Bu araştırma, helyum balonunun altında asılı bir raylı fırlatıcıdan roket ateşlenen “rockoon” sisteminde azimut yönünün Control Moment Gyroscope (CMG) kullanılarak kontrol edilip edilemeyeceğini ve serbest yükseliş sırasında fırlatıcının tutum dinamiğinin nasıl değiştiğini deneysel olarak incelemektedir. Araştırmacılar üç fiziksel model roket fırlatması gerçekleştirmiş, balonun tether bağlantılarını geçici olarak serbest bırakarak yaklaşık yedi saniyelik serbest yükseliş oluşturmuş ve roketi bu süreç sırasında 60° eğimli üç metrelik raydan ateşlemiştir. Üç fırlatmada ateşleme anındaki azimut hataları hedefe göre sırasıyla −3,2°, +6,6° ve −2,0° olmuş; dolayısıyla ateşleme anındaki mutlak hata bütün deneylerde 7°'nin altında kalmıştır. Bununla birlikte N2 fırlatmasında serbest bırakmadan raydan ayrılmaya kadar olan aralıkta maksimum azimut hatası 8,3°'ye ulaşmıştır.

Deney, gerçek bir stratosferik rockoon görevi değildir. Kullanılan plastik helyum balonu 4,5 m çapındadır ve yaklaşık 493 N net kaldırma sağlamaktadır. Sistem serbest bırakıldığında yaklaşık 1,3 m/s hızla yükselmiş, fakat 36,9 m'lik tether sistemi nedeniyle serbest yükseliş yaklaşık yedi saniyeyle sınırlandırılmıştır. Balonun ve roketin azami yüksekliği deney boyunca 150 metrenin altında tutulmuştur. Çalışmanın amacı yüksek irtifa performansı göstermekten çok, yer bağlantısının geçici olarak ortadan kaldırıldığı gerçek bir balon askısında fırlatıcı tutumunun ve CMG azimut kontrolünün davranışını ölçmektir.

Fırlatıcıda roll ve yaw eksenlerinde eşzamanlı salınımlar gözlenmiştir. Koordinat sistemi fırlatma rayının asal atalet eksenlerine dönüştürüldüğünde bu davranışın gerçek bir azimut sapmasından çok ray ekseni etrafındaki dönme salınımı olduğu görülmüştür. Araştırmacılar bu nedenle roll–yaw eşleşmesinin roketin fırlatma yönüne önemli bir katkı vermediğini değerlendirmektedir. Buna karşılık roket ray üzerinde ilerlerken sürtünmeyle ilişkili bir pitch-up etkisi ölçülmüş; N2 fırlatmasında 3,2°, N3'te yaklaşık 1° pitch-up kaydedilmiştir.

Çift sarkaç modelinin frekans analizi, bağlı durumda ölçülen birinci modu yaklaşık %2 doğrulukla yeniden üretmiştir. İkinci modda ise doğrudan ölçülen geometriyi kullanan model, tethered durumda ölçülen frekansı yaklaşık %29, serbest yükselişte yaklaşık %18 düşük tahmin etmiştir. Etkin \(l_2\) uzunluğu bir fitting parametresi olarak büyütildiğinde ikinci mod yaklaşık %1 içinde yeniden üretilebilmiştir. Yazarlar bu etkin uzunluk artışını, balon altında kullanılan dört askı telinin bağlantı noktalarının vinç kancasına göre daha gevşek bir kısıt oluşturmasıyla ilişkilendirmektedir.

Türkiye açısından: Çalışma, Türkiye'deki üniversite ve araştırma gruplarının balon tabanlı atmosferik deney platformları, küçük roketler, askılı yük kontrolü veya yüksek irtifa fırlatma teknolojileri üzerine gerçekleştirebileceği araştırmalar açısından yararlı bir deneysel yöntem örneği sunmaktadır. Özellikle balon–fırlatıcı mekanik bağlantısının, azimut kontrolü ile pitch ve sarkaç hareketlerinden ayrı değerlendirilmesi gerektiğini göstermektedir. Ancak bu makaledeki üç düşük irtifa deneyi, Türkiye'deki gerçek bir yüksek irtifa rockoon operasyonunun uçuş güvenliği, yörünge doğruluğu, hava sahası uygunluğu veya sertifikasyon gereksinimlerini doğrulamaz; bunların ayrıca gerçek görev ölçeğinde incelenmesi gerekir.

Rockoon nedir ve neden balondan roket fırlatılır?

“Rockoon”, İngilizce rocket ve balloon sözcüklerinin birleşiminden oluşan ve roketin bir balondan fırlatıldığı sistemi ifade eden terimdir. Çalışmanın giriş bölümüne göre rockoon yaklaşımının temel amacı, roketi atmosferin daha seyrek ve basıncın daha düşük olduğu yüksek irtifaya taşıyarak aerodinamik sürükleme, atmosferik basınç kaybı ve yerden fırlatmadaki bazı yerçekimi kayıplarını azaltmaktır.

