teknofest 2019 roket yariŞmasi kritik tasarım raporu (ktr ...€¦ · marka : cesaroni İsim:...

Herkese Açık | Public

TEKNOFEST 2019ROKET YARIŞMASI

Kritik Tasarım Raporu (KTR)Sunuşu

116 Mayıs 2019 Perşembe2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU

(KTR)


Takım Yapısı


(KTR)

Prof. Dr. Cemal Meran

Danışman

Egemen MertPamukkale Üniversitesi

Makine Mühendisliği

Mekanik Koordinatörü & Atış Sonrası Kurtarma Sorumlusu

Mert KaraaslanPamukkale Üniversitesi –


Tasarım

& Atış Alanı Sorumlusu

Umut Çağlar BoztepePamukkale Üniversitesi –


Tasarım

& Atış Sorumlusu

Ahmet Akif SaygınPamukkale Üniversitesi –


Tasarım

Seher Sena ÖğünPamukkale Üniversitesi –


Üretim

Talha SorkunPamukkale Üniversitesi –


Üretim

Mehmet AltınPamukkale Üniversitesi –


Üretim

Mertcan UysalerPamukkale Üniversitesi


Mekanik Koordinatörü

Cem TopukPamukkale Üniversitesi


Elektronik ve Yazılım Koordinatörü

Ece CengizPamukkale Üniversitesi


Sponsorluk Koordinatörü

Ahmet YavuzPamukkale Üniversitesi –


Sponsorluk

M. Serhat DurasPamukkale Üniversitesi –


Takım Lideri

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

Yeni üye


Roket Genel Tasarımı


(KTR)


ÖZET

416 Mayıs 2019 Perşembe

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

2019 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI KRİTİKTASARIM RAPORU (KTR)

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


Open Rocket Genel Tasarım


(KTR)

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 kalınlığınınazaltılması 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 içinmaliyette 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 simülasyonugerçektirildi. Simülasyon sonucunda roket, tüm gerekli sınırlamaların altında kalarak başarılı bir uçuş gerçekleştirdi.




(KTR)




(KTR)

OpenRocket programı üzerinden gerçekleştirilen bütün simülasyonlaryandaki ayarlara göre yapılmıştır. Ancak program her açıp kapatıldığındaDirection ayarı otomatik olarak 180 derece olarak değişmektedirbilginize.




(KTR)

Zaman (s) İrtifa (m) Hız (m/s)

Fırlatma 0 0 0

Rampa Çıkış 0,42 5,66 30,53Burn Out 3,54 519,77 263,39Tepe Noktası 25,29 3045,1 0Sürüklenme Paraşütü Açılması 25,34 3045 -1,45Sürüklenme Paraşüt Sonrası 172,37 503,2 -16,35Ana Paraşüt Açılması 172,87 495,6 -16,34Ana Paraşüt Sonrası 232,03 0,23 -8,13


Mekanik Görünüm & Kütle Bütçesi


(KTR)

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

• Uçuş bilgisayarında bulunan sensörler aracılığıyla tespit edilen yükseklik apogee noktasına ulaştığında, burun faydalı yük ve paraşüt ilegövdeden 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 alınankoordinatlara hareket edecektir.




(KTR)

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




(KTR)

Hiera-3000 Roketinin genel görüntüsü.




(KTR)

Burun Konisi




(KTR)

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




(KTR)

Gövde2: Motor ve kanatçıkları barındırmaktadır.




(KTR)

Kanatçık




(KTR)

Temsili aviyonik sistem




(KTR)

Deployment Charge




(KTR)


Operasyon Konsepti (CONOPS)


(KTR)

Fırlatma Süreci

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

yürütülecektir.

Montaj hazırlıkları tamamlanan uçuşahazır olan roket, fırlatma rampasınayerleştirildikten sonra yarışma komitesitarafından verilen yer istasyonu ileateşlenecektir. Roketin elektronik sis-temlerinin aktive edilmesi,AltimetreTwo cihazının montajınınyapıldığı kısımda bulunan bir düğmeye3 saniye basılı tutma şartı ilegerçekleşecektir.

