T.C.

KARADENİZ TEKNİK ÜNİVERSİTESİ

MÜHENDİSLİK FAKÜLTESİ

MAKİNA MÜHENDİSLİĞİ BÖLÜMÜ

ROKET UÇUŞ KONTROL BİLGİSAYARININ TASARIMI VE İMALATI

BİTİRME PROJESİ

Mehmet ARIK II. ÖĞRETİM

Burak CEYLAN II. ÖĞRETİM

HAZİRAN 2020

TRABZON

T.C.

KARADENİZ TEKNİK ÜNİVERSİTESİ

MÜHENDİSLİK FAKÜLTESİ

MAKİNA MÜHENDİSLİĞİ BÖLÜMÜ

ROKET UÇUŞ KONTROL BİLGİSAYARININ TASARIMI VE İMALATI

Mehmet ARIK II. ÖĞRETİM

Burak CEYLAN II. ÖĞRETİM

Jüri Üyeleri

Danışman : Prof. Dr. Levent GÜMÜŞEL ........................................

Üye : Unvan Adı-SOYADI ………………….………

Üye : Unvan Adı-SOYADI .....................................

Bölüm Başkanı: Prof. Dr. Burhan ÇUHADAROĞLU

HAZİRAN 2020

TRABZON

I

ÖNSÖZ

Bitirme Projesi çalışmamızda Roket Uçuş Kontrol Bilgisayarı Tasarımı ve İmalatı

projesi konusunda bize yardımcı olan rehberlikte bulunan danışmanımız Prof. Dr. Levent

GÜMÜŞEL’e, maddi manevi her koşulda yanımızda bulunan ve bize destek olan

ailelerimize teşekkürlerimizi bir borç biliriz.

Mehmet ARIK

Burak CEYLAN

2020

II

İÇİNDEKİLER

Sayfa No

ÖNSÖZ .................................................................................................................................. I

İÇİNDEKİLER ................................................................................................................... II

ÖZET .................................................................................................................................. IV

SUMMARY ......................................................................................................................... V

ŞEKİLLER DİZİNİ ........................................................................................................... VI

TABLOLAR DİZİNİ ...................................................................................................... VIII

SEMBOLLER DİZİNİ ...................................................................................................... IX

1. GENEL BİLGİLER ........................................................................................................ 1

1.1. Giriş ............................................................................................................................ 1

1.1. Literatür Taraması ...................................................................................................... 2

1.2. Kısıtlar ve Koşullar ..................................................................................................... 4

1.3. Tasarımın Karşılayabileceği Gereksinimler ............................................................... 4

2. YAPILAN ÇALIŞMALAR ............................................................................................. 5

2.1. Roket ........................................................................................................................... 5

2.1.1. Roketlerin Sınıflandırılması ................................................................................ 5

2.1.1.1. Güneş Işınımlı Roketler ................................................................................ 7

2.1.1.2. Elektrikli Roketler ........................................................................................ 8

2.1.1.3. Nükleer Roketler........................................................................................... 9

2.1.1.4. Kimyasal Yakıtlı Roketler .......................................................................... 10

2.1.1.4.1. Sıvı Yakıtlı Roket Motorları ................................................................ 10

2.1.1.4.2. Hibrit Yakıtlı Roket Motorları ............................................................. 12

2.1.1.4.3. Katı Yakıtlı Roket Motorları ............................................................... 13

2.2. Roket Uçuş Kontrol Bilgisayarı Donanımları .......................................................... 17

III

2.2.1. Arduino .............................................................................................................. 17

2.2.2. Servo Motor ....................................................................................................... 19

2.2.3. Basınç Sıcaklık ve Nem Sensörü ....................................................................... 20

3. BULGULAR .................................................................................................................. 21

3.1. Yapılan Tasarım ....................................................................................................... 21

3.2. Devre Şematiği ve Çizimi ........................................................................................ 25

4. TARTIŞMA .................................................................................................................... 27

4.1. Çevresel Etki Değerlendirmesi ................................................................................. 27

4.2. Maliyet Hesabı .......................................................................................................... 28

5. SONUÇLAR ................................................................................................................... 29

6. ÖNERİLER .................................................................................................................... 30

7. KAYNAKLAR ............................................................................................................... 31

8. EKLER ........................................................................................................................... 32

EK-1 ................................................................................................................................ 32

EK-2 ................................................................................................................................ 33

ÖZGEÇMİŞ ....................................................................................................................... 34

IV

ÖZET

Bu çalışmada, 10000 feet irtifaya ulaşacak bir roketin kavramsal tasarımı

yapılmış ve buna bağlı bir uçuş kontrol bilgisayarının tasarımı ve imalatı yapılmıştır.

Roketin gövdesi yüksek mukavemetli ve hafif olmasından dolayı karbon fiber

seçilmiştir. Roketin uçuş bilgisayarında mikroişlemci olarak Arduino Mega seçilmiş

olup haberleşme modülü için LoRa modülü kullanılmıştır. Roketin uçuş simülasyonu

ve analizi Java tabanlı yazılmış OpenRocket programında yapılmıştır. Roketin statik

marjini uçuş boyunca 3’ü geçmemiş ve 1.61 olarak hesaplanmıştır. Roketin

maksimum hızı 268.21 m/s yani yaklaşık 0.8 Mach olduğu hesaplandı. Roketin

rampadan çıkış hızı 26.3 m/s’dir. Kalkış İtki/Ağırlık oranı (T/W) 6.41’dir. Bu

değerlere uygun roket motoru Cesaroni marka M1545 sınıfı roket motoru seçilmiştir.

Uçuş bilgisayarında GY-NEO6MV2 GPS modülü kullanılmıştır. GPS modülü ile

roketin anlık hız ve konum verileri okunabilmektedir. BME280 sensörü ile nem,

sıcaklık, basınç ve yükseklik verileri okunabilmektedir. Bu sensörün basınç

ölçümlerindeki hassaslığından dolayı ±1 metre toleransla veri aktarabilmektedir.

MPU6050 sensörü, Gyro ve eğim verileri için kullanılmıştır. SD kart modülüyle ise

bütün uçuş verileri depolanması sağlanmıştır. Uçuş bilgisayarının gerekli güç ihtiyacı

9V Ni-Mh batarya kullanılmıştır.

