TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI Kritik Tasarım Raporu (KTR) Sunuşu

(1)

Herkese Açık | Public

TEKNOFEST 2019 ROKET YARIŞMASI

Kritik Tasarım Raporu (KTR)

Sunuşu

(2)

Takım Yapısı

Prof. Dr. Cemal Meran

Danışman

Egemen Mert Pamukkale Üniversitesi

Makine Mühendisliği

Mekanik Koordinatörü & Atış Sonrası Kurtarma Sorumlusu

Mert Karaaslan Pamukkale Üniversitesi –

Tasarım

& Atış Alanı Sorumlusu

Umut Çağlar Boztepe Pamukkale Üniversitesi –

Tasarım

& Atış Sorumlusu

Ahmet Akif Saygın Pamukkale Üniversitesi –

Tasarım

Seher Sena Öğün Pamukkale Üniversitesi –

Üretim

Talha Sorkun Pamukkale Üniversitesi –

Üretim

Mehmet Altın Pamukkale Üniversitesi –

Üretim

Mertcan Uysaler Pamukkale Üniversitesi

Mekanik Koordinatörü

Cem Topuk Pamukkale Üniversitesi

Elektronik ve Yazılım Koordinatörü

Ece Cengiz Pamukkale Üniversitesi

Sponsorluk Koordinatörü

Ahmet Yavuz Pamukkale Üniversitesi –

Sponsorluk

M. Serhat Duras Pamukkale Üniversitesi –

Takım Lideri

Takım çalışmalarına katılmamaları nedeniyle ekipten 3 kişi çıkartılmıştır. Ekibe 1 kişi dahil olmuştur. Dahil olan kişi yeni üye olarak belirtilmiştir. Nihai takım yapısı budur.

Yeni üye

(3)

Roket Genel Tasarımı

(4)

ÖZET

Tahmin Edilen Uçuş Verileri ve Analizleri

Ölçü Yorum

Boy (metre): 2,41

Çap (metre): 0,12

Roketin Kuru Ağırlığı(kg.): 21,98

Yakıt Kütlesi(kg.): 3,84

Motorun Kuru Ağırlığı(kg.): 2,49

Faydalı Yük Ağırlığı (kg.): 4,00

Toplam Kalkış Ağırlığı (kg.): 25,81

İtki Tipi: Katı

Ölçü Yorum

Kalkış İtki/Ağırlık Oranı: 8,48

Rampa Hızı(m/s): 30,70

Yanma Boyunca En az Statik

Denge Değeri: 1,75

En büyük ivme (g): 95,8 m/s2 & 9,77 g

En Yüksek Hız(m/s & M): 266 m/s & 0,79 M

Belirlenen İrtifa(m): 3045,00

Yarışma Roketi Hakkında Genel Bilgiler

Motor Seçimleri

Marka : Cesaroni İsim: M2150-RL Sınıf: M

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 7455,4

Marka : Cesaroni İsim:M1675-P Sınıf: M

Motorun Toplam İtki Değeri(Ns): 6162

(5)

Open Rocket Genel Tasarım

Ön tasarım raporunda yer alan roket çizimimiz de iç çap 110 mm ve dış çap 120 mm olarak verilmiştir. Ancak yapılan üretim ve maliyet araştırmaları ardından roket et kalınlığının azaltılması kararına varıldı. Bu karar ardından dış çap 120 mm olarak sabit tutulup iç çap 114 mm’ ye çıkarıldı. Bu sayede et kalınlığı 5mm’den 3mm’ye düştü. İç çapın artması sayesinde, roket gövdesinin içine yerleştirilecek olan malzemelerin yerleşimi için iç hacim artışı sağlandı. Roket gövdesi üretimi esnasında kullanılacak karbon fiber kumaşın kat sayısı da azaldığı için maliyette yaklaşık yarı yarıya azalış gerçekleşti. Üretim için kullanılan karbon fiber malzemenin kat sayısı azaldığı için aviyonik ve motor gövdesinde yarı yarıya ağırlık azalışı gerçekleşti.

Gövde de gerçekleşen hafifleme sonucunda roket daha fazla yük taşıma kapasitesine sahip oldu. Yapılan değişimler openrocket programında güncellenerek uçuş simülasyonu gerçektirildi. Simülasyon sonucunda roket, tüm gerekli sınırlamaların altında kalarak başarılı bir uçuş gerçekleştirdi.

(6)

Open Rocket Genel Tasarım

(7)

Open Rocket Genel Tasarım

(8)

Open Rocket Genel Tasarım

OpenRocket programı üzerinden gerçekleştirilen bütün simülasyonlar yandaki ayarlara göre yapılmıştır. Ancak program her açıp kapatıldığında Direction ayarı otomatik olarak 180 derece olarak değişmektedir bilginize.

(9)

Open Rocket Genel Tasarım

Zaman (s) İrtifa (m) Hız (m/s)

Fırlatma 0 0 0

Rampa Çıkış 0,42 5,66 30,53

Burn Out 3,54 519,77 263,39

Tepe Noktası 25,29 3045,1 0

Sürüklenme Paraşütü Açılması 25,34 3045 -1,45 Sürüklenme Paraşüt Sonrası 172,37 503,2 -16,35 Ana Paraşüt Açılması 172,87 495,6 -16,34

Ana Paraşüt Sonrası 232,03 0,23 -8,13

(10)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

• Roket, ateşlendikten sonra atış rampasından 30,53 m/s hızla ayrılacaktır. Roket üzerinden anlık olarak yükseklik, sıcaklık, basınç ve konum bilgileri kendi üretimimiz olan yer istasyonundan takip edilecektir.

• Uçuş bilgisayarında bulunan sensörler aracılığıyla tespit edilen yükseklik apogee noktasına ulaştığında, burun faydalı yük ve paraşüt ile gövdeden ayrılacaktır.

• Hemen ardından roketimizin sürüklenme paraşütü açılacaktır.

• Roket, yaklaşık 500 metre irtifaya ulaştığında uçuş bilgisayarı tarafından tekrar bir ayrılma işlemi gerçekleşecek ve gövde ikiye ayrılacaktır.

• Hemen ardından ana paraşütümüz açılacak ve roket yere 8,13 m/s hızla iniş yapacaktır.

• GPS modülünden alınan anlık konum bilgisi yer istasyonunda verilecek ve kurtarma ekibi faydalı yük ve gövdeyi kurtarmak üzere alınan koordinatlara hareket edecektir.

