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 H6 raket H6b vlucht
Logo  

Verslag H6b raketvlucht



Inhoud
1 Opbouw van de raket
2 Voorbereidingen
3 Lancering en vlucht
4 Recovery
5 Analyse telemetre
6 Analyse van dia's en video
7 Analyse IRM - Overzicht
8 Analyse IRM - Aangedreven fase
9 Analyse IRM - Stijgfase
10 Analyse IRM - Daalfase
11 Samenvatting en conclusies
Ap Gebruikte afkortingen

In dit verslag is de informatie die betrekking op de vlucht van de raket H6b, zoals deze heeft plaatsgevonden op maandag 24 oktober 1994 op ASK 't Harde, bijeengebracht. Naast een verslag van de vluchtdag zelf wordt een gedetailleerde analyse van het verloop van de vlucht gegeven aan de hand van het overvloedig beschikbare feitenmateriaal bestaande uit IRM- en telemetrische gegevens, dia- en filmmateriaal. 

Aspecten die samenhangen met de organisatie van de lanceerdag worden hier niet vermeld, tenzij zij van betekenis waren voor de voorbereidingen en de vlucht van de H6b.



 

1.

 

Opbouw van de raket [Top] [Inhoud] 


De ombouw van de H6a raket naar de H6b raket bestond uit het volgende werk: 
Component Activiteiten


Zender: verbeterd ontwerp gebouwd en getest, nieuwe behuizing.
Grondsegment: uitgebreid met filter en audiomodules, voorzien van nieuwe krachtige software (RMS en RFA).
Boattail: opnieuw gemaakt en (2x) voorzien van spiraalantenne en opnieuw afgeregeld. Rijkwijdte tests uitgevoerd (3x).
Deblocking device: geheel vernieuwd met verbeterd ontwerp, getest in opstelling.
Substructure: Opghanging electronica geheel opnieuw ontworpen en gebouwd.
Timer: gerepareerd na schade vlucht H6a.
Impact Resistent 
Module (IRM):
nieuw ontworpen en gebouwd.
Controller: nieuwe en verbeterde print gebouwd.
Controller software: talloze malen aangepast en getest met en zonder emulator.
Kabelboom: uitgebreid met nieuwe functies.
Parachuterings- 
systeem:
nieuwe loodsparachute, sleeve, luik en spinners vervaardigd. Loodsparachute diverse malen getest.
P/T-meter: gebouwd en gecalibreerd in druk- en temperatuur meetopstellingen.
G/F-meter: gebouwd en gecalibreerd in krachtmeetopstelling.
Motor: pasring vervaardigen en aanbrengen.




 

2.

 

Voorbereidingen [Top] [Inhoud] 


Uitgangspunt voor de low-profile lanceerdag was dat de organisatie slechts een minimum aan inspanning zou vergen en dat er geen technische wijzigingen aan de raket meer zouden behoeven te worden doorgevoerd. Om die reden is er buiten de actieve NERO kern weinig ruchtbaarheid gegeven aan het gebeuren. Uit het draaiboek voor de NLD (zoals gebruikt in september) zijn alleen die delen overgenomen die minimaal noodzakelijk waren om veiligheid te garanderen, en die door een kleine groep mensen op korte termijn zouden kunnen worden gerealiseerd. Dit komt globaal overeen met de aanpak zoals die binnen de NERO in de jaren 60 en 70 gebruikelijk was. De verantwoordelijkheid voor de organisatie was formeel weliswaar in handen van de federatie (onder meer wegens de verzekeringen) maar de praktische uitvoering zou vooral door mensen van NERO Haarlem moeten gebeuren. 