Anahtar Kelimeler: Roket, Arduino, OpenRocket, Statik Marjin

V

SUMMARY

In this study, the conceptual design of a rocket reaching an altitude of 10000 feet has

been made and a flight control computer has been designed and manufactured. Carbon

fiber was chosen due to its high strength and light weight. Arduino Mega was selected as

the microprocessor on the flight computer of the rocket and LoRa module was used for the

communication module. Flight simulation and analysis of the rocket was performed in

OpenRocket program written in Java. The static margin of the rocket did not exceed 3

during the flight and was calculated as 1.61. The maximum speed of the rocket was

calculated to be 268.21 m / s, about 0.8 Mach.The velocity off rod is 26.3 m/s. Takeoff

Thrust / Weight ratio (T / W) is 6.41. In accordance with these values, Cesaroni M1545

class rocket engine has been chosen. GY-NEO6MV2 GPS module is used in flight

computer. With the GPS module, the instantaneous speed and position data of the rocket

can be read. With the BME280 sensor, humidity, temperature, pressure and altitude data

can be read. Due to the accuracy of this sensor in pressure measurements, it can transmit

data with a tolerance of ± 1 meter. The MPU6050 sensor is used for Gyro and tilt data.

With the SD card module, all flight data can be stored. The required power requirement of

the flight computer is a 9V Ni-Mh battery.

Keywords: Rocket, Arduino, OpenRocket, Static Margin

VI

ŞEKİLLER DİZİNİ

Sayfa No

Şekil 1.1. Tsiolkovsky’nin Sıvı Yakıtlı Roket Motoru Çizimi [3] ........................................ 2

Şekil 2.1. Roketin Bölümleri [11] ......................................................................................... 5

Şekil 2.2. Roketlerin Sınıflandırılması .................................................................................. 6

Şekil 2.3. Roketlerin Sınıflandırılması[5] ............................................................................. 7

Şekil 2.4. Elektrotermal Roket Motoru[5] ............................................................................. 8

Şekil 2.5. Elektrostatik Roket Motoru[5] .............................................................................. 9

Şekil 2.6. Elektmanyetik Roket Motoru[5] ........................................................................... 9

Şekil 2.7. Elektromanyetik Roket Motoru[5] ...................................................................... 10

Şekil 2.8. Sıvı Yakıtlı Roket Motoru Şematik Resmi[4] ..................................................... 11

Şekil 2.9. Hibrit Yakıtlı Roket Motoru Şematik Resmi[8] .................................................. 13

Şekil 2.10. Katı Yakıtlı Roket Motoru Şematik Resmi[4] .................................................. 14

Şekil 2.11. Katı Yakıtlı Roket Motoru Ana Bileşenleri[10] ................................................ 14

Şekil 2.12. Basınç – Zaman Grafiği Davranışına Göre Yakıt Geometrilerinin

Sınıflandırılması [9] ............................................................................................................. 15

Şekil 2.13. Farklı Kesite Sahip Katı Yakıtların İtki - Zaman Profilleri [9] ......................... 16

Şekil 2.14. Katı Yakıt Örnekleri [9] .................................................................................... 16

Şekil 2.15. Arduino Mega Örneği[13] ................................................................................. 17

Şekil 2.16. Arduino Mega Pinlerin Yerleri[13] ................................................................... 18

Şekil 2.17. Örnek Servo Motor[14] ..................................................................................... 19

Şekil 2.18. Örnek BME280 Sensörü[15] ............................................................................. 20

Şekil 3.1. Roketin CatiaV5 Programında Çizilmiş Hali ...................................................... 22

Şekil 3.2. Roketin OpenRocket Programında Çizilmiş Hali ............................................... 22

Şekil 3.3. Roketin OpenRocket Programında 10 m/s rüzgâr hızı için tahmini düşüş noktası

ve uçuş profili ...................................................................................................................... 23

VII

Şekil 3.4. Roketin OpenRocket Programında Stabilite-Zaman Simülasyonu ..................... 24

Şekil 3.5. Roketin Uçuş Kontrol Bilgisayarı Devre Şeması ................................................ 25

Şekil 3.6. Roketin Uçuş Kontrol Bilgisayarı Devre Çizimi ................................................ 26

VIII

TABLOLAR DİZİNİ

Sayfo No

Tablo 2.1. Hibrit Yatıklı Roket Motorlarının diğerlerine göre kıyaslanması[8] ................. 12

Tablo3.1. Tasarım Değerleri ................................................................................................ 21

Tablo 4.1. Maliyet Tablosu ................................................................................................. 28

IX

SEMBOLLER DİZİNİ

CG Ağırlık Merkezi(m)

CP Basınç Merkezi(m)

SM Statik Marjin

T İlk İtki(N)

W Yaş Kalkış Ağırlığı(N)

Ma Mach Sayısı

V Maksimum Hız(m/s)

a Ses Hızı(m/s)

1

1. GENEL BİLGİLER

1.1. Giriş

İnsanoğlunun çok eski bir düşü olan uzaya araçlar göndermek, uzaydan bilgi almak

ve sonunda uzaya gitmekle ilgili birçok adımın yaşanılan çağda atılabilmesi, gerekli

bilimsel ve teknolojik altyapının ancak çağımızda oluşması ile gerçekleşebilmiştir. Bu

konuda daha başaracak çok şey olduğunu, insan merakının ve hayal gücünün sınırsızlığına

paralel olarak uzay alanındaki çalışmaların da sınırsız olunacağı bilinmektedir. Uzay

çalışmaları günümüzde ülkeler için ileri teknolojinin hem kaynağı hem ürünü

konumundadır. Ülkeler uzay çalışmalarını uluslararası camiada elde edecekleri prestijin

yanında gündelik hayata birçok yönden fayda sağlayan, teknolojinin sınırlarını genişleterek

diğer alanlardaki atılımlara önayak olan ve geleceğin dünyasına ışık tutan bir alan olarak

görmektedirler [1].

Milattan sonra birinci yüzyılda matematikçi, ateşli motorlar, fıskiyeyi içeren su, hava

basıncı, buhar kullanan birçok makinanın tasarımcısı ve mucidi Kahraman Alexandria

roket prensiplerinin mucidi olarak atfedilir. Fakat roketin gerçek mucidi Çinlilerdir. MS

970 yıllarında yaşayan Feng Jishen tarafından bulunduğu zaman zaman söylenmektedir.

İlk roket bambu tüplerine doldurulan barutun ateşlenmesi ile deneyimlenmiştir [2].