Ateşlenen roket rampadan 30,7 m/shızla çıkacaktır. 3045 m olan apogeenoktasına çıktığında önce faydalı yük veburun daha sonra da sürüklenmeparaşütü açılacaktır. 500 metre irtifayaulaştıktan sonra bir patlama dahagerçekleşecek ve ana paraşütaçılacaktır. Son olarak roket yere 8,1m/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 inişebaşlayan roket uçuş bilgisayarındananlık olarak konum, hız ve yükseklikverileri alınacaktır. Veriler anlık olarakhem uçuş bilgisayarında hem de yeristasyonunda depolanacaktır.

Yere başarılı bir şekilde iniş yapan roketve faydalı yük üzerinde bulunan GPSsensörlerinden gelen koordinatlardoğrultusunda kurtarma ekibi roketikurtarmak üzere yola çıkacaktır.


Roket Alt Sistemleri


(KTR)


Burun Konisi


(KTR)

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 malzemelerininikisi de burun konisi için uygundur. Ancak hem alüminyumun elastik yapısınedeniyle burun üzerindeki düzensizliklere sebebiyet verebilecek olması hemde gövde malzemesi olarak karbon fiber seçmemizden dolayı alüminyumseçeneğini eleyip karbon fiber kullanımına karar verildi.

• Burun konisinin geometrisi ‘’ogive’’ seçilmiştir.

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

• Burun konisinin çapı 120 mm, shoulder çapı ise 114 mm olarakhesaplanmıştır.

• Burun konisi ve shoulder malzemesi karbon fiber olarak belirlenmiştir.

Burun üretimi, ilk aşama olan kalıp üretimi ile Haziran ayının ilk haftasındabaşlayacaktır. Kalıp üretimi gerçekleştikten sonra burun elle yatırma yöntemi ilekarbon fiber olarak üretilecektir. Tahmini üretim süresi 2 hafta olup Haziranın 3.haftasında üretimin tamamlanması planlanmaktadır. Burun üretimi bittikten sonraTemmuz ayı içerisinde testler yapılacak ve Genel Test Raporu hazırlanacaktır.


Burun Konisi


(KTR)

Burun Konisinin İniş Sırasında Zemine Çarpma Analizi:

Analiz;• En yakın sonuçların alınabileceği ‘‘Geçici Yapısal Dinamik Analiz’’ yöntemi

kullanılarak analizler gerçekleştirildi. Malzeme seçimi olarak zemin içinConcrete(Beton), Burun için Epoxy Carbon UD (230 GPA) Prepreg seçildi. Karbonfiber yoğunluğu 1,78 g/cm3 olarak değiştirildi. Burun konisine, zemine doğru 8140mm/s hız ve yer çekimi tanımlandı. Zemin arkadan ‘‘Fixed Support’’, burunkonisinin 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 önünealındığında deformasyon değerinin az olduğu görüldü.

• Maksimum çeki gerilmesi; faturanın bulunduğu noktada gövdenin dış kısmında75MPa, bası gerilmesi ise faturanın bulunduğu noktada gövdenin iç kısmında ise152 MPa olarak gerçekleşti. Üretiminin yapılacağı malzemenin çeki bası dayanımıfirma sitesinden alınan katalog incelendiğinde 3,45-4,85 GPa olduğugörülmektedir. Sonuç olarak burun konisinin yere inişi 8,14 m/s hız için oldukçagüvenlidir.


Kurtarma Sistemi


(KTR)

Sıkıştırılmış yay sistemiRoketin gövde parçaları yay sabiti çok yüksek olacak bir yay ile sabitlenmiştir. Servo motorun kolunun yayıserbest bırakması ile yay bir araya getirilmiş gövde parçalarını birbirinden ayırır. Bu sistem yüksek gürültülütitreşimlerde stabil çalışma olasılığının düşük olması ve yayın itme kuvvetinin yeterli gelmemesi ihtimalisebeplerinden dolayı güvenli bulunmamıştır.

