In Nederlands No English
Home page Organizational Structure Launches Projects Rocket motors Pictures NERO History Join NERO Definitions Safety Research Links Sitemap Search
NERO Projecten H11 raket H11a vlucht
Logo  

Verslag H11a raketvlucht



Inhoud
1 Inleiding
2 Analyse
3 Figuren
4 Conclusie

De lancering van de van H11a, in het kader van het H10 programma, was veelbelovend. Evenals in 2003, echter, speelde het slechte weer ook deze keer weer parten. Nadat een andere raket na succesvolle lancering door de harde wind een ongecontroleerde landing had gemaakt, en de wind verder aantrok, werd na een misfire besloten de lancering van de H11a te cancellen.

Een tweede lancering op 18 juni 2004, verliep vlekkeloos



 

1.

 

Inleiding [Top] [Inhoud]


De H11 is een nieuwe door Haarlem gebouwde raket, die zo ontworpen is dat hij met een payload van enige kilo's een hoogte van tussen 1 en 2 kilometer kan bereiken. Het was de bedoeling hem op 7 mei j.l. te lanceren maar als gevolg van het slechte weer waren er problemen met de motor. Hij wilde niet ontsteken, mogelijk als gevolg van vochtigheid, maar wellicht ook doordat de motor geen membraan heeft en langzaam op druk komt. In de weken na de lanceerdag is het ontsteeksysteem verbeterd en opnieuw statisch getest, nu met membraan. Daarna is op 18 juni een low-profile extra ingelaste lanceerdag georganiseerd, en toen lukte het wel. In dit artikel worden de eerste resultaten van de vluchtanalyse gepresenteerd.


 

2.

 

Analyse van de RDAS gegevens [Top] [Inhoud]


Voor de vluchtanalyse zijn drie gegevensbronnen gebruikt:
  • videobeeldjes van de lancering (tot ruim een seconde na lift-off)
  • gegevens uit de RDAS, druk en versnelling
  • waarnemingen van de militaire Doppler radar.

Dopplar radar
De radar stond opgesteld vlak bij de voet van de lanceertoren, en was in staat de raket te volgen bij het opstijgen. Op deze manier konden de snelheid, afstand (range) en versnelling van de raket worden bepaald.

Deze gegevens werden aangeleverd in een print-out. De print-out (pagina's met rijen getallen) zijn door John Koster met een speciaal computerprogramma ingescand en omgezet in elektronische vorm, en daardoor werd het mogelijk ze te bewerken met een Excel spreadsheet. Radardata zijn beschik-baar van de eerste 7 seconden van de vlucht, en omdat het even duurt voordat het systeem gelocked is op de raket kan de de tijd-as een fractie van een seconde verschoven zijn ten opzichte van die van de RDAS metingen. De operators van de radar gaven aan dat de metingen een nauwkeurigheid van 0,1% hebben. Omdat de snelheid en vertraging direct na het uitbranden van de motor werden gemeten, en de massa van de raket op dat moment en de dichtheid van de lucht bekend zijn, kon de luchtweerstandcoŽfficiŽnt worden bepaald. Dit is te zien in figuur 1: het product Cd.A (A = referentieoppervlak van de raket). Na delen door A volgt hieruit een Cd waarde van 0,431; dicht in de buurt ligt van wat we verwachtten. Verder was de maximale snelheid 191 m/s (zie figuur 2), wat veel hoger is dan we vooraf hadden aangenomen op basis van de statische testresultaten van de motor! De motor was uitgebrand op een hoogte van ruim 100 meter. De gemeten waarde van de versnelling tijdens het branden van de motor klopt vreemd genoeg totaal niet met de werkelijkheid, maar zodra de raket ballistisch gaat vliegen (op de luchtweerstand) is de waarde weer heel nauwkeurig.


Gegevens uit de RDAS

De vraag was natuurlijk of de gegevens van de radar in overeenstemming waren met die uit de RDAS. Door middel van een bewerkelijk proces van iteratie is het mogelijk de stuwkrachtskarakteristiek van de raketmotor te reconstrueren. Daarvoor moet eerst bekend zijn hoe de atmosfeer eruit ziet (verband tussen luchtdichtheid en hoogte), vervolgens hoe snel de raket hier doorheen vliegt en op welke tijd hij op een bepaalde hoogte is. Dat gaat door (2-D) integreren van de versnellingsmeterdata. Na het moment dat de motor is uitgebrand is er alleen luchtwrijving en de zwaartekracht waardoor de raket wordt afgeremd. De zwaartekracht is bekend, dus kan de luchtwrijving (drag-coŽfficient) worden berekend. Hierna kan het effect van de luchtwrijving weer van de versnellingsmetingen tijdens de aangedreven fase worden afgetrokken. Als we ook de massa van de raket op ieder moment weten kan uit de actuele waarde van de versnelling dus de actuele stuwkracht worden berekend. Helaas is de massa op ieder moment niet bekend, omdat de verandering van de massa afhangt van de efficiency van de stuwstof, c.q. de specieke impuls. We kennen immers alleen de begin- en eindwaarden van de raketmassa nauwkeurig. Een kip-en-ei probleem dus. Gelukkig kan dat met een spreadsheet iteratie worden opgelost. Het resultaat is de stuwkrachtcurve in figuur 3.