Bununla birlikte roket doğuda savaş silahı olarak kullanılmıştır. Roketler 1275’te Kublai

Kahn tarafından Japon istilası sırasında ve 1300’lerde Moğollar ve Araplar tarafından

İspanya’ya kadar getirilerek bombardıman silahı olarak kullanılmıştır. Ayrıca 1770’lerde

Hindistan’da Tipoo Sultan tarafından İngilizlere karşı kullanılmıştır. Roketin potansiyelini

gören Sir William Congreve yirminci yüzyılda kullanılan askeri bir roket geliştirmiştir [2].

2

Yirminci yüzyılın en çok bilinen roket geliştiricileri Goddard, Oberth, Von Braun,

Tsiolkovsky ve Korolev’dir. Bunlardan bazıları deneysel mühendisler, bazıları

matematikçi bazıları ise hayalciydi [2]. Dünya tarihinde sıvı yakıtlı roketler ile ilgili ilk

ciddi teknik çalışma Rus matematikçi Konstantin Eduardovich Tsiolkovsky (1857-1935)

tarafından gerçekleştirilmiştir [3]. Fakat Tsiolkovsky hiçbir zaman deneysel bir roket

yapmamıştır. Çalışmalarının tamamı teori üzerinde durmuştur. 1903 yılında yayınlamış

olduğu ‘Investigation Space with Reaction Devices’ isimli makalesi ile dünyada ilk kez

sıvı yakıtlı bir roket modelini oluşturmuştur [4].

Şekil 1.1. Tsiolkovsky’nin Sıvı Yakıtlı Roket Motoru Çizimi [3]

1.1. Literatür Taraması

Türk (2016) 2 kN itki üretebilecek üst kademe sıvı yakıtlı roket motoru için yakıt,

yanma odası geometrisi ve malzemesini belirlemek için kavramsal olarak çalışmıştır.

Analizlerini RPA paket programını kullanarak yapmıştır. Yakıt olarak 𝑁2𝐻4 ve oksitleyici

olarak 𝑁2𝑂4 seçmiştir. Yanma odası basıncı 1 MPa ve yakıt karışım oranını 1.4 olarak

belirlemiştir. Vakum ortamında roketin özgül itkisi (Is) 338.7 s karakteristik egzoz hızının

ise 1659.26 m/s olarak hesaplanmıştır[3].

3

Korkmaz (2019) 100 kN itki kuvvetine sahip sıvı yakıtlı roket tasarımının yapılması

hedeflenmiştir. Sıvı yakıtlı roket motorunun yanma odası, enjektör, nozul ve soğutma

sistemi olarak bilinen alt sistem bileşenlerinin seçimi ve tasarımı yapılmıştır. Tasarım

sonrası CEA, RPA ve ANSYS FLUENT programları kullanılarak roket analizi

gerçekleştirilmiştir. Farklı programlardan alınan analiz sonuçları karşılaştırılarak doğruluk

teyidi gerçekleştirilmiştir[5].

Pehlivan (2018) sonda roketi temel özelliklerini, sonda roketi tasarım parametrelerini

ele almıştır. Bunun yanı sıra, sonda roketine ilişkin hareket denklemlerini ortaya koymuş

ve hareket denklemlerinin sayısal çözümünü gerçekleştirmiştir. Ayrıca, sonda roketlerine

ilişkin eniyileme çalışmaları gerçekleştirilmektedir. Pehlivan bütün bu teknik bilgilerin

yanında sonda roketi teknolojilerine sahip olmanın ekonomik öneminden bahsetmiştir[6].

Asılyazıcı (1996) model roketlerin kavramsal ve yapısal tasarımı anlatılmış ve

yapılmıştır. Çalışma boyunca tasarım işlemlerinin aşamaları belirtilmiş olup ve bu

aşamalar detaylı olarak açıklanmıştır. Katı yakıtlı bir roket motorunun tasarımı yapılmış

olup buna uygun bir roket tasarlanması için gerekli aerodinamik hesapları yapılmıştır.

Belirli özellikleri girilmesi şartı ile bir model roketin uçuş bilgilerini (maksimum hız,

irtifa) veren program açıklanarak, tasarlanan roketin uçmadan önce simülasyonu tespit

edilmiştir[7].

Turcan (2013) hibrit yakıtlı roket motorları hakkında genel bir bilgi verilerek diğer

kimyasal roket motoru yakıtlarına göre avantaj ve dezavantajları sunulmuştur. Tasarım için

hidroksil sınırlamalı polibütan (HTPB) yakıtı ve sıvı oksijen (𝑂2) seçmiştir. Tutuşma

sıcaklığı (Tf): 3593 K ve karakteristik hız (c* ): 1747,4 m/s olarak hesaplanmıştır.

Oksitleyici kütlesel debisi 35 kg/s hesaplanmıştır[8].

Tola (2017) iç balistik performans analizi ve yakıt yapısal analizi olmak üzere iki

temel analiz disiplininden oluşan katı yakıtlı roket motoru tasarım süreci, tez kapsamında

iki disiplinin birbirini döngüsel olarak tamamladığı bağlaşık analiz ve çok disiplinli

optimizasyon yöntemi kurgulanmıştır. Ayrıca yakıt geometrileri (tüp, yıldız, çift tıpa,

dendrit, vagon tekeri, kemik ve çubuk tüp vs.) özelliklerinden bahsedilmiştir[9].

4

Samur (2015) laboratuar şartlarında çalıştırılacak bir hibrit roket motorunun tasarımı

ve bu tasarıma esas hesaplamaları yapmıştır. Yakıt olarak katı yakıt olarak PMMA ve

oksitleyici olarak gaz oksijen seçmiştir. PMMA bileşiği için stokiyometrik yanma

reaksiyonu yazıp oksitleyici-yakıt (O/F) oranı bulmuştur. ProPEP3 yazılımında da yanma

değerleri saptanıp r yanma hızı bulunmuştur[1].

Karayel (2018) yüksek verimlilik açısından roketlerde farklı motor dış gövde

malzemesi kullanımı araştırmıştır. Çelik ve kompozit malzeme kullanımı karşılaştırmış

olup kompozit malzemeye geçerek motor gövdelerinin hafifletilmesini, motor veriminin

arttırılmasını ve maliyetlerin düşürülmesini hedeflemiştir. SMC kompozit üretim yöntemi

ile modellenen roket motor gövdesi ANYSY ve CATİA programları ile analiz edilmiş, 30

MPa basınç altında deformasyon yarıçapta 0,25 mm olmuştur ve bu değer elastik bölgede

kaldığı için çap değişimi söz konusu değildir. Tasarımı yapılan ön motor borusu ile arka

motor borusu toplam ağırlığı 8,233 kilogramdır. Mevcut çelik motor borusu çiftinin

ağırlığı 20,200 kilogramdır. Toplam 11,967 kg ağırlık azalmasını sağlamıştır. Bu da roket

verimini arttırmış olup farklı roket motorları içinde, menzilde kayda değer bir artış

yakalayabilmiştir. Daha küçük gövdelerle daha uzun menzilde roketler üretmek mümkün

olmuştur[10].