Karbondioksit kartuşu kullanılarak tasarlanmış sistemRoketin gövde parçalarının ayrılmasında 𝐶𝑂2 kartuşlarının baş kısımlarının delinmesi ile oluşan basıncıkullanmamız halinde 𝐶𝑂2 asal bir gaz olduğundan oluşabilecek sıcaklık değişimlerinden etkilenmeyecek vekimyasal bir tepkime oluşmayacaktır. Bu şekilde rokette oluşabilecek patlamaların ve yanmaların önünegeçmiş 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. Buavantajlarından dolayı Karbondioksit kartuşlu sistemin rokette kullanılmasına karar verilmiştir.

Kullanılacak SistemYukarıdaki seçenekler arasından yaptığımız testler ve gözlemler sonucunda CO2’li sistem kullanılmaya kararverildi. Roket üzerinde bulunan faydalı yükün ve paraşütlerin sistemden ayrılması için bir mekanizmatasarlandı. Buna göre CO2 tüpleri servo motor ile tetiklenmiş iğneli bir sistem tarafından patlatılacak, patlamasonucu 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. Bubağlamda bu sistemin kullanılmasına karar verilmiştir.

Fd = F = 0,5 x p x Cd x A x v2 ( Rüzgar direnci kuvveti) p= Hava yoğunluğuCd= Direnç katsayısıA = Paraşüt alanıv= Yere düşme hızıF= m x g

m x g = 0,5 x p x Cd x A x v2 formülünden 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.


Kurtarma Sistemi


(KTR)

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


Kurtarma Sistemi


(KTR)

KURTARMA SİSTEMİ ELEMANLARI1) 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.


Kurtarma Sistemi


(KTR)

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.


Aviyonik


(KTR)

• Roketin uçuş verileri SC872-A(GPS) ve MPU9255(IMU) sensörleri aracılığı ile toplanacak ve LoRaSX1276 model radyo frekans verici aracılığı ile yer istasyonuna iletilecektir. Bu elektronikekipmanlar hakkında toplanan verilerin bir kısmı sonraki sayfada tablo olarak gösterilmiştir.Toplanan bu veriler ışığında ekipmanlar için fiyat/performans kıyaslaması yapılmış ve en uygunekipmanlar seçilmiştir. Bunların dışında bu ekipmanların elektrik ihtiyaçlarını karşılamak üzereregülatör 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.


Aviyonik


(KTR)

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 konumugösterilecektir. Aynı şekilde payload üzerinden toplanan veriler vepayloadın konumu da uygulama üzerinde yer alacaktır.

PCB Kart;• Pcb kart üretimi için hazırlıklar devam etmektedir.• Sistem Atmel işlemci ile çalışacaktır.


Yapısal – Gövde/Gövde İçi Yapısal Destekler


(KTR)

Malzeme Çap(µm) YoğunlukGerilme

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 malzeme karbon fiber olarak 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 çekilerekdönen bir kalıp üzerine sarılmasıdır. Yeterli sayıda elyaf katının sarılmasından sonra ürün sertleşir ve kalıp ayrılır. Bu yöntem genellikle silindirik, boru, araba şaftları, daireselbasınç takları gibi parçaların üretiminde kullanılır. Üretim için firmalarla görüşülmüş olup kalıp ve üretim fiyatları alınmıştır.




(KTR)

Aviyonik Gövdesinin İniş Sırasında Zemine Çarpma Analizi:


kullanılarak analizler gerçekleştirildi. Malzeme seçimi olarak zemin içinConcrete(Beton), gövde için Epoxy Carbon UD (230 GPA) Prepreg seçildi. Karbonfiber yoğunluğu 1,78 g/cm3 olarak değiştirildi. Aviyonik gövdeye, zemine doğru8140 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-basmayakarşı dayanımlarının çok altında olduğu için güvenli olduğu görüldü.

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




(KTR)

Motor Gövdesinin İniş Sırasında Zemine Çarpma Analizi:


kullanılarak analizler gerçekleştirildi. Malzeme seçimi olarak zemin içinConcrete(Beton), gövde için Epoxy Carbon UD (230 GPA) Prepreg seçildi. Karbonfiber yoğunluğu 1,78 g/cm3 olarak değiştirildi. Motor gövdesine, zemine doğru8140 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-basmayadayanımlarının çok altında olduğu için güvenli olduğu görüldü.