Motor gegevens
Het is onmiddellijk duidelijk dat de Thrust-18 motor een veel hogere stuwkracht heeft geleverd dan verwacht. De totale berekende impuls was 1831 Ns bij een specifieke impuls van 121,1 seconde. De brandtijd was wel zoals voorspeld, ongeveer 0,95 seconde. Tegelijk volgt uit de spreadsheet ook een waarde voor de maximale snelheid en drag. De maximale snelheid bedroeg 188 m/s, dus ongeveer 1,5% lager dan uit de Doppler metingen. De best-fit drag was exact gelijk (0,432) aan de waarde uit de Doppler metingen! Gezien de nauwkeurigheid van de sensors kan gesteld worden dat de resultaten van de Doppler metingen bevestigd worden.

Hoogte meting
Een tweede reeks resultaten komt uit de druksensor gegevens. In figuur 4 staat de drukhoogte als functie van de tijd weergegeven. De drukhoogte is bepaald met een model van de standaard atmosfeer, met aanpassingen voor de actuele meteocondities op de grond (druk en temperatuur). Hieruit volgt dat het hoogste punt lag op 1398 meter en werd bereikt op 16,6 seconde na lift-off. Dit was ook precies het moment waarop de loodsparachute werd uitgeworpen. De daalsnelheid aan de loodsparachute bedroeg 18,3 m/s. Nu was de RDAS zo geprogrammeerd dat de hoofdparachute op 350 meter zou worden uitgeworpen, maar niet later dan 49 seconden na lift-off. Doordat de motorprestatie veel groter was dan verwacht kwam de raket ook veel hoger werd ruim voor het bereiken van het 350 meter drukvlak, de tijdslimiet van 49 seconden bereikt. De hoofdparachute kwam er dus uit op een hoogte van liefst 830 meter. De daalsnelheid bedroeg daarna gemiddeld 7,2 m/s en dit is aan de lage kant. De raket landde op 163,6 seconde na lift-off binnen de grenzen van het terrein nabij de bosrand. Hij kon snel worden gevonden met de peilontvanger die het 433 MHz baken gedurende de hele vlucht kon volgen.

Videobeeldjes
Een derde gegevensbron is een video-opname van Jurriaan van de Beek. Er zijn van de lift-off tot het moment van uit het beeld vliegen niet minder dan 43 beeldjes van de raket op zijn rookpluim beschikbaar. Hiermee is het mogelijk de windsnelheid te bepalen. Afstand tot de toren en lengte van de toren zijn bekend, hieruit berekent men de snelheid van de raket, de hoogte van de rookkolom en de snelheid van zijdelingse verplaatsing. Als ook de richting van de wind bekend is dan volgt hieruit direct de grootte van de windsnelheid. Er moet ook een correctie voor perspectivische vertekening worden uitgevoerd, omdat de as van de camera niet zuiver horizontaal stond opgesteld en omdat de raket zich van de waarnemer af beweegt (de afstand wordt groter tijdens het opstijgen). Alles bij elkaar genomen bleek de raket tot einde brandtijd op een hoogte van 100 meter gekomen te zijn, wat mooi in overeenstemming is met de RDAS en Dopplerradar data. Verder bleek de windsnelheid op die hoogte 6,7 m/s te bedragen, veel hoger dan de hoogtewind gegevens van de militaire meteo (waarop de toreninstellingen waren gebaseerd)! Het bleek dat om de positie van het landingspunt te verklaren, met inachtneming van de vluchttijd en de toreninstelling, een gemiddelde windsnelheid van 6,8 m/s noodzakelijk is. Klopt ook voortreffelijk met de video-opname.


 

3.

 

Verzamelde figuren in dit rapport [Top] [Inhoud]


LuchtweerstandscoŽfficient berekend uit gemeten versnelling, snelheid en dichtheidsmodel

 

Doppler radar: Gemeten snelheid, (berekende) versnelling en afstand

 

Figuur 3 Stuwkrachtcurve gereconstrueerd uit RDAS data, correctie voor sensorgevoeligheid, drag en lanceerhoek.

 

 
Figuur 4 H11 drukhoogte als functie van tijd.

 

5  
Figuur 5 Versnellingsmeter data

 

Figuur 5 en 6 geven nog de versnellingsmeter data, en ter vergelijking met figuur 3, het resultaat van de eerste stuwkrachtregistratie van de Thrust18 motor (zonder ontsteekmembraan). De verschillen met de vluchtregistratie zijn evident. Het verschil is nog niet verklaard, mogelijk is een probleem met de responsiesnelheid en/of calibratiebereik van de DARE statische testbank.
 
Figuur 6 Statische test Thrust-18 motor, (zonder membraan, Itot = 1646 Ns, brandtijd 1,5 sec));


 

4.

 

Conclusie en samenvatting [Top] [Inhoud]


Prettig die vluchten waarbij alles met elkaar klopt. Dat geeft vertrouwen dat het gevonden resultaat voor de Thrust-18 motor geen meetfout is. Rest nog te zeggen dat we voor de zekerheid de gegevens van de raket (massa, Isp, en drag) in het NAVRO programma Altical hebben gestopt om te zien hoe hoog hij zou komen. De berekende hoogte wijkt ongeveer een procent af van de gemeten (druk)hoogte.


Top Inhoud