(11)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Roket Malzeme Listesi

Parça No Parça Adı Ağırlık (gr) Malzeme Adet

1 Burun Konisi 1700,00 Karbon Fiber 1

2 Aviyonik Gövde 1767,00 Karbon Fiber 1

3 Tube Coupler 75,50 Kontrplak 1

4 Motor Gövdesi 2159,00 Karbon Fiber 1

5 Mapa Dövme Çelik 4

6 Ana Paraşüt 332,00 Ripstop Nylon 1

7 Faydalı yük 4000,00 1

8 Launch Lug 0,05 Alüminyum 2

9 Bulkhead 331 Alüminyum 4

10 Sürüklenme Paraşütü 59,10 Ripstop Nylon 1

11 Faydalı Yük Paraşütü 122,00 Ripstop Nylon 1

12 Şok Kordonu Elastik Kordon 2

13 Inner Tube 300,00 Karton 1

14 Center Ring 31,30 Kontrplak 3

15 Kanatçık 382,00 Alüminyum 1

16 Deployment Charge 120,00 Alüminyum 2

(12)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Hiera-3000 Roketinin genel görüntüsü.

(13)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Burun Konisi

(14)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Gövde 1: Aviyonik sistemler, faydalı yük, paraşütler ve kurtarma sistemlerini barındırmaktadır.

(15)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Gövde2: Motor ve kanatçıkları barındırmaktadır.

(16)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Kanatçık

(17)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Temsili aviyonik sistem

(18)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

Deployment Charge

(19)

Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi

(20)

Operasyon Konsepti (CONOPS)

Fırlatma Süreci

Atış süreci, atış sorumlusu olan Umut Çağlar Boztepe ve ekibi tarafından

yürütülecektir.

Montaj hazırlıkları tamamlanan uçuşa hazır olan roket, fırlatma rampasına yerleştirildikten sonra yarışma komitesi tarafından verilen yer istasyonu ile ateşlenecektir. Roketin elektronik sistemlerinin aktive edilmesi, AltimetreTwo cihazının montajının yapıldığı kısımda bulunan bir düğmeye 3 saniye basılı tutma şartı ile gerçekleşecektir.

Ateşlenen roket rampadan 30,7 m/s hızla çıkacaktır. 3045 m olan apogee noktasına çıktığında önce faydalı yük ve burun daha sonra da sürüklenme paraşütü açılacaktır. 500 metre irtifaya ulaştıktan sonra bir patlama daha gerçekleşecek ve ana paraşüt açılacaktır. Son olarak roket yere 8,1 m/s hızla iniş gerçekleştirecektir.

Fırlatma Sonrası Süreç ve Kurtarma

Süreç atış sonrası kurtarma sorumlusu olan Egemen Mert ve ekibi tarafından

yürütülecektir.

Görevi tamamlayan ve yere inişe başlayan roket uçuş bilgisayarından anlık olarak konum, hız ve yükseklik verileri alınacaktır. Veriler anlık olarak hem uçuş bilgisayarında hem de yer istasyonunda depolanacaktır.

Yere başarılı bir şekilde iniş yapan roket ve faydalı yük üzerinde bulunan GPS sensörlerinden gelen koordinatlar doğrultusunda kurtarma ekibi roketi kurtarmak üzere yola çıkacaktır.

(21)

Roket Alt Sistemleri

(22)

Burun Konisi

Burun Malzeme Seçimi

Balsa Ağacı Karbon Fiber Alüminyum

Balsa ağacı güçlü ve hafif olmasıyla roketin havalanma itkisinin çevresi için oldukça iyi

bir malzemedir. Ancak balsa ağacı kaba işlendiğinde çökmeye ve çatlamaya yatkın

bir yapısı vardır.

Katran, naylon ve orlondan oluşan fiber malzeme çelik malzemeden 4,5 kat daha hafif

olup 3 kat daha dayanıklı olması kullanım alanlarını arttırmaktadır. Mükemmel

işleme ve şekillendirme kabiliyetine sahiptir.

Diğer malzemelere kıyasla ulaşılması ve işlenmesi kolay malzemedir. Çeliğin yaklaşık üçte biri oranındaki yoğunluğu

ile alüminyum, süper hafif bir malzemedir. Birleştirme

konusunda kaynak yapılabilirliğine uygun bir

yapıdadır.

• Yandaki özelliklere bakıldığında alüminyum ve karbon fiber malzemelerinin ikisi de burun konisi için uygundur. Ancak hem alüminyumun elastik yapısı nedeniyle burun üzerindeki düzensizliklere sebebiyet verebilecek olması hem de gövde malzemesi olarak karbon fiber seçmemizden dolayı alüminyum seçeneğini eleyip karbon fiber kullanımına karar verildi.

• Burun konisinin geometrisi ‘’ogive’’ seçilmiştir.

• Burun konisinin uzunluğu 400 mm, Shoulder kısmının uzunluğu ise 180 mm olarak hesaplanmıştır.

• Burun konisinin çapı 120 mm, shoulder çapı ise 114 mm olarak hesaplanmıştır.

• Burun konisi ve shoulder malzemesi karbon fiber olarak belirlenmiştir.

Burun üretimi, ilk aşama olan kalıp üretimi ile Haziran ayının ilk haftasında başlayacaktır. Kalıp üretimi gerçekleştikten sonra burun elle yatırma yöntemi ile karbon fiber olarak üretilecektir. Tahmini üretim süresi 2 hafta olup Haziranın 3.

haftasında üretimin tamamlanması planlanmaktadır. Burun üretimi bittikten sonra Temmuz ayı içerisinde testler yapılacak ve Genel Test Raporu hazırlanacaktır.

(23)

Burun Konisi

Burun Konisinin İniş Sırasında Zemine Çarpma Analizi:

Analiz;

• En yakın sonuçların alınabileceği ‘‘Geçici Yapısal Dinamik Analiz’’ yöntemi kullanılarak analizler gerçekleştirildi. Malzeme seçimi olarak zemin için Concrete(Beton), Burun için Epoxy Carbon UD (230 GPA) Prepreg seçildi. Karbon fiber yoğunluğu 1,78 g/cm³olarak değiştirildi. Burun konisine, zemine doğru 8140 mm/s hız ve yer çekimi tanımlandı. Zemin arkadan ‘‘Fixed Support’’, burun konisinin sivri olmayan tarafı ise ‘’Frictionless Support’’ olarak tanımlandı.

Çözüm sonuçlarına göre;

• Burun konisinin sivri tarafı 1,97 mm ‘’Toplam Deformasyona’’ uğramaktadır. Bu değer zeminin beton olduğu ve tam uç noktadan temas ettiği göz önüne alındığında deformasyon değerinin az olduğu görüldü.

• Maksimum çeki gerilmesi; faturanın bulunduğu noktada gövdenin dış kısmında 75MPa, bası gerilmesi ise faturanın bulunduğu noktada gövdenin iç kısmında ise 152 MPa olarak gerçekleşti. Üretiminin yapılacağı malzemenin çeki bası dayanımı firma sitesinden alınan katalog incelendiğinde 3,45-4,85 GPa olduğu görülmektedir. Sonuç olarak burun konisinin yere inişi 8,14 m/s hız için oldukça güvenlidir.