(KTR)

Motor Gövdesi ve Aviyonik Gövde arasındaki Ayrılma MekanizmasınınPatlama 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 olarakdeğiştirildi.

• Modelleme olarak aviyonik gövde de yer alan deployment charge’dan önceki bulkhead’densonrası, tubecoupler ve motor gövdesinin 40 mm’lik kısmı ve bu kısımda yer alan bulkheadmodellenerek 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 içingereken patlama sonrası henüz gövdeden ayrılmadan önceki değeridir.

• Maksimum eşdeğer gerilme ve çeki gerilmesi ‘’tubecoupler’’ üzerinde yer alan en küçükbir bölgede gerçekleşmektedir. Maksimum eşdeğer gerilme değeri 16,025 MPa’dır vemaksimum çeki gerilmesi değeri 14,837 MPa’dır. Maksimum eşdeğer ve maksimum çekigerilmesi değeri gövdenin dış kısmına yansımamaktadır. Üretimi yapılacak malzemeninçeki bası dayanımı firmanın vermiş olduğu katalogta 3,42-4,85 GPa olarak belirtilmektedir.Bu sayılar göz önüne alındığında gövde içerisindeki patlama (Co2 gazı) güvenlidir.




(KTR)

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.


Yapısal - Kanatçık


(KTR)

Seçeceğimiz malzemede, malzemenin şekil verilebilirliği, maliyeti,ağırlığı, sertliği, esnekliği gibi özelliklere dikkat edildi. Bu sebeplemalzeme 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 vebulunduğumuz ilde bu işlemi yapabilecek firmalar bulunmasından dolayı tig kaynağı seçilmiştir. Bu kaynak yöntemi; koruyucu gaz olarak argon ve helyum gibi soygazlar kullanırkenelektrot olarak sıcağa dayanıklı tungsten elektrot kullanır. Elektrot tükenmediği için kaynağın sürekli devam edebilmesi gibi büyük bir avantajı vardır. İnce malzemelerde oldukçaverimli bir kaynak yapılır. Diğer kaynak çeşitlerine göre kaynak dikişi daha homojendir ve dikişin mukavemeti yüksektir. Cüruf çıkmadığı için kaynak dikişini temizlemeye gerekyoktur. Kanatçıklar lazer kesim ile alüminyum plakalardan kesilecektir. Kesilen kanatçıklar alüminyum gövde üzerine Tig kaynak yöntemi ile kaynaklanacaktır.




(KTR)

Kanatçık İniş Sırasında Zemine Çarpma Analizi:


kullanılarak analizler gerçekleştirildi. Malzeme seçimi olarak zemin içinConcrete(Beton), kanatçıklar alüminyum alaşım seçildi. Kanatçığa, zemine doğru8140 mm/s hız ve yer çekimi tanımlandı. Zemin arkadan ‘‘Fixed Support’’ olaraktanımlandı.

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 karşıdayanımlı olduğu görüldü.




(KTR)

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.


Motor


(KTR)

.

• Roketimiz için seçtiğimiz motorlar Cesaroni M2150 ve M1675 motorlarıdır. Roketimizin için öncelik motorumuz M2150’dir. Çalışmalarımızı M2150 motoruna göre yapmaktayız. AmaM1675 motoru için de revize edebiliriz. İki motorun çapı aynı olduğu için çaplarda bir değişikliğe gidilmeden uzunlukları azaltarak ağırlığı düşürüyoruz. Kanat tasarım değişikliğiyle destatik 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


Motor


(KTR)

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

https://www.youtube.com/watch?v=X3edEjOcIo0


Motor


(KTR)

Motor Montajı :

• Motor montajından;

• Umut Çağlar Boztepe,

• Mert Karaaslan sorumludur.