Kaynak, yaklaşık 20 km yükseklikte atmosfer yoğunluğunun deniz seviyesinin yaklaşık %7'si olduğunu belirtmektedir. Bu fiziksel avantaj gerçek rockoon sistemlerinin motivasyonunu açıklamaktadır; fakat mevcut deney 20 km'de gerçekleştirilmemiştir. Çalışmadaki fiziksel fırlatmalar 150 metrenin altında yapılmış bir dinamik ve kontrol doğrulamasıdır.

Bu çalışma önceki vinç deneyinden nasıl farklı?

Araştırma grubu daha önce aynı temel CMG kontrollü raylı fırlatıcıyı balon yerine bir vinçten asarak test etmişti. Vinç deneyinde üst askı noktası yaklaşık sabit olduğundan sistem klasik bir sarkaç gibi davranıyordu. Gerçek rockoon sisteminde ise balonun kendisi hareket edebilir ve askı noktasının dinamik kısıtı değişir.

Yeni çalışmanın temel katkısı, dört tether telinin geçici olarak serbest bırakılmasıyla balon ve fırlatıcının gerçekten serbestçe yükselmesine izin verilmesi ve roketin bu koşul altında ateşlenmesidir. Böylece sabit vinç kancası veya yere bağlı balonun sağlayamayacağı daha gevşek askı sınır koşulu deneysel olarak incelenmiştir.

CMG azimut kontrolü nasıl çalışıyor?

Control Moment Gyroscope, dönen bir momentum çarkının açısal momentum yönünü değiştirerek yapıya tork aktarabilen jiroskopik bir sistemdir. Çalışmanın 4. sayfasındaki Şekil 1'de kullanılan cihazda yatay bir kolun iki ucunda birbirine ters yönde dönen iki momentum çarkı bulunmaktadır. Çark eksenleri gimbal mekanizmasıyla eğildiğinde dikey açısal momentum bileşenleri aynı yönde toplanmakta ve fırlatıcı bunun ters yönünde azimut hareketi yapmaktadır.

Kaynakta fırlatıcının açısal hızı:

\[ \Omega= 2\frac{I_d}{I_L}\omega\sin\theta \]

şeklinde ifade edilmektedir. Burada \(I_d\) tek bir CMG rotorunun atalet momenti, \(I_L\) fırlatıcının dikey eksen etrafındaki atalet momenti, \(\omega\) momentum çarkının dönme hızı ve \(\theta\) gimbal eğim açısıdır.

Fırlatıcıya uygulanan azimut torku ise:

\[ M= 2I_d\omega\cos\theta\,\dot{\theta} \]

ilişkisiyle verilmektedir. Denklem, \(\theta=90^\circ\) olduğunda \(\cos\theta=0\) nedeniyle gimbal hareketinin ilave azimut torku üretemediğini göstermektedir. Kaynak bu durumu CMG saturation olarak tanımlamaktadır.

Deneyde CMG çarklarının açısal hızı 135 rad/s, yani yaklaşık 1290 rpm'dir. Her rotorun atalet momenti \(3,286\times10^{-3}\) kg·m², fırlatıcının dikey eksen atalet momenti ise 1,223 kg·m² olarak verilmiştir.

“Aktif azimut kontrolü” otonom kontrol anlamına geliyor mu?

Hayır. Çalışmada mekanik olarak aktif bir CMG kontrol sistemi kullanılmış olsa da azimut komutu kapalı çevrim otonom uçuş bilgisayarı tarafından verilmemiştir. Fırlatıcı, operatörün radyo kumandasıyla CMG'yi manuel olarak yönlendirmesiyle hedef azimuta çevrilmiştir.

N1 fırlatmasının hedefi manyetik 265°, N2 ve N3'ün hedefi manyetik 180° olarak belirlenmiştir. Tether telleri bırakıldıktan sonra da operatör ateşlemeye kadar CMG sistemini yönlendirmeye devam etmiştir.

Balon ve askı sistemi nasıl yapılandırıldı?

Çalışmanın 5. sayfasındaki Şekil 3, deneyde kullanılan gerçek rockoon düzenini göstermektedir. Helyumla doldurulmuş plastik balonun çapı 4,5 m'dir. Balonun altında kare biçimli rijit bir çerçeve, bunun altında dört askı teli ve daha aşağıda CMG ile raylı fırlatıcı bulunmaktadır.

CMG'nin üst bağlantısında bir swivel kullanılmıştır; böylece azimut yönünde balonun kendisini döndürmek zorunda kalmadan fırlatıcının dönmesine izin verilmiştir.

Fırlatma nasıl gerçekleştirildi?

Balon başlangıçta dört tether teliyle yere bağlı tutulmuştur. Operatör CMG sistemini kullanarak fırlatıcıyı hedef azimuta yönlendirmiş, hava ve yer güvenliği görsel olarak doğrulandıktan sonra dört tether eş zamanlı serbest bırakılmıştır.

Balon ve fırlatıcı serbest yükselişe başladıktan yaklaşık üç saniye sonra roket motorunun ateşleme sistemi uzaktan devreye sokulmuştur. Rocket raydan çıktıktan sonra tether telleri yeniden yakalanarak balonun yükselişi durdurulmuştur. Bu nedenle gerçek serbest yükseliş yalnız yaklaşık yedi saniye sürmüştür.

Deney gerçek yüksek irtifa rockoon fırlatması mıydı?