(24)

Kurtarma Sistemi

Sıkıştırılmış yay sistemi

Roketin gövde parçaları yay sabiti çok yüksek olacak bir yay ile sabitlenmiştir. Servo motorun kolunun yayı serbest bırakması ile yay bir araya getirilmiş gövde parçalarını birbirinden ayırır. Bu sistem yüksek gürültülü titreşimlerde stabil çalışma olasılığının düşük olması ve yayın itme kuvvetinin yeterli gelmemesi ihtimali sebeplerinden dolayı güvenli bulunmamıştır.

Karbondioksit kartuşu kullanılarak tasarlanmış sistem

Roketin gövde parçalarının ayrılmasında 𝐶𝑂₂ kartuşlarının baş kısımlarının delinmesi ile oluşan basıncı kullanmamız halinde 𝐶𝑂₂ asal bir gaz olduğundan oluşabilecek sıcaklık değişimlerinden etkilenmeyecek ve kimyasal bir tepkime oluşmayacaktır. Bu şekilde rokette oluşabilecek patlamaların ve yanmaların önüne geçmiş olacağız. Sistem 𝐶𝑂₂ kartuşlarının değiştirilmesi ile kolayca tekrar kullanıma hazır hale getirilebilecek.

Bu sayede Sıkıştırılmış yay sistemine göre daha kolay kurulabilmesi bu sistemin artı taraflarındandır. Bu avantajlarından dolayı Karbondioksit kartuşlu sistemin rokette kullanılmasına karar verilmiştir.

Kullanılacak Sistem

Yukarıdaki seçenekler arasından yaptığımız testler ve gözlemler sonucunda CO_2’li sistem kullanılmaya karar verildi. Roket üzerinde bulunan faydalı yükün ve paraşütlerin sistemden ayrılması için bir mekanizma tasarlandı. Buna göre CO₂ tüpleri servo motor ile tetiklenmiş iğneli bir sistem tarafından patlatılacak, patlama sonucu oluşan iç basınç itme kuvveti yaratacak ve yük ile paraşütler dışarıya çıkacaktır. Bu sistemin avantajları;

kolay kurulabilir olması , diğer sisteme göre daha güçlü itme gücü oluşturması ve tasarımsal uygunluğudur. Bu bağlamda bu sistemin kullanılmasına karar verilmiştir.

F_d= F = 0,5 x p x C_dx A x v² ( Rüzgar direnci kuvveti) p= Hava yoğunluğu

C_d= Direnç katsayısı A = Paraşüt alanı v= Yere düşme hızı F= m x g

m x g = 0,5 x p x C_dx A x v²formülünden parametreleri yerine koyduğumuzda ;

Roket için;

19 kg x 9, 81 = 0,5 x 1,225 x 0,8 x (3,14 x (1,25)²) x v² V= 8,57 m/s

Faydalı yük için;

6 kg x 9,81 = 0,5 x 1,225 x 0,8 x (3,14 x (0,75)²) x v² V= 8,24 m/s

Değerler karşılaştırıldığında roket, şartnamede belirtilen sınırlar içerisinde yere güvenli bir şekilde iniş

gerçekleştirecektir.

(25)

Kurtarma Sistemi

Bu düzenek basınçlı gaz tüpünün rahat değiştirilebilmesi ve içerisindeki basınçlı gazdan güvenli şekilde faydalanabilmek amacıyla tasarlanmıştır. Çalışma prensibi hooke kanununa dayanır. K sabiti, gaz tüpünün kapak kısmının dayanımına göre belirlenmiş bir yay sıkıştırılmış bir şekilde kapağı delecek olan iğnenin gerisinde durmaktadır. Boru şeklinde tasarlanmış olan bir pim lastik conta ile düzeneğin deliğinden ve iğnenin plastik kısmından içeri girerek silindirik düzlemde iğnenin hareketini engeller. Servo motorun bu pim-boruyu yukarı yönde hareket ettirmesi ile iğne serbest kalır ve yayın itki gücüyle tüpün kapağını deler. Açığa çıkan basınçlı gaz iğnenin plastik kısmındaki hava kanallarından geçerek pim-boru üzerinden düzeneği terk eder. Pim-boru sayesinde açığa çıkan basınçlı gaz istenilen bölgeye yönlendirilebilir.

(26)

Kurtarma Sistemi

KURTARMA SİSTEMİ ELEMANLARI

1) Paraşütler

a) Ana Paraşüt

• 2,5 m çapında dairesel bir paraşüt kullanılacaktır.

• Turuncu renkte olup, yırtılmaz naylon kumaşlardan(poliamid) yapılacaktır.

• Roket içerisindeki konumu, aviyonik gövde ile motor gövdesi arasındaki kaplindedir ve o bölgede açılacaktır.

b) Sürüklenme Paraşütü

• 1,5 m çapında dairesel paraşüt kullanılacaktır.

• Siyah renkte olup, yırtılmaz naylon kumaşlardan (poliamid) yapılacaktır.

• Roket içerisindeki konumu aviyonik gövdededir ve o bölgede bulunan bulkheade sabitlenmiş mapaya bağlanacaktır.

• Apooge noktasında roketten ayrılacak olup , burun kısmından çıkacaktır.

c) Payload Paraşütü

• 1,5 m çapında dairesel bir paraşüttür.

• Kırmızı renkte olup, yırtılmaz naylon kumaşlardan (poliamid) yapılacaktır.

• Roketin içindeki yeri aviyonik gövdeyle, burun arasındadır.

• Burun kısmına yerleştirilen bulkhead e sabitlenmiş mapaya bağlanacaktır.

• İlk patlamada açılacak olup, roketten faydalı yük ve burun ile birlikte ayrılacaktır.

2) Shock Cord

• Güçlü, elastik ipler kullanılacaktır.

• Burun kısmında 120 cm , gövde kısmında 300 cm, motor kısmında da 300 cm lik ipler kullanılacaktır.

• Bu ipler roket içerisindeki bulkheadlere sabitlenmiş mapalara bağlanarak roketi taşıyacaklardır.

3) Co2 Tüpleri

• 12 g lık tüpler kullanılacaktır.

4) Tetikleyici Sistem

• Gerçekleşecek iki patlama için 2 adet olacaktır.

(27)

Kurtarma Sistemi

Kurtarma Sistemi Versiyon 3

• Kurtarma sistemlerine alternatif olarak bir tasarım daha geliştirilmiş ve prototipleri üretilmiştir.

• Bu sistem diğer sistemlere göre aynı daha fazla (maksimum 8 adet) CO2 tüpü barındırmaktadır.

• Sistem Alüminyum malzemeden olup Servo motor ile tetiklenmektedir.

• Prototipler 3 boyutlu yazıcı ile üretilmiştir. Ancak istenilen sertlik değeri

sağlanamadığından test başarısız olmuştur. Alüminyum üretim sonrası test tekrar gerçekleştirilecektir.