Kalem Adı AçıklamaRoket 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 AçıklamaGres 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


Motor


(KTR)

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


Motor


(KTR)

Motor Montaj Talimatı :

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

2) Roket, Bağlantı Kızağına/Aparatına alınır3) 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


İkinci Motor Seçimi

4316 Mayıs 2019 Perşembe2018 TEKNOFEST ROKET YARIŞMASI ÖNCÜL TASARIM RAPORU

(ÖTR)

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 alanağırlık 2000 gram olarak ayarlandı. Motor gövdesinde yer alan ağırlık 1cm yukarı kaydırılarak, aviyonik gövdenin uç kısmından itibaren 96cm’ ye konumlandırıldı.


İkinci Motor Seçimi


(ÖTR)

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


Roketin Bütünleştirilmesi ve Testler


(ÖTR)


Roket Bütünleştirme Stratejisi


(ÖTR)

• 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




(ÖTR)

• 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

AviyonikGövde

Ana Paraşüt

Shock Cord

Kaplin




(ÖTR)

Bulkhead - Cıvata Analizi

• Roket içerisinde bulunan bulkheadler gövdeye cıvata ileyerleştirilecektir.

• Geometri ANSYS programına yüklendi ve çevrede 6 adet olmak üzereM4-M5-M6 civatalar yerleştirildi. Çözüm yapılabilmesi için basınçverilen 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 birtehlike arz etmemektedir. Eşdeğer gerilme en yüksek 33 MPagörülmektedir.

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

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

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




(ÖTR)

AltimeterTwo Cihazının Rokete Montajı • Cihazı roket montajı sonrasında roket içerisine montaj edebilmek için kilit mekanizmasınasahip 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 açılırve 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


Testler


(ÖTR)

Mukavemet Testleri

• Çekme Testi:• Çekme deneyinin amacı, malzemelerin statik yük altındaki elastik ve

plastik davranışlarını belirlemektedir. Bunun için boyutlarıstandartlara uygun daire veya dikdörtgen kesitli deney parçasıçekme cihazına bağlanarak eksenel ve değişken kuvvetler uygulanır.

• Pamukkale Üniversitesi Mühendislik fakültesinde TahribatlıMalzeme Muayene Laboratuvarında bulunan, Üniversal Çekme adlıDeney Cihazında gerçekleştirilecektir. Deney cihazı modeli ‘’ALŞAUMT 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.


Testler


(ÖTR)

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 altındakırılması için gerekli enerji miktarını ve sünek-gevrek geçiş sıcaklığınıtespit etmektir.

• Mühendislik fakültesinde Mekanik Araştırma Laboratuvarındagerçekleştirilecektir. 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 kalitekontrolünde sıkça başvurulan bir yöntem olan yorulma testi de özellikle tekrarlı yükleremaruz kalacak olan parçalar için hayati önem taşır.

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


Testler


(ÖTR)

Aviyonik Sistem Menzil Testleri

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

• Test boyunca verici sistemden, alıcı sisteme anlık olarak ortam basınç değerigönderilmiştir. Ölçülen basınç değerleri alıcı sistem üzerinde bulunan ekrandananlık 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.

https://www.youtube.com/watch?v=9i4ibz69wZ4


Testler


(ÖTR)

Aviyonik Sistem Menzil TestleriAlıcı Verici


Testler


(ÖTR)

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.


Testler


(ÖTR)

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

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


Testler


(ÖTR)

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


Takvim


(ÖTR)

Hiera3000 Proje Zaman Çizelgesi

Başlangıç Tarihi: 27.12.2018

Şub.19 Nis.19 May.19 Haz.19 Tem.191.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.

Karbonfiber gövde ve burun

malzemelerinin üretimi (Üretim

detayları ÖTR de belirtilmiştir.)

Çekme Testi, Basma Testi, Sertlik Testi,

Yorulma Testi, Sürünmedir.

Kurtarma Sistemlerinin

üretimiParaşüt 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


Bütçe


(ÖTR)

• 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 Burun1 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 İstasyonu3 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 Paraşütler13 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

teknofest 2019 roket yariŞmasi kritik tasarım raporu (ktr ...€¦ · marka : cesaroni İsim:...

Documents