De opbouw van de infrastructuur was gebaseerd op een uittreksel van het NLD draaiboek in de vorm van een checklist. Voor de installatie van het grondsegment en de ontsteekinstallatie is gebruik gemaakt van een, door de militairen ter beschikking gestelde, verrijdbare cabine voorzien van tafels, stoelen en netspanning. Het grondsegment was voorzien van twee laptop PCs met aparte kleurenmonitors. De antenneinstallatie stond buiten de cabine opgesteld. De communicatie tussen de diverse posten werd onderhouden door middel van vier 27 Mc portofoons, met als back-up (met name voor de grotere afstanden) een set van twee portofoons. 

De opbouw van de toren werd verzorgd door NERO Eindhoven met assistentie van de aanwezigen. De gereviseerde startkist werd geleverd door Frans den Boer. 

Operationele teams zoals bij de NLD bestonden niet. De coordinatie van pyro, lanceerprocedure, recovery, fotografie e.d. berustte bij enkele personen die daar gezien hun ervaring het meest voor in aanmerking kwamen. Er was niet voorzien in een coordinator meteo, en raket controle (reeds uitgevoerd in september). 

De gehele opbouw van de infrastructuur nam ongeveer 3,5 uur in beslag. Er waren in totaal 19 toeschouwers vanuit NERO (inclusief teambemanning), afgezien van personeel van het ASK. 



3. Lancering en vlucht [Top] [Inhoud]

Na het opbouwen van de infrastructuur en het controleren van de primaire raketfuncties met behulp van een testkastje en de downlink werd een fotosessie georganiseerd. Hierna werd de raket in de toren geplaatst door het torenteam. Nadat het publiek zich nabij de commandocabine had verzameld werd de raket omstreeks 13.00 uur geactiveerd. De downlink werkte goed dus de lanceerprocedure kon doorgezet worden. Na de aftelling bleek tot ieders ontsteltenis de ontsteking van de motor voor de derde maal in twee jaar te weigeren! Dit was een complete verrassing aangezien bij de eerdere weigeraars telkens sprake was van schakelproblemen in de startkist en deze problemen waren inmiddels verholpen. Als gevolg van deze weigering moest geconcludeerd worden dat ook de motor zelf ontsteekproblemen had. 

Gelukkig was deze keer gerekend op het ergste. Er was door NERO Haarlem ook een reservemotor meegenomen die ter plekke moest woren gemonteerd. Dit karwei nam ongeveer een uur in beslag, gedurende welke tijd de weersomstandigheden dramatisch verslechterden. Omstreeks 14.15 uur stond de raket weer gereed en geactiveerd in de toren. Op dat moment betrok de hemel volledig en barstte een hevig onweer los, gecombineerd met een stortbui en windvlagen. Dit had tot gevolg dat de downlink binnen enkele minuten wegviel en dat geen zicht meer was op het intern functioneren van de raket. Het was duidelijk dat het systeem niet was ontworpen voor en zeker niet getest was onder dergelijke condities. Aangezien het onder deze omstandigheden ook niet verstandig zou zijn om te lanceren, wegens het gevaar van ontladingen van statische elektriciteit en het ontbreken van communicatie en zicht, werd de aftelling stopgezet. Het lanceerwindow zoals dat door de raket iedere drie minuten gedurende enige seconden wordt vrijgegeven kon worden bepaald aan de hand van een stopwatch die was gestart op het moment van inschakelen van de boordspanning. 

Pas na drie kwartier, een aantal minuten voor de geplande sluiting van het lanceervenster van het ASK, trok het onweer weg en kwam de downlink geleidelijk weer terug. Door de tijdsdruk van het lanceervenster werd besloten de raket ondanks de nog slechte kwaliteit van de downlink te lanceren op de stopwatch. 