(28)

Aviyonik

•

Roketin uçuş verileri SC872-A(GPS) ve MPU9255(IMU) sensörleri aracılığı ile toplanacak ve LoRa SX1276 model radyo frekans verici aracılığı ile yer istasyonuna iletilecektir. Bu elektronik ekipmanlar hakkında toplanan verilerin bir kısmı sonraki sayfada tablo olarak gösterilmiştir.

Toplanan bu veriler ışığında ekipmanlar için fiyat/performans kıyaslaması yapılmış ve en uygun ekipmanlar seçilmiştir. Bunların dışında bu ekipmanların elektrik ihtiyaçlarını karşılamak üzere regülatör devreleri (step up, step down vb.) hazırlanması öngörülmektedir.

•

Uçuş bilgisayarı, kullanım kolaylığı, küçük boyutları ve uygun fiyatı sebebiyle Arduino NANO seçilmiştir. Ana ve yedek uçuş bilgisayarı olmak üzere iki adet Arduino NANO (gerekirse 2 den fazla) kullanılacaktır. İçerdikleri yazılımlar haricinde ana ve yedek bilgisayar özdeş olacaktır.

Öngörülen çalışma algoritmaları sonraki sayfada belirtilmiştir.

•

Uçuş bilgisayarı üzerinde yüksek ivmeli hareket, vakumlu ortam, sıcaklık dayanım, basınç dayanım ve yüksek gürültülü titreşim testleri yapılması öngörülmektedir.

•

Batarya olarak 18650 Lipo piller kullanılarak ihtiyaca uygun batarya paketi hazırlanacaktır.

Pakete piller içerisinde değilken darbeye karşı dayanım testi uygulanması öngörülmektedir.

(29)

Aviyonik

Yer İstasyonunda;

• Yer istasyonu için C# ile kodlanmış uygulamamızda roketin aviyonik sistemlerinden toplanan irtifa, sıcaklık, açık hava basıncı, batarya ömrü, euler açıları (dolayısıyla havadaki pozisyonu) gibi bilgiler yer alacaktır.

bunların dışında GPS verileri kullanılarak harita üzerindeki konumu gösterilecektir. Aynı şekilde payload üzerinden toplanan veriler ve payloadın konumu da uygulama üzerinde yer alacaktır.

PCB Kart;

• Pcb kart üretimi için hazırlıklar devam etmektedir.

• Sistem Atmel işlemci ile çalışacaktır.

(30)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Malzeme Çap(µm) Yoğunluk

Gerilme Modülü(E )(GPa)

Gerilme Direnci(σ)

(GPa)

Specific Modül(E/

ρ)

Özgül Güç

Erime Noktası

(°C)

Kopma

Uzaması Maliyet Karbon

Fiber 7,5 1,7– 1,9 240 - 400 1,8 – 2,6 140 - 200 0,9 –1,5 3500+ 0,8 – 1,5 Yüksek

• Yüksek irtifa roket gövdesi için en uygun malzemekarbon fiberolarak seçilmiştir. Karbon fiberin yüksek dayanımı, günümüzde karbon fibere ulaşımının kolay olması, hafifliği, bir çok üretim yönteminin olması ve üretim aşamasındaki kolay şekil alabilirliği malzeme seçiminde etkili olmuştur.

• Gövde üretimi ise elyaf sarma (filament winding) yöntemi ile gerçekleştirilecektir. Bu yöntem, sürekli elyaf liflerinin reçine ile ıslatıldıktan sonra bir makaradan çekilerek dönen bir kalıp üzerine sarılmasıdır. Yeterli sayıda elyaf katının sarılmasından sonra ürün sertleşir ve kalıp ayrılır. Bu yöntem genellikle silindirik, boru, araba şaftları, dairesel basınç takları gibi parçaların üretiminde kullanılır. Üretim için firmalarla görüşülmüş olup kalıp ve üretim fiyatları alınmıştır.

(31)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Aviyonik Gövdesinin İniş Sırasında Zemine Çarpma Analizi:

Analiz;

• En yakın sonuçların alınabileceği ‘‘Geçici Yapısal Dinamik Analiz’’ yöntemi kullanılarak analizler gerçekleştirildi. Malzeme seçimi olarak zemin için Concrete(Beton), gövde için Epoxy Carbon UD (230 GPA) Prepreg seçildi. Karbon fiber yoğunluğu 1,78 g/cm³ olarak değiştirildi. Aviyonik gövdeye, zemine doğru 8140 mm/s hız ve yer çekimi tanımlandı.

Çözüm sonuçlarına göre;

• Aviyonik dış gövdede çeki gerilmeleri maksimum 26 MPa, bası gerilmeleri ise maksimum 10 MPa olarak gerçekleşti. Karbon fiber malzemenin çekme-basmaya karşı dayanımlarının çok altında olduğu için güvenli olduğu görüldü.

• Aviyonik iç gövdenin dayandığı bulkheadlerde ise maksimum çeki gerilmesi 82 MPa olarak gerçekleşti. Analiz yapılan şartlar ve en düşük çekme dayanımına sahip alüminyum alaşımı olan AlMn02 (EN-AW-3102)’nin çekme dayanımının 80 MPa olduğu göz önüne alındığında gövdenin çarpmaya karşı dayanımlı olduğu görülmektedir.

(32)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Motor Gövdesinin İniş Sırasında Zemine Çarpma Analizi:

Analiz;

• En yakın sonuçların alınabileceği ‘‘Geçici Yapısal Dinamik Analiz’’ yöntemi kullanılarak analizler gerçekleştirildi. Malzeme seçimi olarak zemin için Concrete(Beton), gövde için Epoxy Carbon UD (230 GPA) Prepreg seçildi. Karbon fiber yoğunluğu 1,78 g/cm³ olarak değiştirildi. Motor gövdesine, zemine doğru 8140 mm/s hız ve yer çekimi tanımlandı.

Çözüm sonuçlarına göre;

• Motor gövdesinde çeki gerilmeleri maksimum 7 MPa, bası gerilmeleri ise maksimum 9 MPa olarak gerçekleşti. Karbon fiber malzemenin çekme-basmaya dayanımlarının çok altında olduğu için güvenli olduğu görüldü.

(33)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Motor Gövdesi ve Aviyonik Gövde arasındaki Ayrılma Mekanizmasının Patlama Sonrası Analizi

Analiz;

• ‘’Static Structual’’ ile analiz çözümü yapıldı. Malzeme seçimi olarak gövde için Epoxy Carbon UD (230 GPA) Prepreg seçildi. Karbon fiber yoğunluğu 1,78 g/cm³ olarak değiştirildi.

• Modelleme olarak aviyonik gövde de yer alan deployment charge’dan önceki bulkhead’den sonrası, tubecoupler ve motor gövdesinin 40 mm’lik kısmı ve bu kısımda yer alan bulkhead modellenerek montajlandı.

Sınırlamalar;

• Modellenen gövdenin iç kısmına 0,22 MPa basınç verildi.