Hayır. Çalışmanın araştırma sorusu yüksek irtifadaki motor performansını değil, serbest balon askısının fırlatıcı tutumuna etkisini incelemektir.

Deney sahasında tether sistemi balonun yüksekliğini 150 metrenin altında sınırlandırmış ve roketin apojesi de 150 metrenin altında kalmıştır. Kaynak bu koşullarda deney için Japon havacılık otoritesinden ayrıca izin veya bildirim gerekmediğini belirtmektedir.

Bu nedenle çalışmanın girişinde anlatılan yaklaşık 20 km irtifaya özgü yoğunluk ve motor avantajları, deneyin kendisinde doğrulanmış performans sonuçları değildir; gerçek rockoon sistemlerinin teorik/uygulamalı motivasyonudur.

Hangi roket kullanıldı?

Deneyde üç ayrı Spitfire PML 30385 model roket gövdesi kullanılmıştır. Roketin çapı 76 mm, yüksekliği 1288 mm ve kütlesi 1,16 kg'dır. G69N-P motorunun ortalama itkisi kaynakta 80 N olarak verilmiştir. Rokette üç sabit kuyruk kanadı bulunmakta ve motor itki doğrultusu ayarlanabilir değildir.

Tutum ölçümü nasıl yapıldı?

Üç noktaya altı eksenli atalet sensörü yerleştirilmiştir: roket gövdesi, fırlatma rayının ucu ve CMG'nin üst kısmı. Sensörler üç eksende doğrusal ivme ve üç eksende açısal hız ölçmektedir.

Deney için doğrusal ivme ölçüm aralığı ±4 g, yani yaklaşık ±40 m/s²; jiroskop aralığı ±500°/s olarak seçilmiştir. Roket motorunun yanması sırasında doğrusal ivme sensörü üst sınıra ulaşmış, ancak tutum açıları doğrusal ivmeden değil jiroskop açısal hızının integralinden üretildiği için araştırmacılar bu saturation'ın tutum rekonstrüksiyonunu etkilemediğini belirtmektedir.

Tutum açısı kaynakta:

\[ \theta=\int(\omega+b)\,dt \]

şeklinde hesaplanmıştır. Burada \(\omega\) jiroskobun ölçtüğü açısal hız, \(b\) ise sensör ofsetine bağlı drift'i gidermek için belirlenen bias düzeltme terimidir.

Bias değeri fırlatmadan önceki 60 saniyelik pencerede entegre açının net drift göstermemesini sağlayacak şekilde hesaplanmıştır. Sensör ve eksene göre tahmin edilen bias 0,01–0,5°/s aralığındadır. Kaynak, düzeltme sonrası kalan bias'ın yaklaşık 0,05°/s altında ve 30 saniyelik analiz süresindeki birikmiş tutum açısı hatasının yaklaşık 1,5°'den küçük olduğunu tahmin etmektedir.

Sensör saatleri nasıl eşleştirildi?

Üç sensör bağımsız saatlere sahip olduğu için veriler deney sonrasında senkronize edilmiştir. Fırlatma öncesindeki ortak sarkaç hareketi ve roketin raydan çıktığı andaki keskin sinyal değişimleri zaman hizalaması için kullanılmıştır.

100 Hz deneylerinde kalan zaman senkronizasyon hatasının yaklaşık bir örnekleme aralığı, yani 0,01 saniye içinde olduğu tahmin edilmektedir. Bu süre çalışmanın değerlendirdiği 1,5 saniye veya daha uzun sarkaç periyotlarına göre küçüktür.

Üç fırlatmanın veri kalitesi aynı mıydı?

Hayır. İlk deney N1'de bütün sensörler 10 Hz ile çalışmıştır. Kaynak daha sonra bu örnekleme hızının yaklaşık 0,4 saniyelik ray üzerinde ilerleme sürecini ayrıntılı biçimde çözmek için yetersiz olduğunu belirlemiştir.

Bu nedenle makalenin ayrıntılı nicel dinamik analizi N2 ve N3'ün 100 Hz kayıtlarına dayanmaktadır. N1 daha çok genel davranışın nitel doğrulaması için kullanılmıştır.

Azimut kontrolü üç fırlatmada ne kadar başarılı oldu?

Ateşleme anındaki hedef azimut hatası üç deneyin tamamında mutlak olarak 7°'nin altında kalmıştır. N1'de hata −3,2°, N2'de +6,6° ve N3'te −2,0°'dir.

Bununla birlikte “7° içinde” ifadesi bütün serbest yükseliş aralığına genellenmemelidir. N2'nin tether bırakılmasından raydan ayrılmaya kadar hesaplanan maksimum hatası 8,3°'dir.

Maksimum ve RMS azimut hataları neydi?

N1'in pitch-up açısı 10 Hz örnekleme nedeniyle değerlendirilmemiştir. Bu durum Table 3'te açıkça N/A olarak belirtilmektedir.

Roll ve yaw neden birlikte salınıyor?

N2 ve N3 ölçümlerinde roll ve yaw açıları aynı zamanlarda tepe yapan senkron salınımlar göstermiştir. İlk bakışta yaw'daki bu değişim gerçek azimut yönünün salınması gibi yorumlanabilir.