1.2. Kısıtlar ve Koşullar

Tasarımın kısıtları; fırlatılacak roketin ağırlığı çok önemlidir. Roketin ağırlığı

doğrudan roketin irtifasına etki edecektir. Bu sebeple roket tasarlanırken roketin ağırlığı

optimum şartlarda minimum ağırlıkta olması gerekir. Bir diğer kısıt roketin statik marjini

kararlı bir uçuş için en az 1 uçuş boyunca da 3’ü geçmemesi gerekmektedir. Rampadan

ayrılış hızı ise en az 25 m/s olmalıdır ve maliyeti de uygun olmalıdır.

1.3. Tasarımın Karşılayabileceği Gereksinimler

Günümüzde roket teknolojisinin gelişmesi ile birlikte, model roketler uygulamaları

da büyük artış göstermiştir. Model roketler hobi kullanılsa da aynı zamanda tasarlanacak

gerçek roketin uçuş analizlerini yapmak amacı ile de kullanılabilmektedir. Bu çalışma ile

birlikte tasarlanan roketle, roketin uçuş kontrol bilgisayarı tasarlanacak ve üretilebilecektir.

5

2. YAPILAN ÇALIŞMALAR

2.1. Roket

Roket, temel olarak burun konisi, ana gövde ve fin bölümlerinden oluşur. Şekil

3.1.de roketin bölümleri gösterilmiştir.

Şekil 2.1. Roketin Bölümleri [11]

2.1.1. Roketlerin Sınıflandırılması

Roketler enerji kaynağına göre (kimyasal, nükleer, güneş vs.), temel işlevlerine göre

(itifa kontrol, yörünge sabitleme vs.), araç tipine göre (uzay aracı, füze, mühimmat vs.) ve

kademe sayısına göre sınıflandırılabilir. Literatürde çok farklı başlıklar altında

sınıflandırılmış olsa da Şekil 3.2.de hazırlanmış olan grafik sınıflandırma için yeteridir.

6

Şekil 2.2. Roketlerin Sınıflandırılması

ROKET

Enerji Kayanağı Tipi

Kimyasal Yakıtlı Roket Motoru

Nükleer Roket

Güneş Işınımlı

Elektrikli

Temel İşlev

Yörünge Sabitleme

İrtifa Kontrol

Araç Tipi

Uzay Mekiği

Füze

Mühimmat

Kademe Sayısı

Alt Kademe

Üst Kademe

7

2.1.1.1. Güneş Işınımlı Roketler

Güneş ışınımlı roketler, sıvı iticinin güneş radyasyonu kullanılarak ısıtılması ve

nozuldan yüksek hızla atılmasıyla üretilen itki ile çalışmaktadır. Güneş radyasyonu

toplanıp odaklamak için büyük çapta optik aynalar kullanılmaktadır. Performansları

kimyasal roketlere göre iki üç kat daha fazla olmakta ancak küçük kapasiteli roketlerde

kullanılmaktadır. İtici olarak genellikle sıvı hidrojen kullanılmaktadır. Isıtıldığında

hidrojenin sıcaklığı 2500 °C kadar çıkabilmektedir. Bu nedenle roket itki odası yüksek

sıcaklığı dayanıklı; tungsten, renyum gibi yüksek sıcaklığa dayanıklı metallerden

üretilmektedir. Aynaların güneş ışınlarını en verimli bir şekilde toplamasını sağlamak için

güneş ve roket pozisyonuna göre aynalarının konumlarının sürekli ayarlanması

gerekmektedir. Şekil 3.3.de motorun şematik resmi verilmiştir.[5]

Şekil 2.3. Roketlerin Sınıflandırılması[5]

8

2.1.1.2. Elektrikli Roketler

Elektrikli roket motorların itki üretme mekanizmaları birbirinden farklıdır. Enerjiyi

çevirmek için jeneratör, akü gibi ara sistemlere ihtiyaç duyulmaktadır. Büyük enerji

gereksinimlerine ihtiyaç vardır. Bu roketleri verimsiz güç kaynağı ve ağırlık gibi

dezavantajları bulunmaktadır.[5] Uzayda yörüngedeki uyduların hareketinde kullanılırlar.

Elektrotermal, elektrostatik, elektromanyetik olmak üzere üçe ayrılırlar. Kısaca

bahsetmek gerekirse; elektrotermal motorda itki akışkanı, elektrik enerjisiyle ısıtılarak

termal olarak genişletilir ve lüleden atılır. Elektrostatikte ise yakıt iyonlaştırılır ardından

elektrik alan kullanılarak lüleden yakıt hızla çıkarılır. Son olarak elekromanyetik motorda

gaz plazma haline getirilmekte, egzoza giden yanma odasında elektromanyetik bir ortam

elektrik akımıyla sağlanarak plazmanın egzoz dışına doğru hareketi mümkün kılınmaktadır

[1]. Sırasıyla elektrotermal, elektrostatik, elektromanyetik roket motorlarının şematik

resimleri şekil 3.4., şekil 3.5., şekil 3.6.da verilmiştir.

Şekil 2.4. Elektrotermal Roket Motoru[5]

9

Şekil 2.5. Elektrostatik Roket Motoru[5]

Şekil 2.6. Elektmanyetik Roket Motoru[5]

2.1.1.3. Nükleer Roketler

Nükleer reaksiyonlarla ortaya çıkan ısı enerjisi, depolanmış sıvı yakıta (iş

akışkanına) aktarılır ardından yüksek sıcaklıktaki yakıt daralan ve genişleyen nozul

tarafından yüksek hız kazandırılıp dışarı atılır ve bu sayede roket itkisi üretilmektedir..

Fisyon, füzyon ve izotop bozulma olmak üzere üç türü vardır[5].

10

Şekil 2.7. Elektromanyetik Roket Motoru[5]

2.1.1.4. Kimyasal Yakıtlı Roketler

3 ana başlık altında incelenir. Roketlerin ve/veya roket motorlarının

sınıflandırılmasında en yaygın olarak bu üç sınıftan bahsedilir. Bunlar; katı, sıvı ve hibrit

olarak adlandırılır.