De ontsteking van de motor was onmiddellijk en volledig. De raket steeg vertikaal op, maakte boven de toren een plotselinge zwaai naar rechts en vloog stabiel verder in een richting die niet voorzien was in het vluchtscenario, c.q. de baanberekeningen. Na een paar seconden was de raket in de laaghangende (regen)wolken verdwenen waarna de downlink snel verslechterde en op een gegeven moment weer wegviel. Het radiosignaal bleef echter wel hoorbaar en klonk nominaal dus de interne systemen functioneerden vermoedelijk nog wel. Na 34 seconden, een seconde eerder dan verwacht, werd een zwakke knal in de lucht waargenomen: het uitwerpen van het parachuteluik. De bevestiging door de telemetrie kwam na ruim een minuut toen de downlink zich herstelde en het dalen van de raket gevolgd kon worden op de monitors. Aan de hand van de uitlezing van de druk-hoogte meter kon de actuele hoogte worden afgelezen. Zo bleek de daalsnelheid van de raket overeen te komen met hetgeen verwacht werd voor de loodsparachute: ongeveer 20 tot 30 meter per seconde. Voorafgaand aan het uitwerpen van de hoofdparachute (geprogrammeerd op 110 seconden na lift-off) gaf het grondsegment een attentiesignaal gevolgd door de bevestiging van de actie. De vertraging tussen de pyroacties en het uitwerpen bleek ongeveer een seconde te zijn. Na ontplooiing van de hoofdparachute kon op de monitor worden waargenomen dat de combinatie een stabiele daalsnelheid van ongeveer 10 meter per seconde had op een hoogte van 500 meter. Hierop spoedde de bemanning van launch control zich naar buiten om het laatste deel van de afdaling met het blote oog te volgen. De landing vond plaats na een vluchttijd van ongeveer drie minuten in een bos nabij de zuidoostelijke begrenzing van het ASK, op een afstand van naar schatting enige kilometers. Na de landing viel het zendersignaal weg. 



4. Recovery [Top] [Inhoud]

Nu kwam de recovery-ploeg in actie. Met twee voertuigen en in totaal zeven man toog men in de richting waarin de raket voor het laatst was waargenomen. Hierbij moest men volledig vertrouwen op de terreinkennis en de ervaring van de militairen aangezien men zelf hooguit een richting konden peilen. Het schatten van afstanden is veel moeilijker. Aangekomen bij een bos met een grootte van naar schatting een vierkante kilometer begon de zoekactie. Dit was een race tegen de klok, omdat de raket gevonden moest worden voordat de batterijen uitgeput waren, voordat het donker zou worden en voor einde werktijd van het ASK personeel. Het zoekteam kamde gedurende een uur zonder succes een aantal sectoren in het bos uit. Uiteindelijk werd de raket op het gehoor gevonden door een werknemer van het ASK die op eigen initiatief in een andere richting aan het zoeken was. 

De raket was geland in een open plek in het bos, temidden van bomen van zeker 20 meter hoog. De raket bleek op het oog in goede staat te verkeren. De buzzer (arm-signaal) functioneerde en kon op een afstand van enige tientallen meters gehoord worden. Na het vastleggen van het tafereel op foto en video was de eerste handeling aan de raket het vervangen van de arm plug door de safe-plug. Hierdoor zou de data inhoud van de IRM niet meer verloren kunnen gaan. De boordspanning zou ingeschakeld blijven tot de IRM leeggelezen zou worden in een PC van het grondsegment. Dit gebeurde korte tijd later in de commandocabine. Daarna werd de batterij uitgeschakeld en kon het afbreken van de infrastructuur beginnen. Omstreeks vijf uur 's middags werd het ASK verlaten en nam het sociale deel van het programma een aanvang. 



 

5.

 

Analyse van de telemetrische gegevens [Top] [Inhoud]


De eerste tape met het signaal van de H6 is opgenomen met behulp van de Kenwood KX-660HX cassettedeck van Mark Veltena, en een Cuna 2-meter ontvanger van Bernard. De antenne was een monopool met drie groundsprieten gemonteerd op een statief op ongeveer 2.5 meter boven de grond. De antenne stond buiten, terwijl de ontvanger zich in de cabine bevond. De antenne was achterovergekanteld onder een hoek van 30 graden. De coaxkabel tussen antenne en ontvanger was ongeveer 2.5 meter lang.Als gevolg van de regen was de ontvangstkwaliteit aanzienlijk verslechterd tenopzichte van wat bij droog weer gebruikelijk was. De ontvangstkwaliteit werd beinvloed door de aanwezigheid van mensen in de buurt van de antenne. 

