In Nederlands Engels
Home page Organizational Structure Launches Projects Rocket motors Pictures NERO History Join NERO Definitions Safety Research Links Sitemap Search
NERO Projecten H6 raket Elektronica
Logo  

De H6 elektronica



De instrumentatie bestaat uit een aantal eenheden die meetgegevens verzamelen:
  • Een drukmeter
  • Een temperatuursensor op de punt van de neus
  • Een vibratiemeter
  • Een stuwkrachtsmeter
  • Een accelerometer met analoge integrator
  • Een magnetometer (indien de tijd het toelaat)

Recovery-timers

Het recovery gedeelte is autonoom en bevat alles wat essentieel is om de raket een behouden vlucht te laten maken, namelijk twee timers met de bijbehorende pyrosystemen (voor het luik en de hoofdparachute). De timers zijn digitaal instelbaar. Bij het ontwerp van de timers en het aansturingscircuit van de ontstekers is gestreefd naar eenvoud en betrouwbaarheid. Gepoogd is een falen zoals dat bij de H5 optrad onmogelijk te maken, de timers zijn in hoge mate storingsongevoelig. In de H6 zijn het recovery gedeelte en de instrumentatie gescheiden uitgevoerd. Het enige dat zij gemeen hebben is het batterijpakket, hoewel dit eventueel ook uit twee delen samengesteld zou kunnen worden.

Status-informatie

Daarnaast worden metingen van huishoudelijke aard verricht, zoals inwendige temperaturen en spanningen, uplink signaalsterkte en (maximaal) 24 statussen. De analoge signalen worden geselecteerd en gesampeld door een analoge multiplexer en vervolgens toegevoerd aan een 8-bits analoog/digitaal converter. Na conversie worden de gegevens in hoofdzaak opgeslagen in non-volatile RAM. Slechts een fractie van de gegevens wordt in real-time via de zender naar de grond gestuurd. De belangrijkste reden hiervoor is dat de downlink een beperkte capaciteit heeft, namelijk ruim 50 bytes/sec. In de raket wordt echter drie tot vier keer zoveel informatie geproduceerd.

Met de ervaringen met de H5 in het achterhoofd is speciale aandacht besteed aan het geheugen voor opslaan van de gegevens. Hiervoor is een zogenaamde Impact Resistent Module (IRM) ontworpen. De naam zegt het al: deze module moet in staat zijn een inslag van de raket te overleven.

Microcontroller

De microcontroller die het hart van het data-acquisitiesysteem vormt is van het type 68HC11. Praktisch alle functies die voor deze toepassing benodigd zijn, zijn op de chip ge´ntegreerd. Hij bevat 12 K EPROM (achter een venster), 512 byte EEPROM en bovendien 512 byte RAM die, als tenminste een externe back-up batterij is aangebracht, bewaard blijven indien de spanning wegvalt. De 68HC11 is voorzien van twee seriŰle bus interfaces:

  1. RS-232, deze wordt gebruikt voor de up-down link
  2. Serial-Parallel Interface (SPI) bus, voor data input/output

Verder is een acht-kanaals (8-bit) AD-converter op de chip aangebracht. Deze wordt niet gebruikt omdat alle AD-conversie op de analoge modules zelf wordt gedaan terwijl de data vervolgens via de SPI-bus naar de controller wordt gehaald. Hierop bestaat maar een uitzondering: het monitoren van de 5 V voedingsspanning voor de digitale modules.

Alle relevante vluchtfase informatie wordt opgeslagen in het RAM zodat kortdurende verstoringen op de voeding de goede werking van het systeem niet kunnen verstoren. Als de voeding gedurende meer dan drie seconden afwezig is wordt een systeem reset gegenereerd en komt de controller weer op in de pre-lift-off toestand. Het LIFT-OFF signaal wordt ontvangen vanuit de timer module waarop zich de G-schakelaar en de safe/arm schakeling bevindt.

Het stroomverbruik van de controller kan binnen de perken worden gehouden doordat het systeem een WAIT-state aan kan nemen. De 68HC11 heeft een volledig statisch design, dat wil zeggen iedere clocksnelheid tussen nul en het maximum (ongeveer 2 MHz) is acceptabel. De verwachting is dat de gehele print, inclusief de interface en een paar speciale circuits, een stroomverbruik van tussen de 30 en 40 mA heeft.