2.1.1.4.1. Sıvı Yakıtlı Roket Motorları

Oksitleyici ayrı yakıtı ayrı tanlarda bulunan ve ikisi de sıvı halde olan motorlara sıvı

yakıtlı roket motorları denir. Oksitleyici ve yakıt tanklardan ya yüksek basınçlı gaz ile ya

da türbin pompalı besleme ile yanma odasına gönderilir[7]. Burada ya kendi kendine

tutuşarak (hipergolik) ya da bir ateşleme donanımı vasıtasıyla ateşlenir. Son olarak lüleden

kinetik enerji kazandırılarak gaz halinde atılır. Ek-1’de çeşitli oksitleyici ve yakıtların

özellikleri ve maliyetleri tablo halinde verilmiştir[12].

11

Şekil 2.8. Sıvı Yakıtlı Roket Motoru Şematik Resmi[4]

12

2.1.1.4.2. Hibrit Yakıtlı Roket Motorları

Hibrit yakıtlı roket motorları oksitleyici sıvı olan yakıtı katı olan kombine bir

sistemdir. Sıvı ve katı yakıtlı roket motorlarına göre çeşitli avantaj ve dezavantajları vardır.

Henüz uzaya uçuşlar için tam olarak yeterli verimlilik elde edilebilmiş değil. En önemli

avantajı maliyeti düşürmesidir. Maliyetin düşmesi demek gelecekte ülkelerin veya

şirketlerin uzaya daha fazla faydalı yük (uydu) gönderebilmesi demektir. Ancak şu an

uzaya erişim çoğunlukla sıvı yakıtlı roket motorları vasıtasıyla gerçekleşmektedir.

Tablo 2.1.de hibrit yakıtlı roket motorlarının diğer kimyasal yakıtlı roket motorlarına

göre üstünlükleri ve zayıf yönleri verilmiştir.

Tablo 2.1. Hibrit Yatıklı Roket Motorlarının diğerlerine göre kıyaslanması[8]

13

Şekil 2.9. Hibrit Yakıtlı Roket Motoru Şematik Resmi[8]

2.1.1.4.3. Katı Yakıtlı Roket Motorları

Katı yakıtlı roket motoru bünyesinde oksitleyici ve yakıtın genellikle kompozit

olarak bir arada bulundurması ile oluşur. Katı yakıtın bir ateşleme donanması ile yakılır ve

açığa çıkan gazlar lüleden geçirilerek kinetik enerji kazandırılır. Sıvı yakıtlı roket

motorlarına göre kullanım alanları farklıdır. Sıvı yakıtlı roket motorları genelde uzay

çalışmalarında kullanılırken katı yakıtlı roket motorları depolanabilirliği yüksek

olduğundan askeri teknolojilerde kullanılır. Şekil 2.10.da örnek bir katı yakıtlı roket

motoru şematik olarak verilmiştir.

14

Şekil 2.10. Katı Yakıtlı Roket Motoru Şematik Resmi[4]

Katı yakıtlı bir roket motoru (Şekil 2.11.) dört temel parçadan meydana gelir. Bunlar

yakıt çekirdeği, lüle, gövde ve ateşleyicidir.

Şekil 2.11. Katı Yakıtlı Roket Motoru Ana Bileşenleri[10]

15

Roket motoru ateşlendiği andan itibaren, katı yakıtın yanma yüzeyi zamana göre

değişir. Bu değişim, elde edilen itkinin zamanla değişmesine yol açar. Yanma yüzey

alanının zamana göre değişimi geriye yanma analizleriyle belirlenir. Roket motorundan

elde edilen itki profili, katı yakıt geometrisine bağlı olarak artan, azalan ya da nötr basınç –

zaman grafiği davranışı sergileyebilir. Bu durum Şekil 2.12.de gösterilmiştir. Yakıt yanma

yüzeyi alanı; zamanla artıyorsa, yanma basıncı da zamanla artacak; azalıyorsa, yanma

basıncı da zamanla azalacaktır. Eğer yanma yüzey alanı zamanla değişmiyor ya da çok az

değişiyorsa, yanma basıncı değeri, roket motorunun çalışma süresince sabit kalacak ya da

çok az değişecektir. Bu davranışlar, Şekil 2.12.de sırasıyla artan, azalan ve nötr basınç

zaman grafikleri olarak gösterilmiştir[7].

Şekil 2.12. Basınç – Zaman Grafiği Davranışına Göre Yakıt Geometrilerinin

Sınıflandırılması [9]

Tüp, yıldız, dendrit, oluklu vb. birçok farklı kesit geometrisine sahip katı yakıtlı

roket motorları, füze görev türüne göre boyutlandırılarak kullanılmaktadır. Şekil 2.13.de

farklı tip kesit profillerine sahip yakıtların sağladığı itki zaman profili sunulmuştur.

16

Şekil 2.13. Farklı Kesite Sahip Katı Yakıtların İtki - Zaman Profilleri [9]

Şekil 2.14’de farklı kesit geometrilerine sahip katı yakıt örnekleri gösterilmiştir.

Şekil 2.14. Katı Yakıt Örnekleri [9]

17

2.2. Roket Uçuş Kontrol Bilgisayarı Donanımları

Roketin mekanik tasarımı yapıldıktan sonraki en önemli kısmı roketi kontrol

etmemize yarayan ve uçuş esnasında önemli dataları anlık olarak almamızı sağlayan

aviyonik yani uçuş kontrol bilgisayarıdır. Bir uçuş kontrol bilgisayarı görev tanımına,

fırlatılacak roketin boyutu ve irtifasına göre değişmektedir. Ancak 10000 feete fırlatılacak

bir rokette şu modüller kullanılabilir. Bütün elektronik mimari kontrol edecek Arduino

Mega gibi mikrokontrolcü, haberleşme modülü olarak LoRa, hız ve konumu saptayacak

GPS modülü, nem, sıcaklık, yükseklik ve basınç verilerini okumamıza yarayan BME280

basınç sensörü, eğim sensörü, SD kart modülü, roketi kurtarmamıza yarayacak servo motor

ve yeterli gücü sağlayacak 9V’luk bir batarya kullanılabilir. Bunlardan önemli olduğu için

Arduino modülü, servo motor ve BME280 sensöründen detaylı olarak bahsedilecektir.

Diğer modüller çizilen devre ile gösterilecektir.