De tweede tape is opgenomen met behulp van een eenvoudige batterijgevoede cassetterecorder van Richard van Leeuwen. De antenne was een monopool die rechtstandig was gemonteerd op het dak van een auto. De (zend-)ontvanger was voorzien van een ongefilterde audiouitgang zodat een signaalbandbreedte van meer dan 3 kHz geen beperking was. Door de matige kwaliteit van de tape zijn bij afspelen zwevingen hoorbaar. Deze hebben echter geen invloed op de reproduceerbaarheid van de gegevens. 
De tape bevat praktisch het volledige downlinksignaal van de raket, inclusief de lancering. Wel is hier en daar ruis hoorbaar in het signaal bij een ongunstige stand van de antennes ten opzichte van elkaar 

Bij de aftelling voor de feitelijke lancering (aanvang omstreeks 14.00 uur) verslechterde de weersituatie aanzienlijk. De lucht betrok, het begon te regenen en onweren pal boven het lanceerterrein. Het gevolg hiervan was dat de verbinding geheel wegviel. Toen na ongeveer 50 minuten het onweer voorbij getrokken was en het regenen minder werd kwam het downlinksignaal weer terug hoewel de kwaliteit sterk te wensen over liet. De raket is om die reden op de stopwatch gelanceerd. 

Er wordt hier geen analyse van de telemetrie data gedaan, aangezien de IRM goed heeft gewerkt en de informatie dus redundant is. De belangrijkste informatie voor het globaal reconstrueren van de vlucht (zoals bereikte hoogte, daalsnelheden, vluchtduur, atmosferische reconstructie) is echter ook uit de telemetrie data te halen. 

Opmerkelijke verschijnselen in het signaal van "tape grondsegment" (= tape 1) zijn het plotseling verslechteren van de kwaliteit van de verbinding 3 seconden na lift-off. Dit kan veroorzaakt zijn door het binnenvliegen van een wolk die veel water bevat. Op "tape van Leeuwen" (=tape 2) is daarentegen tussen 14 en 17 na lift-off een zware dip waar te nemen. Op dat moment is op tape 1 alleen ruis te horen. 

De signalen (ruisdips) van tape 1 en 2 vertonen een correlatie tussen 28 en 30 seconden na lift-off: uit de temperatuur en drukgegevens blijkt dat de raket op dat moment een ingewikkelde tuimelbeweging maakt als gevolg van het uitwerpen van de loodsparachute. 

Opmerkelijke correlaties tussen de signalen treden vervolgens op rond 63 sec., 70.5 sec en 77.5 sec. Op deze momenten blijkt het ontvangen signaal van tape 1 beter dan dat van tape 2, terwijl tape 2 voor het overige voortdurend beter van kwaliteit is! Dit heeft vermoedelijk te maken met de verschillende orientaties van de bijbehorende antennes. 

De periodiciteit van 7 sec in het signaal van tape 2 wordt vermoedelijk veroorzaakt door het langzaam slingeren van de raket aan de loodsparachute. Er zijn twee slingermodes: de eerste is die waarbij de gehele combinatie (raket-parachute) roteert als een diabolo; de tweede is die waarbij alleen de raket roteert om de spinner. Gezien de grote periodetijd (7 sec) lijkt de eerste slingermode het meest waarschijnlijk. 

De op beide tape geregistreerde periodiciteit van 2 sec in het signaal wordt op vergelijkbare wijze veroorzaakt door het slingeren van de raket-parachute combinatie aan de hoofdparachute. Nabij het tijdstip van landing is op tape 1 ook ruis met periodiciteit 0.5 sec te horen. Mogelijk zijn er dus twee slingermodes van de combinatie die tegelijkertijd optreden. Beide signalen vallen geheel weg 188 sec na lift-off, dat is ongeveer 2 seconden voordat de combinatie landt in het terrein. 