Araştırmacılar ray sensörü ölçümlerini rayla hizalı \(x_r y z_r\) koordinat sistemine dönüştürdüğünde salınımın \(x_r\), yani ray ekseni çevresindeki roll yönünde bulunduğunu; gerçek \(z_r\) yaw yönünde aynı salınımın görülmediğini göstermiştir.

Kaynak bunu, fırlatıcının en küçük atalet momentine sahip asal ekseninin yaklaşık ray doğrultusuyla çakışması nedeniyle oluşan rijit cisim dönme hareketi olarak yorumlamaktadır. Dolayısıyla gözlenen roll–yaw coupling'in roketin fırlatma yönünü aynı büyüklükte değiştiren gerçek azimut salınımı olmadığı sonucuna varılmaktadır.

Fırlatıcı yapısı esnemiş olabilir mi?

Üçüncü fırlatmada ray sensörü ile CMG üzerindeki sensörün pitch, yaw ve roll kayıtları karşılaştırılmıştır. İki sensörün eğrileri genel olarak birbirine paralel ve yakın ilerlemiştir.

Roket raydan yaklaşık 0,4 saniyede ayrıldığında ray sensörünün entegre açısında, özellikle yaw ekseninde yaklaşık 7°'lik sabit offset oluşmuştur. Yazarlar bunun fiziksel bir yapı deformasyonu değil, yükün aniden serbest kalması sırasında açısal hız entegrasyonunda oluşan hata olduğunu belirtmektedir. Ray ve CMG açısal hızlarının sonrasında birbirine paralel kalması ve deney sonrası yapıda kalıcı deformasyon bulunmaması bu yorumu desteklemektedir.

Ateşleme sırasında pitch-up neden oluşuyor?

Roket motoru ateşlendikten sonra araç yaklaşık 0,4 saniye boyunca fırlatma rayı üzerinde kaymaktadır. Bu sırada roket ile ray arasındaki sürtünme, özellikle motor itki ekseninin ray doğrultusuyla tam hizalı olmaması halinde fırlatıcı üzerinde pitch momenti oluşturabilir.

N2'de 3,2° pitch-up, N3'te yaklaşık 1° ölçülmüştür. Araştırmacılar önceki mekanik modellerine dayanarak N2'deki 3,2° pitch-up'ı yaklaşık 1,9°'lik motor itki ekseni hizasızlığıyla açıklamaktadır.

Bu 1,9° değeri doğrudan ölçülmüş bir motor hizasızlığı değildir. Ölçülen pitch-up hareketinden ve önceki modelden yapılan bir çıkarımdır.

Neden çift sarkaç modeli kullanılıyor?

Balondan aşağı sarkan sistem tek bir noktasal kütleden oluşmamaktadır. Üst askı teli birinci hareket serbestliğini, kendi kütle dağılımına ve atalet momentine sahip uzun fırlatıcı gövdesi ise ikinci hareket serbestliğini oluşturur. Bu nedenle sistem tek sarkaç yerine iki modlu bir çift sarkaç benzeri yapı göstermektedir.

Kaynağın 4. sayfasındaki Şekil 2, ağırlıksız bir askı teli ve rijit çubukla sadeleştirilmiş modeli göstermektedir. Euler–Lagrange denklemlerinden iki özfrekans elde edilmektedir.

Modelin özfrekansları kaynakta:

\[ \omega= \sqrt{ \frac{mg}{2Il_1} \left[ (l_1+l_2)l_2+\frac{I}{m} \pm \sqrt{ \left((l_1+l_2)l_2+\frac{I}{m}\right)^2 -4l_1l_2\frac{I}{m} } \right] } \]

biçiminde ifade edilmiştir. İki çözüm \(\omega_1\) ve \(\omega_2\), sırasıyla birinci ve ikinci mod özfrekanslarını temsil etmektedir.

Mod şeklinin iki açı genliği arasındaki oran:

\[ \frac{\Theta_1}{\Theta_2} = \frac{l_2\omega^2} {g-l_1\omega^2} \]

ile tanımlanmıştır.

Bağlı durumda FFT ne gösterdi?

İkinci fırlatmadan önce balon tether ile sabit durumdayken 10 saniyelik tutum kaydı üzerinde FFT uygulanmıştır. Pitch ve ray eksenlerinin her ikisinde iki belirgin frekans tepesi görülmüş; bu sonuç sistemin çift sarkaç modeliyle temsil edilmesini desteklemiştir.

Figure 13'te tethered durumda deneysel birinci mod frekansı 0,197 Hz, ikinci mod frekansı 0,886 Hz olarak verilmektedir.

Serbest yükselişte birinci mod gerçekten ortadan kalktı mı?

Mevcut veri bunu kesin olarak göstermiyor. Serbest yükseliş yalnız yaklaşık yedi saniye sürdüğü ve FFT analizi yaklaşık beş saniyelik pencere kullandığı için yaklaşık 0,2 Hz altındaki frekanslar çözülememektedir.

Serbest yükselişte ölçülebilir bantta birinci mod görülmemiştir; ancak kaynak bunun iki olası açıklamasını ayırmaktadır: mod gerçekten kaybolmuş olabilir veya bütün balon–fırlatıcı sisteminin daha uzun periyotlu hareketine dönüşerek 0,2 Hz'in altına kaymış olabilir.