2.2.1. Arduino

Tasarımda Arduino Mega kullanılmıştır. Arduino, Processing/Wiring dilini

kullanarak çevre elemanları ile temel giriş çıkış uygulamalarını gerçekleştiren açık

kaynaklı fiziksel programlama platformudur.

Şekil 2.15. Arduino Mega Örneği[13]

18

Şekil 2.16. Arduino Mega Pinlerin Yerleri[13]

Arduino 2560’ı harici güç kaynağında beslemek isterseniz Kart üzerindeki “VIN”

yazan girişten pozitif voltaj verilir.

5V pini; Arduino kartındaki regülatörden 5 V çıkış sağlar. Kart DC power jakından

(2 numaralı kısım) 7-12 V adaptör ile, USB jakından (1 numaralı kısım) 5 V ile ya da

“VIN” pininden 7-12 V ile beslenebilir.

3.3V pini; Arduino kart üzerindeki regülatörden sağlanan 3.3 V çıkışıdır.

(Maksimum 50mA.)

GND: Toprak pinidir. Bu pini diğer güç kaynakları ile çalışan kartlar ile ortak olarak

kullanılabilir.

IOREF: Arduino kartları üzerinde bulunan bu pin, mikroişlemcinin çalıştığı referans

voltajıdır.

19

Arduino Mega 2560 Teknik Özellikleri[13]:

Mikrodenetleyici : ATmega2560

Saat Frekansı :16 MHz

EEPROM : 4 KB

SRAM : 8 KB

Flash Hafıza : 256 KB (8 KB bootloader için)

Dijital giriş / çıkış pinleri : 54 adet (Bunların 15 tanesi PWM olarak

kullanılabilir)

Analog Giriş : 16 tane

Çalışma Gerilimi : +5V DC

Tavsiye edilen besleme gerilimi : 7 – 12 V DC

Beleme Gerilimi Limitleri : 6-20 V

Giriş ve Çıkış pin başına düşen DC akım : 40 mA

3.3 V pini için akım : 50 mA

2.2.2. Servo Motor

Servo motor kurtarma sistemini tetikleyerek roketin burun konisinin açılmasını

sağlayacaktır. Tasarımda Goteck mikro servo motor kullanılmıştır. 2,5 kg kapasitelidir.

Çok küçük, hafif ve güçlüdür. Daha uzun aşınma ömrü ve zorlu uygulamalarda ekstra güç

sağlamak için metal dişlilere sahiptir[14].

Şekil 2.17. Örnek Servo Motor[14]

20

Goteck mikro servo motor özellikleri[14]:

Çalışma gerilimi: 4.8 ~ 6V

Durma momenti: 2.3kg-cm (4.8v) 2.5kg-cm (6.0v)

Çalışma hızı: 0.10sn / 60 (6V), 0.11sn / 60 (4.8V)

Metal dişli

Boyut: 23x12.1x28.8mm

Ağırlık: 14.7g

Kablo uzunluğu: 180 mm

2.2.3. Basınç Sıcaklık ve Nem Sensörü

Tasarımda BME280 basınç sensörü kullanılacaktır. Roketin en tepeye yani ‘apogee’

noktasına çıktığının bilinmesi gerekiyor. Tam bu konumda roket ayrılıp paraşütlerin de

açılması ile beraber aşağıya başarılı bir şekilde inmesi gerekmektedir. Eğer roket apogee

konumunda değil de herhangi bir başka konumda ayrılıp paraşüt açılırsa roket param parça

olacaktır. Bu sebeple çok hassas derecede yükseklik verisi okunması gerekir. BME280

sensörü ise ±1 metre toleransla yükseklik ölçebilmektedir.

Şekil 2.18. Örnek BME280 Sensörü[15]

21

3. BULGULAR

Bu bölümde roketin hesaplamaları yapılacak olup hesapların önemli bir kısmı,

Amerika Birleşik Devletleri’nde düzenlenen Uluslararası Roket Mühendisliği

Yarışması’nda (IREC) ve Türkiye’de düzenlenen TEKNOFEST Yarışması’nda da kanıt

olarak kabul edilen Java tabanlı yazılan OpenRocket programında yapılacaktır.

OpenRocket programında, ilk önce roketin boyutsal tasarımı yapılacak ardından rokete

uygun roket motoru seçilecek ve bu motorla roketin uçuş simülasyonu yapılacaktır. Çıkan

sonuçlar grafik ve data olarak alınacaktır.

3.1. Yapılan Tasarım

Boy (m) 2.45

Çap (m) 0.18

Roketin kuru kütlesi (kg) 16.502

Yakıt kütlesi (kg) 4.835

Motorun kuru kütlesi (kg) 2.9655

Toplam kalkış kütlesi (kg) 24.380

İtki tipi Katı

Rampadan ayrılma hızı (m/s) 26.3

Kalkış itki/ağırlık oranı (T/W) 6.449

Yanma boyunca en az statik marjin

değeri

1.61

Seçilen motor sınıfı ve numarası M sınıfı 1545 numaralı motor

Tablo3.1. Tasarım Değerleri

Fin trapzoid seçilmiştir. Roketin malzemesi mukavemeti yüksek, yoğunluğu düşük

ve kolay üretilebilir olduğundan karborfiber seçilmiştir. Burun konisi Tanjant Ogive

seçilmiştir. Oluşturduğu 𝐶𝑑 ≅ 0.4 sürüklenme katsayısı ile oldukça iyidir.

22

Şekil 3.1. Roketin CatiaV5 Programında Çizilmiş Hali

Şekil 3.2. Roketin OpenRocket Programında Çizilmiş Hali

Statik marjin hesabı;

SM =CP − CG

Dmax

170 − 141

18= 1.61

M1545 motoru için kalkış itki/ağırlık (T/W) hesabı;

𝑇

𝑊=

1547

24.38 × 9.81= 6.46

Mach hesabı;

𝑀𝑎 =𝑣

𝑎

268

343.2= 0.79

23

Görüldüğü üzere yapılan hesaplar ile programdan alınan değerler örtüşmektedir.

Şimdi uçuş simülasyonu yapılacak ve sonuçlar grafik olarak verilecektir. Anlamları

açıklanacaktır.