• Modellenen gövdenin dış kısmına 0,0066325 MPa basınç verildi.

Çözüm sonuçlarına göre;

• En büyük deformasyon 0,1644 mm ile motor gövdesinde yer alan ‘’bulkhead’’ üzerinde gerçekleşti. Bu deformasyon değeri aviyonik gövdesinde yer alan paraşüt çıkması için gereken patlama sonrası henüz gövdeden ayrılmadan önceki değeridir.

• Maksimum eşdeğer gerilme ve çeki gerilmesi ‘’tubecoupler’’ üzerinde yer alan en küçük bir bölgede gerçekleşmektedir. Maksimum eşdeğer gerilme değeri 16,025 MPa’dır ve maksimum çeki gerilmesi değeri 14,837 MPa’dır. Maksimum eşdeğer ve maksimum çeki gerilmesi değeri gövdenin dış kısmına yansımamaktadır. Üretimi yapılacak malzemenin çeki bası dayanımı firmanın vermiş olduğu katalogta 3,42-4,85 GPa olarak belirtilmektedir.

Bu sayılar göz önüne alındığında gövde içerisindeki patlama (Co2 gazı) güvenlidir.

(34)

Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler

Çözüm sonuçlarına göre;

• Roketin hiçbir noktasında türbülans oluşmadığı, aerodinamik açıdan tasarımın uygun olduğu görüldü.

• Akıştan kaynaklı oluşan basınç maksimum yaklaşık olarak 400 kPa olarak kanatçıklarda görüldü.

Gövde Üzerinde Akış Analizi:

Analiz;

• Akış analizi için roket bir bütün olarak SolidWorks programında modellendi.

• Mesh kolaylığı olabilmesi için burun konisinin uç kısmı yumuşatıldı.

• Hava girişi burunun uç kısmından, çıkışı ise arka kısmından olacak şekilde ayarlandı.

• Roketin uçuş boyunca çıkacağı maksimum hız 266 m/s olarak belirlendi.

(35)

Yapısal - Kanatçık

Seçeceğimiz malzemede, malzemenin şekil verilebilirliği, maliyeti, ağırlığı, sertliği, esnekliği gibi özelliklere dikkat edildi. Bu sebeple malzeme seçimi olarak alüminyum seçildi.

Kanatçık Malzeme Seçimi

Balsa Ağacı Fiberglass Alüminyum

Balsa ağacı güçlü ve hafif olmasıyla roketin havalanma itkisinin çevresi için oldukça iyi

bir malzemedir. Ancak balsa ağacı kaba işlendiğinde çökmeye ve çatlamaya yatkın

bir yapısı vardır.

Hafifliği esneklik, korozyon direnci, ömrü ve havacılık sektöründe oldukça yaygın kullanımı olması yüksek bir avantaj. Elyaf birbiriyle 90 ° açı

yapan liflerden örülmüş ve kumaşa benzeyen bir yapıdır.

İçerisine kontrplak eklenmesi dahilinde malzeme mukavemeti oldukça artacaktır. Üretim zorluğu ve

yüksek maaliyeti vardır.

Diğer malzemelere kıyasla ulaşılması ve işlenmesi en kolay malzemedir. Çeliğin yaklaşık üçte biri oranındaki

yoğunluğu ile alüminyum, süper hafif bir malzemedir.

Birleştirme konusunda kaynak yapılabilirliğine uygun bir

yapıdadır.

Üretim Yöntemi:

Kanatçık üretimi için, ark kaynağı, tig kaynağı ve mig kaynak olmak üzere 3 farklı kaynak yöntemi araştırılmıştır. Araşıtırmalar sonucu diğer yöntemlere göre avantajlı olması ve bulunduğumuz ilde bu işlemi yapabilecek firmalar bulunmasından dolayı tig kaynağı seçilmiştir. Bu kaynak yöntemi; koruyucu gaz olarak argon ve helyum gibi soygazlar kullanırken elektrot olarak sıcağa dayanıklı tungsten elektrot kullanır. Elektrot tükenmediği için kaynağın sürekli devam edebilmesi gibi büyük bir avantajı vardır. İnce malzemelerde oldukça verimli bir kaynak yapılır. Diğer kaynak çeşitlerine göre kaynak dikişi daha homojendir ve dikişin mukavemeti yüksektir. Cüruf çıkmadığı için kaynak dikişini temizlemeye gerek yoktur. Kanatçıklar lazer kesim ile alüminyum plakalardan kesilecektir. Kesilen kanatçıklar alüminyum gövde üzerine Tig kaynak yöntemi ile kaynaklanacaktır.

(36)

Yapısal - Kanatçık

Kanatçık İniş Sırasında Zemine Çarpma Analizi:

Analiz;

• En yakın sonuçların alınabileceği ‘‘Geçici Yapısal Dinamik Analiz’’ yöntemi kullanılarak analizler gerçekleştirildi. Malzeme seçimi olarak zemin için Concrete(Beton), kanatçıklar alüminyum alaşım seçildi. Kanatçığa, zemine doğru 8140 mm/s hız ve yer çekimi tanımlandı. Zemin arkadan ‘‘Fixed Support’’ olarak tanımlandı.

Çözüm sonuçlarına göre;

• Kanatçıklarda çeki gerilmeleri, kanatçıkların gövdesine birleşme uç noktalarında maksimum olarak görüldü ve değeri 155 MPa olarak gerçekleşti.

• Kanatçıklarda maksimum kayma gerilmesi noktasal olarak 88 MPa olarak gerçekleşti.

• 6000 serisi alüminyum malzemenin çekme dayanımı 310 MPa ve kayma dayanımı 207 MPa olduğu göz önünde bulundurulduğunda kanatçıkların çarpmaya karşı dayanımlı olduğu görüldü.

(37)

Yapısal - Kanatçık

Hava Basıncının Kanatçık Üzerinde Etkisinin Analizi:

Analiz;

• ‘’Static Structural’’ yöntemi kullanılarak analizler gerçekleştirildi. Malzeme seçimi olarak kanatçıklar için alüminyum alaşım seçildi.

Sınırlamalar;

• Kanatçıkların dış yüzeyine, akış analizinden bulunan 0,4 MPa değerinde basınç uygulandı.

• Kanatçıklar iç tarafından ‘’Fixed Support’’landı.

Çözüm sonuçlarına göre;

• Kanatçıklarda çeki gerilmeleri, kanatçıkların roket gövdesine birleştiği noktalarda maksimum olarak görüldü ve değeri 0,01 MPa olarak gerçekleşti.

• Eşdeğer gerilme maksimum 1,5 MPa olarak gerçekleşti.

• Toplam deformasyon değeri ise maksimum 0,001 mm olarak gerçekleşti.

• Sonuçlar ve malzeme değerleri göz önüne alındığında akıştan kaynaklı oluşan basınca karşı kanatçıkların statik dayanımının çok iyi olduğu görüldü.