Bu nedenle “serbest uçuş birinci modu ortadan kaldırdı” biçiminde kesin bir sonuç kaynak tarafından desteklenmemektedir. Daha uzun süreli serbest balon deneyi gereklidir.

Çift sarkaç modeli frekansları ne kadar doğru tahmin etti?

Çalışmanın 14. sayfasındaki Figure 13, deneysel frekansları doğrudan ölçülen geometriyi kullanan model ve fitted-\(l_2\) modeliyle karşılaştırmaktadır.

Birinci tethered mod için 0,197 ve 0,201 Hz değerleri yaklaşık %2 fark içindedir. İkinci modda ise doğrudan geometrik model belirgin biçimde düşük kalmaktadır.

Neden l₂ değerini büyütmek gerekiyor?

Modelde \(l_2\), fırlatıcının askı noktasından kütle merkezine olan geometrik uzaklığıdır. Ölçülen değer roket fırlatılmadan önce 0,483 m, roket ayrıldıktan sonra 0,378 m'dir.

İkinci modu deneysel frekansa yaklaştırmak için fitted \(l_2\) tethered durumda 0,90 m, serbest yükselişte 0,55 m olarak kullanılmıştır. Bunlar ölçülen uzunlukların yaklaşık 1,9 ve 1,5 katıdır.

Araştırmacılar bu artışı gerçek fırlatıcının fiziksel olarak uzaması şeklinde yorumlamamaktadır. Fitted \(l_2\), balon altındaki dört askı telinin bağlantılarının ideal sabit pivot kadar katı olmamasının dinamik etkisini temsil eden etkin parametredir.

Çalışmanın desteklediği sonuçlar

• CMG tabanlı azimut kontrol sistemi, yaklaşık yedi saniyelik serbest balon yükselişi sırasında çalıştırılabilmiştir.
• Üç fiziksel roket fırlatmasının tamamında ateşleme anındaki azimut hatasının mutlak değeri 7°'nin altında kalmıştır.
• N2 ve N3'te 100 Hz tutum verileriyle balon serbest yükselişi ve raydan ayrılma dinamikleri ölçülebilmiştir.
• Roll ve yaw kayıtlarında görülen eşzamanlı salınım, ray eksenine dönüştürülen koordinat sisteminde esas olarak ray etrafındaki roll hareketiyle açıklanmıştır.
• Roketin ray üzerinde ilerlemesi sırasında pitch-up davranışı yeniden gözlenmiştir.
• Tethered durumda çift sarkaç modelinin birinci mod frekansı deneysel değeri yaklaşık %2 içinde yeniden üretmiştir.
• İkinci modun deneysel frekansına ulaşmak için balon askısının gevşek sınır koşullarını temsil eden daha büyük etkin \(l_2\) değerleri gerekmiştir.
• Serbest yükselişte birinci mod 0,2 Hz ve üzerindeki ölçülebilir FFT bandında görülmemiştir.

Çalışmanın desteklemediği veya test etmediği sonuçlar

• Deney, stratosferik irtifadan operasyonel rockoon fırlatmasını doğrulamamıştır.
• 20 km irtifada aerodinamik sürükleme veya roket motoru performans artışı bu deneyde ölçülmemiştir.
• CMG azimut kontrolü kapalı çevrim otonom kontrol algoritması olarak test edilmemiştir; sistem radyo kumandasıyla manuel olarak yönlendirilmiştir.
• Üç deneyden bütün hava koşulları veya tam ölçekli rockoon sistemleri için genel bir azimut doğruluğu çıkarılamaz.
• Azimut hatasının bütün serbest bırakma–raydan ayrılma aralığında her zaman 7° altında kaldığı gösterilmemiştir; N2'nin maksimum hatası 8,3°'dir.
• Serbest yükseliş sırasında birinci sarkaç modunun fiziksel olarak tamamen ortadan kalktığı kanıtlanmamıştır; mod 0,2 Hz altına kaymış olabilir.
• Fitted \(l_2\) değerleri gerçek tel veya yapı uzunluğunun fiziksel ölçümü değildir.
• N2 için çıkarılan yaklaşık 1,9° motor itki hizasızlığı doğrudan ölçülmüş bir motor özelliği değildir.
• Yörüngeye yük yerleştirme, orbital injection accuracy veya gerçek operasyonel uçuş güvenliği bu üç düşük irtifa deneyiyle doğrulanmamıştır.
• Uzun süreli serbest balon uçuşunda düşük frekanslı sarkaç hareketi ölçülmemiştir.

Çalışmanın Yöntemi ve Bulguları

Deney tasarımının temel mantığı

Deney, fırlatıcının önce yere bağlı, daha sonra kısa süreli serbest balon askısında bulunmasını sağlayarak sınır koşulundaki değişimi doğrudan aynı sistem üzerinde oluşturmuştur. Böylece vinç deneyinde bulunan sabit üst pivot ile gerçek balon askısındaki hareketli üst sınır arasındaki fark incelenebilmiştir.