Şekil 3.3. Roketin OpenRocket Programında 10 m/s rüzgâr hızı için tahmini düşüş

noktası ve uçuş profili

Yukarıda yapılan simülasyonda roketin uçuş profili hakkında detaylı bilgi

vermektedir. Grafiğin alt ekseni ‘Position East Of launch (m)’ roketin yatayda olduğu

konumu belirtiyor. Grafiğin sol ekseninde ‘Altitude’ roketin yukarıya doğru aldığı irtifayı

göstermektedir. Grafiğin sol ve alt eksendeki sıfır değerinin çakıştığı noktadaki patlama

ikonu roketin fırlatıldığı noktayı göstermektedir. Yaklaşık olarak yatayda 150 m dikeyde

850 m’de “burnout” yani yakıtın bittiğini gösterir. Yatayda 800 m dikeyde 2550 m’de

roket apogee noktasına ulaşmış ve tam bu noktadaki paraşüt ikonu birincil paraşütün

açıldığını gösterir. Daha sonra yatayda 275 m düşeyde 500 m olan noktadaki paraşüt ikonu

ikincil paraşütün açıldığını gösterir. En son olarak yatayda yaklaşık -250 m düşeyde 0

m’deki ikon “ground hit” yani roketin düştüğü noktayı göstermektedir. Buradaki -250 m

yanıltmasın. Eksi roketin fırlatıldığı noktadan ne kadar uzağa düştüğünü göstermektedir.

+250 m ile hiçbir farkı yoktur. Roketin fırlatıldığı noktadan 250 m saparak düşmesi

oldukça iyidir. Üzerinde bulunan GPS modülü sayesinde de kolaylıkla bulunabilir.

24

Stabilite simülasyonu ile roketin uçuş simülasyonu tamamlanmış olacaktır. Stabilite

başlangıçta 1.61 olarak hesaplandı. Bu değer roketin kararlı uçması için yeterlidir. Ancak

uçuş boyunca roketin yakıtı biteceğinden ağırlık merkezi ciddi miktarda oynayacaktır.

Normalde bu değerin 1’den küçük olmaması gerekir. Yoksa roket kararlı olmaz ve

muhtemelen rampadan ayrıldıktan hemen sonra düşer, tehlikeli kazlara yol açabilir.

Roketin şu anda kararlı bir hareket yapacağı hesaplandı. Lakin roketin stabilitesinin 3’ten

de büyük olması istenilmez bu duruma da stabil üstü denir. Bu sebeple simülasyonda hiçbir

zaman 3’ü geçmemesi istenir.

Şekil 3.4. Roketin OpenRocket Programında Stabilite-Zaman Simülasyonu

Görüldüğü üzere roketin stabilitesi maksimum 2,5’lere kadar çıkabilmiştir yani 3’ü

geçememiştir. Bu sebeple yapılan tasarım tam olarak doğrudur. Roket ile ilgili teknik

resimler Ek-2’de verilmiştir.

25

3.2. Devre Şematiği ve Çizimi

Yukarıda tasarlanan roketin başarılı bir şekilde fırlatılıp geri belirtilen şartlarda geri

kurtarılabilmesini sağlamak için roket uçuş kontrol bilgisayarının devresi tasarlanacaktır.

Yukarıda bahsi geçen elektronik donanımlar kullanılarak tasarım gerçekleştirilecektir.

Devre çizimi Autodesk Eagle programında yapılmıştır. Bütün tasarım özgün olarak

gerçekleştirilmiştir. Devre daha sonra iş takvimine uygun olarak Mart-Nisan 2020

tarihinde basılacaktır. Daha sonra test edilerek ürünümüz hazır hale getirilecektir.

Şekil 3.5. Roketin Uçuş Kontrol Bilgisayarı Devre Şeması

26

Şekil 3.6. Roketin Uçuş Kontrol Bilgisayarı Devre Çizimi

27

4. TARTIŞMA

4.1. Çevresel Etki Değerlendirmesi

Roketler genellikle kimyasal yakıtlar tükettiği için atmosfere zararlı etkileri olur. Bu

durum küresel iklim değişikliğini daha da hızlandıracaktır. İklim değişikli birçok canlının

habitatını değiştirmekte ya da yok etmektedir. Lakin uzay araştırmaları için mecburen

kimyasal yakıtlı roket motorları kullanılabilmektedir. Bunun için roket teknolojisinde

motor verimini arttıracak Ar-Ge çalışmaları sürekli yapılmaktadır. Bunların başında hibrit

yakıtlı roket motoru teknolojisi gelmektedir. En büyük avantajı maliyeti düşürerek uzaya

taşınan faydalı yükleri (haberleşme uyduları, askeri uydular, küp uydular, roverlar, uzay

istasyonlarına araştırma yapmak için gönderilen çeşitli modüller) daha arttırmasıdır.

Böylece daha az fırlatma ile daha çok faydalı yük uzaya gönderilebilir.

Bu projenin özelinde ise çevreye veya canlıya herhangi bir olumsuz etkisi söz

konusu değildir.

28

4.2. Maliyet Hesabı

Ürün Adı Adet Fiyat/Adet

Arduino Mega 2560 1 72.55 ₺

GY-NEO6MV2 GPS 1 52.22 ₺

BME280 Sensör 1 183.88 ₺

Sd Kart Modülü 1 3.79 ₺

MPU6050 Sensörü 1 8.97 ₺

Goteck Mikro Servo 1 53.76 ₺

SX1276 868Mhz LoRa 1 104.44 ₺

Toplam 479.61 ₺

Tablo 4.1. Maliyet Tablosu

29

5. SONUÇLAR

Bu projede roketler hakkında genel bir bilgi verilerek 10000 feet’e çıkacak roketin

önce kavramsal tasarımı OpenRocket programında yapılmıştır. Roketin boyu 245 cm çapı

ise 18 cm olarak tasarlanmıştır. Finlerin yeri tespit edilip statik marjin 1.61 olarak

hesaplamıştır. Bu tasarıma uygun olarak Cesaroni marka M1545 sınıfı roket motoru seçilip

kalkış T/W oranı 6.46 bulunmuştur. Maksimum hız 268 m/s’dir. Buna bağlı olarak Mach

sayısı 0.79 hesaplanmıştır.

Son olarak roketin uçuş kontrol bilgisayarı için Arduino Mega mikro kontrolcüsü

kullanılıp üzerine GY-NEO6MV2 GPS modülü, BME280 sensörü, Sd Kart Modülü,

MPU6050 Sensörü, Goteck Mikro Servo ve SX1276 868Mhz LoRa haberleşme modülü

bağlanmıştır. Devre Autodesk Eagle programında çizilerek tasarım tamamlanmıştır.