(38)

Motor

.

• Roketimiz için seçtiğimiz motorlar Cesaroni M2150 ve M1675 motorlarıdır. Roketimizin için öncelik motorumuz M2150’dir. Çalışmalarımızı M2150 motoruna göre yapmaktayız. Ama M1675 motoru için de revize edebiliriz. İki motorun çapı aynı olduğu için çaplarda bir değişikliğe gidilmeden uzunlukları azaltarak ağırlığı düşürüyoruz. Kanat tasarım değişikliğiyle de statik dengeyi sağlayabiliyoruz. Her iki motor için yapılan analizler sonucu İtki(N)–Zaman(s) grafikleri aşağıda verilmiştir.

M2150 Motoru İtki-Zaman Grafiği M1675 Motoru İtki-Zaman Grafiği

(39)

Motor

Motor Montaj Şeması :

• Motor , End ring ve kundak borusuna teması ile tahrik edilmesi sağlanmış ve kundak borusu bulkhead’e dayandırılmıştır. Burada End ring, center ring, bulkhead alüminyum alaşım, kundak borusu ise karton olacaktır ve motor gövdesine

bağlanmıştır.

• Motor yanma süresi bitiminde motor gövdesinden ayrılmaması için Kaplow klipsler ile tutturulmuş ve sayıları 3 tane olarak belirlenmiştir.

• Montaj videosu için:https://www.youtube.com/watch?v=X3edEjOcIo0

(40)

Motor

Motor Montajı :

• Motor montajından;

• Umut Çağlar Boztepe,

• Mert Karaaslan sorumludur.

Kalem Adı Açıklama

Roket Motoru (Caseroni 2150) Yarışma Komitesi tarafından sağlanacaktır.

Roket Bütünü Şekil 1’de resmi/katı modeli gösterilmektedir.

Kaplow Klips Şekil 2’de resmi/katı modeli gösterilmektedir.

Bağlantı Civataları (M4) Şekil 3’de resmi/katı modeli gösterilmektedir.

Kundak borusu Şekil 4’de resmi/katı modeli gösterilmektedir.

End ring Şekil 5’de resmi/katı modeli gösterilmektedir.

Center ring Şekil 6’de resmi/katı modeli gösterilmektedir.

Gerekli Parça Listesi

Araç/Gereç/Aygıt Adı Açıklama

Gres Yağı Roket motorunun kundak borusu içinde rahat hareketi için kullanılacak.

Kurbağacık M4 civataların montajında kullanılacak.

Pense Olası bir sıkışmada cıvata veya kaplow klipslerin kurtarılmasında kullanılacak.

Teflon Bant M4 civatalarının diş içine iyi bağlantısı yapılabilmesi için kullanılacak.

Gerekli Araç/Gereç/Aygıt Listesi

(41)

Motor

Motor Montajı :

Şekil 1. Roket Bütünü

Şekil 4. Kundak Borusu

Şekil 5. End Ring

Şekil 2.Kaplow Klips Şekil 3. Bağlantı Civataları (M4x20)

Şekil 6. Center ring

(42)

Motor

Motor Montaj Talimatı :

1) Bütünleme işleminde kullanılacak bütün kalemlerin eksiksiz olarak hazır olduğu kontrol edilir.(Şekil 7)

2) Roket, Bağlantı Kızağına/Aparatına alınır

3) Motor montajı yapılmadan önce roket üstünde montajı yapıldığı kontrol edilir.

4) 4. Kundak borusu , End ring ve center ring elemanlarının deliklerinden geçecek şekilde konumlandırılır.

5) Kundak borusu içine gres yağı sürülür.

6) Roket Motoru Kundak borusu içine yerleştirilir. (Şekil 4)

7) Kaplow clips önceden belirlenip delikleri olan noktalara düzgün bir şekilde konumlandırılırlar.

8) Cıvatalara teflon bant çekilir.

9) Cıvatalar, kurbağacık ve pens yardımı ile klipsler oynama yapmayacak şekilde montajı yapılır.

10) Roket Motorunun Rokete montajı tamamlanmıştır. Şekil 7.Bütünlemede kullanılacak Kalemler

(43)

İkinci Motor Seçimi

Cesaroni M1675 motoru ikinci seçeneğimiz olacaktır. Bu motoru kullanmamız halinde roketimizde bazı değişikliklere gidilecektir. Bu değişiklikler yalnızca motor gövdesinde gerçekleştirildi.

Burun konisinde ve aviyonik gövde de herhangi değişiklik bulunmamaktadır. Motor gövdesindeki değişiklikler şu şekildedir;

•Motor gövde uzunluğu 98cm’ e düşürüldü.

•‘’Inner Tube’’ uzunluğu 76cm’ e düşürüldü.

•‘’Centering ring’’ ler, ‘’Inner Tube’’ u sağlam şekilde tutacak şekilde ayarlandı.

Motor gövdesinin uzunluğunun kısalmasına bağlı olarak, gövde de 4883gr ağırlık azalışı ve 13cm boy kısalışı gerçekleşti. Kayan ağırlık merkezini dengelemek için; Motor gövdesinde yer alan ağırlık 2000 gram olarak ayarlandı. Motor gövdesinde yer alan ağırlık 1cm yukarı kaydırılarak, aviyonik gövdenin uç kısmından itibaren 96cm’ ye konumlandırıldı.

(44)

İkinci Motor Seçimi

Cesaroni M1675 motoru seçildiği takdirde uçuş süresince değişen Stability margin dağılımı ve ivme değişim grafikleri aşağıdaki gibi verilmiştir.

Cesaroni M1675 motoru için uçuş süresince zamana göre Stability margin dağılımı Cesaroni M1675 motoru için uçuş süresince zamana göre Toplam ivme değişimi

(45)

Roketin Bütünleştirilmesi ve

Testler

(46)

Roket Bütünleştirme Stratejisi

• Faydalı yük ve paraşütü shock cord vasıtasıyla, burun kısmında bulunan bulkhead e sabitlenmiş mapaya bağlanacaktır.

• Shock Cord’ların uzunluğu 120 cm’dir.

• Bulkhead alüminyumdan yapılacaktır.

Payload

Payload paraşütü

(47)

Roket Bütünleştirme Stratejisi

• Sürüklenme paraşütü

• Gövdede, aviyonik kısımda bulunan bulkheade sabitlenmiş mapaya shock cord vasıtasıyla bağlanacaktır.

• Shock Cord uzunluğu 300 cm dir.

• Bulkhead alüminyumdan yapılacaktır. Ayrıca roket gövdesine vidalanacaktır.

• Ana Paraşüt

• Aviyonik kısmın alt tarafında ve motor gövdesinde bulunan bulkheadlere sabitlenmiş mapalara shock cord vasıtasıyla bağlanacaktır.

• Shock cord uzunluğu 300 cm dir.