Roket ateşlemesi tether telleri bırakıldıktan yaklaşık üç saniye sonra yapılmış, fırlatma sonrası teller yeniden tutulmuş ve serbest yükseliş yaklaşık yedi saniyeyle sınırlandırılmıştır.

CMG parametreleri ve kontrol sınırı

Her CMG momentum çarkının atalet momenti \(3,286\times10^{-3}\) kg·m² ve nominal hızı yaklaşık 1290 rpm'dir. Gimbal hareketi ±90°'ye kadar mümkündür. Teorik tork denklemindeki \(\cos\theta\) terimi nedeniyle 90° gimbal açısında sistem saturation durumuna ulaşmaktadır.

Bu çalışma CMG'nin kapalı çevrim kontrol kazançlarını veya otomatik hedef takip algoritmasını değerlendirmemiştir; insan operatörün radyo kumandasıyla yönlendirdiği mekanik kontrol otoritesini deneysel olarak sınamıştır.

Sensör koordinat dönüşümü

Ray ve roket sensörleri yataya göre 60° eğimli olduğundan ölçülen \(x_r\) ve \(z_r\) bileşenleri CMG sensörünün koordinat sistemine dönüştürülmüştür:

\[ \begin{pmatrix} \omega_{x_r}\\ \omega_{z_r} \end{pmatrix} = \begin{pmatrix} \cos\theta_e & \sin\theta_e\\ -\sin\theta_e & \cos\theta_e \end{pmatrix} \begin{pmatrix} \omega_x\\ \omega_z \end{pmatrix} \]

Burada \(\theta_e=60^\circ\) fırlatma rayının yükseliş açısıdır. Dönüştürülmüş açısal hızlar daha sonra bias düzeltmesiyle entegre edilerek tutum açıları elde edilmiştir.

İkinci fırlatmada roket davranışı

N2 roketinin translasyonel ivmesi motor yanması sırasında ±40 m/s² sensör sınırını aşmıştır. Motor yanmasından sonra ivme tekrar ölçüm aralığına dönmüş ve roket yaklaşık 7,9–8,0 saniye civarında yere ulaşmıştır.

Tutum kayıtları roketin raydan ayrıldıktan sonra yaklaşık sabit roll hızıyla döndüğünü ve kaynak gözlemine göre önemli bir yön sapması göstermeden uçtuğunu belirtmektedir. Bu sonuç yalnız düşük irtifalı model roket uçuşuyla sınırlıdır.

Raydan ayrılma anı

N2'de roket ateşlemeden yaklaşık 0,4 saniye sonra rayın ucundan ayrılmıştır. Ray üzerinde ilerlerken pitch-up gözlenmiş; ayrılma anında kütlenin ani kaybı fırlatıcı tutumunda geçici bir bozulma oluşturmuştur.

Yaklaşık yedinci saniyede tether tellerinin balonun yükselişini yeniden durdurması fırlatıcı tutumunda ikinci bir belirgin bozucu etki yaratmıştır. Bu bölüm gerçek serbest balon dinamiğiyle yer bağlantısının yeniden kurulması arasındaki farkı ölçümde görünür hale getirmektedir.

Azimut kontrolünün nicel sonucu

N1'in serbest bırakma, ateşleme ve raydan ayrılma hataları sırasıyla −5,4°, −3,2° ve −4,8°'dir. N2 için aynı değerler +0,2°, +6,6° ve +2,7°; N3 için +1,4°, −2,0° ve +0,2°'dir.

Üç ateşleme değerinin tamamının mutlak büyüklüğü 7° altındadır. N2'nin ateşleme öncesindeki azimut değişiminin diğer iki teste göre daha büyük olması, sistemin bütün zaman boyunca sabit bir ±7° koridor içinde bulunmadığını göstermektedir.

Pitch-up ölçümünün yorumu

Kaynak ray sürtünmesinin pitch-up üzerindeki etkisini, motorun thrust misalignment açısıyla ilişkilendirmektedir. Önceki çalışmada ±1,5° thrust misalignment için yaklaşık −0,5° ile +2,5° pitch-up aralığı beklenmiştir.

N2'de ölçülen 3,2° pitch-up sonucundan yaklaşık 1,9° thrust misalignment çıkarımı yapılmıştır. Bu değer üretim toleransına ilişkin olası açıklamadır; motorun gerçek itki ekseni bağımsız bir ölçüm sistemiyle ölçülmemiştir.

FFT ve ölçüm penceresinin çözünürlük sınırı

Tethered analiz 10 saniyelik pencere kullandığından yaklaşık 0,1 Hz düzeyindeki frekans bileşenleri ayırt edilebilmektedir. Serbest uçuş penceresi yalnız beş saniye olduğundan temel frekans çözünürlüğü yaklaşık 0,2 Hz'dir.

Bu nedenle serbest uçuş modelinin tahmin ettiği yaklaşık 0,15 Hz birinci mod, deneyin FFT penceresi tarafından doğrudan çözülebilecek bandın altındadır. Kaynağın “birinci mod ölçülebilir bantta görülmedi” ifadesinin temel nedeni budur.

İkinci moddaki model farkı

Tethered durumda deneysel ikinci mod 0,886 Hz iken ölçülen geometriye dayalı model 0,628 Hz üretmektedir. Kaynak bu farkı yaklaşık %29 olarak ifade etmektedir.