30

6. ÖNERİLER

Roketler hakkında çalışma yapmak isteyen bir araştırmacının temel roketçilik

denklemlerini iyi anlaması gerekmektedir. Basit bir model roket tasarlaması için iyi bir

literatür taraması önerilir. OpenRocket, RASAero veya AEROLAB gibi paket

programlardan en az bir tanesini kullanabilmesi gereklidir.

Roket uçuşunun kontrolü ve roketin geri kurtarılabilmesi için uygun bir uçuş

kontrol bilgisayarı tasarlayabilecek kadar elektronik bilgisine sahip olunmalıdır.

Araştırmacı Autodesk Eagle programında aviyoniğin devre şemasını çizebilmeli ve sitemin

pcb dizaynını yapabilmelidir. Bunun için çeşitli ürün geliştirme kartlarını, sensörleri

kullanmayı bilmeli yazılımını yapabilmelidir. Bunun için açık kaynak kodlu Arduino

kullanabilir veya çeşitli mikrodenetleyicileri kullanabilir.

Son olarak sistemin ayrıntılı olarak 3 boyutta tasarlanabilmesi için Solidworks,

CATIA, Autodesk Inventor, Siemens NX, SpaceClaim gibi cad programlarından en az bir

tanesi iyi dercede bilinmesi önerilir.

31

7. KAYNAKLAR

[1] Samur, E. A. (2015). Hibrit Yakıtlı Roket Motoru Ateşleme/Test Düzeneği

Tasarımı. Yayınlanmış Yüksek Lisans Tezi, Hava Harp Okulu Havacılık ve

Uzay Teknolojileri Ensititüsü

[2] Turner, M. J. L. (2009). Roket and Spacecraft Propulsion. (3rd ed.). Chichester,

UK: Praxis Publishing Ltd.

[3] Türk, S. (2016). Üst Kademe Sıvı Yakıtlı Roket Motoru için Kavramsal İtki

Odası Tasarımı. Yayınlanmış Yüksek Lisans Tezi, Anadolu Üniversitesi Fen

Bilimleri Ensititüsü

[4] Sutton, G. P. (2003). History of Liquid Propellant Rocket Engines in the United

States. J. Propuls. Power, vol. 19, (no. 6), pp. 978–1007.

[5] Korkmaz, S. (2019). Sıvı Yakıtlı Roket Motoru Tasarımı ve Performans

Karakteristiklerinin Teorik Araştırılması. Yayınlanmış Yüksek Lisans Tezi,

Kırıkkale Üniversitesi Fen Bilimleri Ensititüsü

[6] Pehlivan, B. (2018). Uzay Sonda Roketi Teknolojileri ve Uygulamaları.

Yayınlanmış Uzmanlık Tezi, Ulaştırma Denizcilik ve Haberleşme Bakanlığı

Havacılık ve Uzay Teknolojileri Genel Müdürlüğü

[7] Asılyazıcı, E. (1996). Model Roket Tasarımı. Yayınlanmış Yüksek Lisans Tezi,

İ.T.Ü. Fen Bilimleri Ensititüsü

[8] Turcan, İ. (2013). Bir Haberleşme Uydusunu Yörüngeye Yerleştirecek Hibrit

Yakıtlı Roket Tasarımı. Yayınlanmış Yüksek Lisans Tezi, Hava Harp Okulu

Havacılık ve Uzay Teknolojileri Ensititüsü

[9] Tola, C. (2017). Çok Disiplinli Yaklaşımla Katı Yakıtlı Roket Motoru Yapısal

Dayanımı ve İç Balistik Performans Optimizasyonu. Yayınlanmış Doktora

Tezi, İ.T.Ü. Fen Bilimleri Ensititüsü

[10] Karayel, E. (2018). Roket Motor Borusu Tasarımının Balistik Parametrelere

Etkisinin Araştırılması. Yayınlanmış Yüksek Lisans Tezi, Kırıkkale

Üniversitesi Fen Bilimleri Ensititüsü

[11] Cooper, D. and Rogers, E. (2011). Rogers Aeroscience RASAero

Aerodynamic Analysis and Flight Simulation Program. Lancaster, CA 93584-0065

[12] Huzel, K. and Huang, D. (1967), Design of Liquid Propellant Rocket Engines.

Washington D.C. : NASA

[13] Arslan, A. (2018), Arduino Mega Özellikleri.

https://fma.arslanalp.com/arduino-mega-ozellikleri/

[14 ] https://www.direnc.net/servo-motor-mikro-metal-disli-goteck

[15]https://www.robotistan.com/adafruit-bme280-i2cspi-sicaklikbasincnem-

sensoru?gclid=EAIaIQobChMIyP6DxunS5gIV0ud3Ch2LiQaeEAAYASAAEgKy6P

D_BwE

https://fma.arslanalp.com/arduino-mega-ozellikleri/https://www.direnc.net/servo-motor-mikro-metal-disli-goteckhttps://www.robotistan.com/adafruit-bme280-i2cspi-sicaklikbasincnem-sensoru?gclid=EAIaIQobChMIyP6DxunS5gIV0ud3Ch2LiQaeEAAYASAAEgKy6PD_BwEhttps://www.robotistan.com/adafruit-bme280-i2cspi-sicaklikbasincnem-sensoru?gclid=EAIaIQobChMIyP6DxunS5gIV0ud3Ch2LiQaeEAAYASAAEgKy6PD_BwEhttps://www.robotistan.com/adafruit-bme280-i2cspi-sicaklikbasincnem-sensoru?gclid=EAIaIQobChMIyP6DxunS5gIV0ud3Ch2LiQaeEAAYASAAEgKy6PD_BwE

32

8. EKLER

EK-1

33

EK-2

34

ÖZGEÇMİŞ

Mehmet ARIK

Kişisel Bilgiler

0549 356 1997

Arik_mht@hotmail.com

22.04.1997

Eğitim-Öğrenim Bilgileri

09.2011 – 01.2015 Başkent Anadolu Lisesi, Ankara

01.2015 – 08.2015 Açık Öğretim Lisesi (73,23/100)

09.2015 – devam ediyor Karadeniz Teknik Üniversitesi Makine Müh.

Yabancı Dil

İngilizce : A2

mailto:Arik_mht@hotmail.com

35

Burak CEYLAN

Kişisel Bilgiler

0537 957 2953

burak_avc94@hotmail.com

03.10.1994

Eğitim-Öğrenim Bilgileri

2008 – 2012 Kadri Yılmaz Lisesi, Zonguldak

2015 – devam ediyor Karadeniz Teknik Üniversitesi Makine Müh.

Yabancı Dil

İngilizce : B2

mailto:burak_avc94@hotmail.com