• Bulkheadler alüminyumdan yapılacaktır.

• Paraşütün bir kısmı aviyonik, diğer kısmı motor gövdesine bağlanacaktır.

• Aviyonik sistem

• Uçlarındaki bulkheadler gövdeye vidalanacaktır.

• Şasesi tahtadan yapılacaktır.

• Kaplin

• Aviyonik gövdeyle motor gövdesini birleştirecektir.

• Bağlantı motor gövdesine vidalanarak, aviyonik gövdesine ise sıkı geçme ile olacaktır.

Sürüklenme Paraşütü

Bulkhead Aviyonik Gövde

Ana Paraşüt Shock Cord

Kaplin

(48)

Roket Bütünleştirme Stratejisi

Bulkhead - Cıvata Analizi

• Roket içerisinde bulunan bulkheadler gövdeye cıvata ile yerleştirilecektir.

• Geometri ANSYS programına yüklendi ve çevrede 6 adet olmak üzere M4-M5-M6 civatalar yerleştirildi. Çözüm yapılabilmesi için basınç verilen gövde yüzeyinden sabitlendi.

• Sınırlamalar;

• Patlama olacak kısımda gövde ve bulkhead’e 0.2 MPa basınç eklendi.

• Dış hava basıncı 0.067 MPa olarak dışarıdan verildi.

• Sonuç;

• M4 cıvata için çıkan değerler; deformasyon ve eşdeğer gerilmeler cıvata ve gövde için sınırın altında olup cıvatalarda bir tehlike arz etmemektedir. Eşdeğer gerilme en yüksek 33 MPa görülmektedir.

• Gövdede oluşan gerilme ve deformasyon değerleri de sınırlarımız içinde kalmakta ve çok küçük değerler çıkmaktadır.

• Sonuçlarda görüldüğü üzere cıvata çapı büyüdükçe gövdedeki kayma gerilmesi ve eşdeğer gerilme artarken (çentik etkisi arttığından dolayı) M4 cıvata üzerine gelen eşdeğer gerilme 34 MPa M5 cıvata için bu değer 19 MPa’a kadar inmiştir.

• Sonuç olarak bulkheadlerin gövdeye sabitlenmesinde 6 adet olmak üzere M5 cıvata kullanılacaktır.

(49)

Roket Bütünleştirme Stratejisi

AltimeterTwo Cihazının Rokete Montajı

• Cihazı roket montajı sonrasında roket içerisine montaj edebilmek için kilit mekanizmasına sahip bir parça tasarlandı.

• Sistem 3 aşamadan oluşmaktadır;

• AltimeterTwo cihazı, cihaz için hazırlanmış boyutlardaki kılıfa takılır.

• Kılıf, roket içerisindeki aviyonik sisteme montajlanmış kilit sistemine takılır ve kilitlenir.

• AltimeterTwo cihazı sökülmek istendiğinde, roket gövdesi üzerinde açılmış olan 2 mm çapa sahip deliklerden içeriye sokulan metal çubuk yardımıyla kilit mekanizması açılır ve kılıf serbest kalır.

Not: Gövde üzerine açılan delikler AltimeterTwo cihazının ölçüm yapabilmesi için açılan deliklerdir.

• Sistemin prototipi 3 boyutlu yazıcı ile üretilmiştir. Ürün sorunsuz çalışmaktadır.

• Sistem gövde haricinde alüminyum malzemeden üretilecektir.

• Sistemin çalışma videosu için: https://www.youtube.com/watch?v=L1vRDOvC2xI

(50)

Testler

Mukavemet Testleri

• Çekme Testi:

• Çekme deneyinin amacı, malzemelerin statik yük altındaki elastik ve plastik davranışlarını belirlemektedir. Bunun için boyutları standartlara uygun daire veya dikdörtgen kesitli deney parçası çekme cihazına bağlanarak eksenel ve değişken kuvvetler uygulanır.

• Pamukkale Üniversitesi Mühendislik fakültesinde Tahribatlı Malzeme Muayene Laboratuvarında bulunan, Üniversal Çekme adlı Deney Cihazında gerçekleştirilecektir. Deney cihazı modeli ‘’ALŞA UMT 400’’ dür.

• Sertlik Deneyi

• Malzemeler üzerinde yapılan en genel deney, sertliğinin ölçülmesidir. Bunun başlıca sebebi, deneyin basit oluşu ve diğerlerine oranla numuneyi daha az tahrip etmesidir.

Diğer avantajı ise, bir malzemenin sertliği ile diğer mekanik özellikleri arasında paralel bir ilişkinin bulunmasıdır.

• Mühendislik fakültesinde Tahribatlı Malzeme Muayene Laboratuvarında bulunan, Rockwell- Brinell Sertlik Ölçme Cihazında, gerçekleştirilecektir. Deney cihazı modeli

‘ALŞA ZBC 2000’’ dür.

(51)

Testler

Mukavemet Testleri

• Darbe Deneyi:

• Darbe deneyi gevrek kırılmaya neden olabilecek şartlar altında çalışan malzemelerin mekanik özelliklerinin saptanmasında kullanılır.

Darbe deneyinin genel olarak amacı, dinamik zorlamalar altında kırılması için gerekli enerji miktarını ve sünek-gevrek geçiş sıcaklığını tespit etmektir.

• Mühendislik fakültesinde Mekanik Araştırma Laboratuvarında gerçekleştirilecektir. Deney cihazı modeli ‘Instron DYNATUP 9250HV

‘’dir.

• Yorulma Testi

• Yorulma, tekrarlı yüklerle maruz kalan malzemelerde çatlaklar ve kırılmalara neden olabilecek ilerleyici, lokalize ve kalıcı yapısal değişimlerdir. Malzeme geliştirme ve kalite kontrolünde sıkça başvurulan bir yöntem olan yorulma testi de özellikle tekrarlı yüklere maruz kalacak olan parçalar için hayati önem taşır.

• Mühendislik fakültesinde Tahribatlı Malzeme Muayene Laboratuvarında bulunan, Aşınma Cihazında gerçekleştirilecektir. Deney cihazı modeli ‘PLINT 11284’’dür.

(52)

Testler

Aviyonik Sistem Menzil Testleri

• Aviyonik sistem haberleşme testleri, Denizli ili Merkezefendi ilçesi sınırlarındaki Çakmak Mahallesi ile Saruhan Mahallesi arasında bulunan yolda yapılmıştır.

• Test boyunca verici sistemden, alıcı sisteme anlık olarak ortam basınç değeri gönderilmiştir. Ölçülen basınç değerleri alıcı sistem üzerinde bulunan ekrandan anlık olarak takip edilmiştir.

• Belirlenen 2 nokta arasındaki kuş uçuşu uzaklık 3170 metredir.

• Sistem test videosu için:https://www.youtube.com/watch?v=9i4ibz69wZ4

• Test başarı ile sonlanmıştır.

