket Motoru Yarışma Komitesi tarafından sağlanacaktır Roket Gövdesi Şekil 1’de katı modeli gösterilmektedir.

Motor Sabitleme Diski Şekil 4’de katı modeli gösterilmektedir.

Bağlantı Civataları (M8) Şekil 5’de resmi gösterilmektedir.

Kağıt Bant Şekil 6’de resmi gösterilmektedir.

(42)

Araç/Gereç/Aygıt Adı Açıklama

M8 Somun Anahtarı Şekil 7’de resmi gösterilmektedir.

Makas Şekil 8’de resmi gösterilmektedir.

Şekil 1 Şekil 2

Şekil 3 Şekil 4

Şekil 5 Şekil 6

(43)

Şekil 7 Şekil 8

4.UYGULAMA

1. Montaj işleminde kullanılacak olan bütün araç-gereç ve malzemeler kontrol edilir.

2. Montajda görev alıcak bütün ekip üyelerinin güvenlik ekipmaları kontrol edilir.

3. Roket gövdesi güvene alınır.

4. Roket gövdesi ve motor kundağı kontrol edilir.

5. Motor yavaş ve güvenli bir şekilde motor kundağına yerleştirilir.

(Şekil 9)

Şekil 9

(44)

6. Sabitleme diski sabitleme millerine takılır ve motora kadar ilerletilir.

(Şekil 10)

7. Bağlantı civataları sabitleme millerine takılır ve diske kadar ilerletilir.

8. Gerekli son kontrol yapılır.

9. Civatalar somun anahtarı kullanılarak sıkılır ve sabitlenir.

10. Motorun ve sabitleme sisteminin durumu kontrol edilir.

11. Roket motorunun rokete montajı tamamlanmıştır.

(Şekil 11)

Şekil 11

(45)

# İSİM SOYİSİM Takımdaki Görevi TARİH 1 Selahattin Selek Takım Kaptanı 12.05.2019 2 Anıl Çelik Sistem Sorumlusu 12.05.2019 3 M.A.Enes Hoşaf Atış Alanı Sorumlusu 12.05.2019 4 M. Emin Kılınç Kurtarma Sorumlusu 12.05.2019

TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI Kritik Tasarım Raporu (KTR) Samsun Roket Takımı Kızılırmak II