Serbest yükselişte ikinci mod 0,787 Hz ölçülmüş; geometri tabanlı model 0,649 Hz vermiştir. Bu fark yaklaşık %18'dir.

Fitted etkin uzunluk kullanıldığında sırasıyla 0,885 Hz ve 0,789 Hz elde edilerek deneysel ikinci mod yaklaşık %1 içinde yeniden üretilmiştir.

Neden bu sonuç önemli?

Frekans farkı, vinçten veya ideal tek noktadan asılı mekanik modelin gerçek balon sistemine doğrudan uygulanmasının yeterli olmayabileceğini göstermektedir. Balon altındaki dört tel, çerçeve ve bağlantı noktalarının sonlu hareket serbestliği sistemin etkin sınır koşullarını değiştirebilir.

Bu nedenle gelecekteki rockoon sistemlerinde yalnız fırlatıcının kütlesi ve geometrik askı uzunluklarını kullanmak yerine balon–çerçeve–askı bağlantısının dinamik esnekliği ve etkin pivot davranışının da modellenmesi gerekebilir. Çalışma bu ihtiyaca deneysel veri sağlamaktadır; tam ölçekli bir tasarım modeli henüz doğrulanmamıştır.

Çalışmanın başlıca güçlü yönleri

Çalışma, daha önce vinç üzerinde denenmiş CMG fırlatıcıyı gerçek serbest yükselen balon askısına taşıyarak kontrol ve sarkaç dinamiğini fiziksel fırlatmalarda değerlendirmiştir. Üç farklı noktadaki atalet sensörleri, fırlatıcının rijit gövde davranışının ve roket hareketinin karşılaştırılmasına olanak sağlamıştır. Ölçülen özfrekansların analitik çift sarkaç modeliyle doğrudan karşılaştırılması da yalnız gözlemsel bir uçuş raporunun ötesinde nicel dinamik doğrulama sağlamaktadır.

Çalışmanın başlıca sınırlılıkları

En büyük sınırlılık yalnız üç fırlatma gerçekleştirilmiş olmasıdır. Serbest yükseliş her deneyde yaklaşık yedi saniyedir ve N2 ile N3'te sensör verilerinin bir bölümü kaybolmuştur. N1'in 10 Hz örnekleme hızı ayrıntılı launch-rail dinamiğini çözmek için yetersizdir. Serbest uçuş FFT penceresinin beş saniye olması 0,2 Hz altındaki birinci mod davranışını değerlendirmeyi engellemiştir.

Deney düşük irtifada gerçekleştirilmiştir; stratosferik rüzgârlar, çok düşük atmosferik yoğunluk, uzun süreli balon hareketleri, yüksek irtifa sıcaklıkları, tam ölçekli roket kütlesi ve orbital görev dinamiği bu çalışma kapsamında değildir.

Gelecek araştırmada ne yapılması gerekiyor?

Kaynağın en açık gelecek çalışma gereksinimi, serbest balon uçuş süresinin uzatılmasıdır. Daha uzun kayıt, 0,2 Hz altındaki birinci modun gerçekten hangi frekansa kaydığını belirlemeye ve bütün balon–fırlatıcı sisteminin düşük frekans hareketini ayırmaya olanak sağlayacaktır.

Daha fazla fırlatma sayısı, eksiksiz sensör telemetrisi ve daha uzun serbest uçuş, azimut hatasının istatistiksel dağılımını belirlemek için de gereklidir. Mevcut üç deney operasyonel bir rockoon sisteminin hedef doğruluğunu veya güvenilirliğini istatistiksel olarak kanıtlamaya yeterli değildir.

Kaynak ve Yöntem Notu

Tam özgün çalışma adı: Rockoon Launch Experiment with Azimuth Angle Control

Yazarlar: Tadayoshi Shoyama; Yutaka Wada; Shobu Oda.

Yazar sırası: Kaynaktaki özgün sıra aynen korunmuştur.

Eş katkı/eş birinci yazar: Kaynakta belirtilmemiştir.

Sorumlu yazar: Tadayoshi Shoyama.

Kurumlar: Planetary Exploration Research Center, Chiba Institute of Technology, Narashino City, Japan; AstroX Inc., Minamisoma, Japan.

Kaynak türü: Hakemli deneysel araştırma makalesi. Üç fiziksel model roket fırlatması, serbest yükselen balon askısı, CMG azimut kontrolü, jiroskop tabanlı tutum rekonstrüksiyonu ve çift sarkaç dinamik model karşılaştırması içermektedir.

Dergi: Aerospace

Yayınevi: MDPI

Cilt / sayı / makale numarası: 13(8), 709

Yayın tarihi: 7 Ağustos 2026

DOI: 10.3390/aerospace13080709

Resmî yayın bağlantısı: https://www.mdpi.com/2226-4310/13/8/709

DOI bağlantısı: https://doi.org/10.3390/aerospace13080709

Hakemlik durumu: Çalışma, hakemli Aerospace dergisinde yayımlanmış araştırma makalesidir.

Lisans: Creative Commons Attribution (CC BY) açık erişim lisansı.