(53)

Testler

Aviyonik Sistem Menzil Testleri

Alıcı Verici

(54)

Testler

Aviyonik Sistem GPS Testleri

• GPS testleri Pamukkale Üniversitesi Kınıklı yerleşkesinde gerçekleşmiştir.

• GPS den gelen koordinatların Google Maps üzerinden kontrolü yapıldığında alınan koordinatların doğru olduğu teyit edilmiştir.

• GPS den yükseklik verileri başarılı bir şekilde alınmıştır.

(55)

Testler

Aviyonik Sistem Basınç Testleri

• Aviyonik sistem basınç testleri vakum tenceresi ve vakum pompası kullanılarak gerçekleştirilmiştir.

• Tencere içerisindeki basınç 0,7 bar olana kadar hava vakumlanmıştır.

• Tencere üzerindeki manometre aracılığı ile barometre üzerinden ölçtüğümüz değer karşılaştırılmıştır. Değerler eşleşmektedir.

• Bu test ile roketin 3000 metre irtifaya çıkması simülasyon edilmiştir.

• Test videosu için : https://www.youtube.com/watch?v=DFaQljbPXnY

(56)

Testler

Kurtarma Sistemi Testleri

• Sistemin ilk prototipi 3 boyutlu yazıcılar aracılığıyla üretilmiştir.

• 12 gramlık tüp kullanılmıştır.

• Sistem montaj sonrası elle tetiklenmiş ve CO2 tüpünün delinmesi başarılı bir şekilde sonlanmıştır.

• Test videosu için: https://www.youtube.com/watch?v=0ERCivFijoc

(57)

Takvim

Hiera3000 Proje Zaman Çizelgesi

Başlangıç Tarihi: 27.12.2018

Şub.19 Nis.19 May.19 Haz.19 Tem.19

1.Hafta 2.Hafta 3.Hafta 4.Hafta 1.Hafta 2.Hafta 3.Hafta 4.Hafta 1.Hafta 2.Hafta 3.Hafta 4.Hafta 1.Hafta 2.Hafta 3.Hafta 4.Hafta

Yarışma Başvuru Aviyonik sistem testleri Gövde Analizleri KTR Hazırlıkları

KTR teslim tarihi ve Sonuçlarının açıklanması.

Gövde Malzeme Testleri Gövde ve Burun Üretimleri Gövde Mukavemet Testleri

Roketler hakkında genel araştırmalar, OpenRocket roket çizimleri ve ÖTR

raporunun hazırlanması

Kullanılacak mikroişlemcilerin testleri, Kullanılacak sensörlerin testleri, GPS ve anten testleri, aviyonik sistem ve yer istasyonunun prototiplerinin üretilmeye başlanması.

CAD tasarımları bitmiş olan roket parçalarının ANSYS programı üzerinden statik ve akış analizlerinin yapılması

Kritik tasarım raporunda istenilenlerin hazırlanması

ve raporun yazılması.

Malzeme teminleri sonrasında malzeme üzerinde çekme ve bası

deneylerinin gerçekleştirilmesi.

Karbonfibergövde ve burun malzemelerinin üretimi (Üretim detayları ÖTR de belirtilmiştir.)

Çekme Testi, Basma Testi, Sertlik Testi, Yorulma Testi,

Sürünmedir.

Kurtarma Sistemlerinin

üretimi Paraşüt Üretimi Paraşüt Testleri

kendi tasarımımız olan deployment charge

sisteminin üretimi

Paraşüt malzeme temini ve üretimi. Açılma (Non-pyro)

sistemlerinin üretimi.

Paraşüt açılma testlerinin gerçekleştirilmesi. Gövde ayrılma testleri.

Aviyonik Sistemlerin Üretimi Aviyonik Sistem Testleri

Daha önce prototipi oluşturulmuş sistemlerin son ürün haline

getirilmesi.

Üretilmiş olan uçuş bilgisayarlarının algoritma testleri.

Kullanılacak sensörlerin testleri. Yer istasyonu testleri

(58)

Bütçe

• Pamukkale Teknokent ile 3000 ₺ değerinde malzeme temini için sponsorluk anlaşması imzalanmıştır. Test için gerekli malzemeler alınmıştır.

• Talaşlı/talaşsız imalat gerektiren parçaların ücretsiz üretimi konusunda Denizli sanayisinden destek alınacaktır.

• Gövde üretimi için kompozitsandan fiyat teklifi alınmıştır. Maliyet karşılanması için sponsorluk arayışı devam etmekte.

Malzeme Adet Fiyat Not

Gövde ve Burun

1 Karbon Fiber Gövde 1 7.000,00 ₺ Kompozitsan firmasından fiyat teklifi alınmıştır.

2 Karbon Fiber Burun 1 2.000,00 ₺ Burun üretimi için gerekli olan kalıp ve malzemeler dahildir.

Toplam : 9.000,00 ₺ Aviyonik Sistem ve Yer İstasyonu

3 Arduino Nano 5 150,00 ₺

4 SC872-A GPS Modülü 3 510,00 ₺

5 LoRa SX1276 RF Modülü 3 300,00 ₺

6 MPU9255 IMU 4 440,00 ₺

7 18650 lipo pil 12 240,00 ₺

8 Dijital Servo Motor 4 400,00 ₺

9 Raspberry Pi 1 300,00 ₺

10 STM32f4 Discovery 1 170,00 ₺

11 Aviyonik Sistem Testleri için Model Roket Üretimi 1 300,00 ₺

12 Diğer 1 200,00 ₺

Toplam : 3.010,00 ₺ Kurtarma Sistemi ve Paraşütler

13 Paraşüt Kumaşı 10 m 500,00 ₺

14 Şok Kordonu 10 50,00 ₺

15 Mapa 5 100,00 ₺

16 Co2 Tüp 50 130,00 ₺

17 Kurtama Sistemi Gövdesi 4 - Kurtama sisteminin gövdesi, alüminyum malzemeden olup cnc ile üretilecektir.

Toplam : 780,00 ₺ Diğer

18 Kanatçık 1 - Kanatçık, alüminyum malzeme olup cnc/lazer kesim ve alüminyum kaynak ile üretilecektir.

19 Merkezleme Halkaları 6 - Merkezleme Halkaları, alüminyum malzeme olup cnc/lazer kesim ile üretilecektir.

20 Kaplin 1 100,00 ₺

21 Telsiz 4 740,00 ₺

22 Dürbün 2 200,00 ₺

23 Tişört 20 1.000,00 ₺

24 Kitapçık, afiş baskı 1 1.000,00 ₺

25 Filament 3 240,00 ₺

26 El aletleri 1 200,00 ₺

27 PCB kart üretimi 500,00 ₺

28 Diğer 700,00 ₺

Toplam : 4.680,00 ₺ Genel Toplam : 17.470,00 ₺

Hiera-3000 Roketi Ön Görülen Malzeme Listesi