Versnellingsmeter

Een belangrijk deel van de instrumentatie is gericht op het doen van metingen aan de hand waarvan het verband tussen Mach getal en luchtweerstandscoŰfficiŰnt kan worden bepaald. Hiervoor is het nodig om op ieder moment in (met name) de eerste halve minuut van de vlucht de versnelling en de snelheid van de raket te kennen. De versnelling wordt rechtstreeks gemeten met een solid-state versnellingsmeter van het type IC-Sensors model 3021 (▒50 G range). Door de versnelling analoog te integreren wordt aan boord een waarde voor de actuele snelheid van de raket verkregen.

De analoge integrator wordt gestart door het LIFT-OFF signaal afkomstig uit de timer module. Zowel de versnelling als de snelheid worden gesampeld met een frequentie die afhangt van de vluchtfase. Voor lift-off kan dit 2 Hz zijn. Direct na lift-off, gedurende de aangedreven fase, moet veel sneller worden gesampeld om het gedrag van de motor te kunnen waarnemen. Gedurende deze tijd kunnen heftige vibraties in de structuur de metingen van de versnelling verstoren. In het uitgangssignaal van de analoge integrator echter zijn de fluctuaties veel kleiner en de maximale waarde die dit signaal bereikt (vlak na het uitbranden van de motor) is daarom een goede indicatie voor de snelheid van de raket.

Teneinde te kunnen bepalen welke hoogte raket heeft bereikt zou in principe het snelheidssignaal nog een keer ge´ntegreerd kunnen worden. Dit kan echter nauwkeuriger worden gedaan met behulp van de druk- en temperatuurmeter (PIT-meter) aan boord van de H6. Het komt erop neer dat door het uitvoeren van een numerieke integratie van het druk/temperatuur verband in de atmosfeer de hoogte als functie van de druk kan worden bepaald. De raketten Interim-03 en Pollux hebben (in 1986 en 1987) al met een PJT-meter gevlogen en de resultaten waren goed. De feitelijk PJT-profiel meting wordt verricht tijdens de afdaling van de raket aan zijn parachute. Tijdens de stijgfase echter, als de snelheden veel hoger zijn, kunnen ook interessante (temperatuur)metingen worden gedaan op de punt van de neuskegel. Door adiabatische compressie neemt hier de temperatuur toe met enige tientallen graden Celsius.

Vibratiemeter

Een laatste experiment is de vibratiemeter. Na analyse van de vluchtgegevens van de de H5 raket, was het vermoeden gerezen dat het trillingsniveau aan boord van de raket erg hoog was. Het doel van het vibratiemeter experiment is om een orde van grootte schatting van dit trillingsniveau te kunnen maken. Hiervoor worden de optredende vervormingen in bepaalde representatief geachte structuurdelen gemeten. Dit gebeurt met behulp van een rekstrookopnemer. De informatie-inhoud van het trillingssignaal is echter zo groot en de meettijd zo kort (een paar seconden) dat het niet doenlijk is hiervan een volledige tijd- of frequentiedomein presentatie te maken. Daarom wordt alleen de energie (of gemiddelde amplitude) gemeten die in een bepaalde frequentieband aanwezig is. Hiervoor moeten drie frequentiebanden worden geselecteerd waarvan op grond van theoretische overwegingen kan worden aangenomen dat het leeuwedeel van de trillingsenergie hierin terug te vinden is. Het probleem is hoe de meetresultaten moeten worden ge´nterpreteerd. Het trillingsniveau hangt immers niet alleen af van de trillingsbron (lees: de motor) maar vooral ook van de eigenschappen van de structuur zelf. Verder zou ook akoestische koppeling tussen structuurdelen een rol kunnen spelen. Op het moment van dit schrijven is het laatste woord hierover nog niet gezegd. Het is wel waarschijnlijk dat de opnemer op een printplaat zal worden bevestigd.


Blue=new Red=visited
101KB
Bekijk een schema van de elektronica van de H6
 
 
Top