Finansman: Araştırma Fukushima Innovation Coast Framework Promotion Organization tarafından yürütülen Innovation Creation Platform Program (“Fukushima Tech Create”) kapsamında, “Demonstration experiment of air-launching a micro rocket using a plastic balloon” projesiyle desteklenmiştir; bildirim numarası 4-Fuku-I-333'tür.

Veri erişilebilirliği: Çalışmanın verileri ticari kısıtlamalar nedeniyle açık veri deposunda yayımlanmamıştır. Kaynak, verilerin sorumlu yazardan talep edilerek ve non-disclosure agreement koşuluyla paylaşılabileceğini belirtmektedir.

Ek materyal: Kaynak, üçüncü rockoon fırlatmasının davranışını gösteren Video S1 ek materyalini bildirmektedir.

Çıkar çatışması: Tadayoshi Shoyama ve Yutaka Wada, rockoon launch services geliştiren AstroX Inc. ile afiliyedir. Kaynak bu ticari bağlantıyı açıkça beyan etmektedir. Diğer yazar için çalışmayı etkileyebilecek ticari veya finansal ilişki bildirilmemiştir.

Yazar katkıları: Kavramsallaştırma Tadayoshi Shoyama ve Yutaka Wada; metodoloji Yutaka Wada ve Tadayoshi Shoyama; araştırma, biçimsel analiz ve veri kürasyonu Tadayoshi Shoyama; ilk taslak Tadayoshi Shoyama; gözden geçirme ve düzenleme Yutaka Wada; denetim ve proje yönetimi Yutaka Wada ile Shobu Oda; finansman edinimi Shobu Oda tarafından gerçekleştirilmiştir.

Düşük irtifa deney sınırı: Makalenin girişinde stratosferik rockoon sistemlerinin yaklaşık 20 km irtifada sağlayabileceği atmosferik avantajlar tartışılmaktadır. Mevcut deney ise 150 m'nin altında gerçekleştirilmiştir ve serbest yükseliş yaklaşık yedi saniyedir. Verianla bu iki ölçeği birbirine karıştırmamaktadır.

Kontrol sistemi sınırı: Kaynak CMG tabanlı sistemi “active azimuth control” olarak tanımlamaktadır; fakat CMG deneyde radyo kumandasıyla manuel olarak işletilmiştir. Çalışma otonom veya kapalı çevrim azimut kontrol algoritması doğrulaması değildir.

7° azimut sonucu için kapsam notu: Üç deneyde ateşleme anındaki hatalar −3,2°, +6,6° ve −2,0°'dir ve mutlak değerleri 7°'nin altındadır. Serbest bırakmadan raydan ayrılmaya kadar olan maksimum hata ise N2'de 8,3°'dir. Bu nedenle 7° sonucu yalnız ateşleme anının sonucu olarak sunulmuştur.

Örnekleme ve veri kaybı sınırı: N1 10 Hz ile ölçülmüş ve kaynak bunu ayrıntılı tutum davranışı için yetersiz bulmuştur. N2 ve N3 100 Hz ölçümler kullanmıştır; ancak N2'de CMG sensörü, N3'te roket sensörü arıza nedeniyle veri kaybetmiştir. Nicel dinamik çıkarımların örneklem büyüklüğü bu nedenle sınırlıdır.

Birinci mod frekans sınırı: Serbest yükseliş FFT analizi beş saniyelik pencereyle yapılmıştır. Bu nedenle yaklaşık 0,2 Hz altındaki frekanslar çözülememektedir. Çalışma birinci modun ölçülebilir bantta görülmediğini gösterir; modun fiziksel olarak tamamen ortadan kalktığını kanıtlamaz.

Etkin l₂ yorumu: İkinci mod frekansını yeniden üretmek için tethered durumda 0,90 m, serbest yükselişte 0,55 m fitted \(l_2\) kullanılmıştır. Bunlar fiziksel askı uzunluğunun yeni ölçümleri değil, gevşek balon askı kısıtının etkisini temsil eden model parametreleridir.

Pitch-up yorumu: N2'de ölçülen 3,2° pitch-up üzerinden önerilen yaklaşık 1,9° thrust misalignment değeri model tabanlı çıkarımdır; motor ekseni doğrudan ölçülmemiştir.

Bilimsel sınır: Çalışma üç düşük irtifa model roket fırlatmasında serbest balon askısının dinamik davranışını ve manuel CMG azimut kontrolünü incelemektedir. Sonuçlar tam ölçekli stratosferik rockoon, orbital fırlatma, operasyonel trajectory accuracy veya uzun süreli uçuş güvenilirliğinin doğrulaması değildir.

İçerik üretim yöntemi: Bu Verianla açıklamasındaki deney koşulları, denklemler, fırlatma parametreleri, sensör sonuçları, azimut hataları, frekans değerleri ve bilimsel sınırlar incelenen kaynak çalışmaya dayanmaktadır. Dış bibliyografik kontrol yalnız çalışma kimliği, resmî yayın kaydı ve hakemlik durumunun doğrulanması için kullanılmış; dış kaynaklardan yeni uçuş performansı veya kaynakta bulunmayan rockoon sonucu ana metne eklenmemiştir.