 

6.

 

Analyse van dia- en videomateriaal [Top] [Inhoud]


Er zijn door M. Tromp met een camera/winder twee dia's gemaakt van de lancering. Op de eerste dia bevindt de raket zich op een hoogte van ruim dertig meter boven de toren. Hierop is als referentie de toren en de horizon zichtbaar. Op de tweede dia is alleen de raket zichtbaar tegen een overigens egale achtergrond. 

Op basis van de eerste dia kan het volgende worden afgeleid. De lengte van de raket is bekend. Hieruit kan de hoogte waarop de raket zich bevindt als de dia wordt gemaakt worden berekend. Deze hoogte is 32.2 m (onderzijde vinnen). Aangenomen dat de raket versnelt met een gemiddelde versnelling van 265 m/s2 in de eerste halve seconde volgt dat de dia is gemaakt 0.49 seconde na lift-off, bij een snelheid van ongeveer 120 m/s. 

De hoek waaronder de raket op dat moment vliegt wijkt 10.5 af naar rechts (gezien vanaf de waarnemer) ten opzichte van de toren. De toren was ingesteld met een elevatie van 85 en een azimuth van de waarnemer af gericht. Op de dia lijkt de toren dus verticaal te staan. Dit betekent dat de raket kort na lift-off een koersverandering heeft ondergaan. De dia alleen bevat te weinig informatie om te bepalen hoe deze koersverandering precies is geweest. De steilste hoek waaronder de raket in het 'beste geval' is vertrokken is 79.5 waarbij het baanvlak een kwartslag naar rechts is geroteerd (ten opzichte van de ingestelde richting). In dit 'best-case' geval behaalt de raket zijn grootste hoogte. In het geval dat het baanvlak minder dan een kwartslag gedraaid is zal de hoek waaronder de raket vertrok minder steil zijn geweest. In het slechtst denkbare geval zal de raket wellicht bijna horizontaal zijn vertrokken in een richting van de waarnemer af. 

Het moment waarop de verandering in het baanvlak en elevatie plaatsvindt is globaal uit de dia af te leiden. Stel dat de koersverandering instantaan had plaatsgevonden, dan kan de positie van dat punt worden bepaald door het snijpunt van de richtingsvector van de raket en de lanceertoren te nemen. De hoogte waarop dit snijpunt ligt is 28.5 m boven de toren en het tijdstip waarop de raket daar langs kwam was 0.46 s na lift-off. 

Uit het rookspoor op de dia is een schatting te maken van de locaal heersende windsnelheid. Terugrekenend op welk punt de raket zich op elk moment na lift-off bevond en over welke afstand de rook zich in de verstreken tijd tot het maken van de dia heeft verplaatst volgt dat de windsnelheid vlak boven de toren ruim 4 m/s bedroeg en op een hoogte van 15 a 20 meter boven de grond tussen de 7 en 8 m/s. Daarbij is aangenomen dat de windrichting dwars stond op de ingestelde azimuth van de toren (en de kijkrichting van de waarnemer). Als de wind onder een andere hoek zou hebben gestaan dan zouden de windsnelheden groter zijn geweest. 

Het is gebleken dat op basis van een 'best-case' baanverandering (dus elevatie 79) de verschillende gemeten grootheden zoals druk en versnelling het best met elkaar in verband te brengen zijn. 



7. Analyse van de IRM data - Overzicht [Top] [Inhoud]

De ruwe IRM data is geconverteerd naar fysische grootheden met behulp van transferfuncties. De meeste transferfuncties in dit document worden gegeven voor 7-bits downlink data. Voor gebruik met 12-bits IRM datawoorden is de formule CNT(7-bits) = CNT(12-bits) x 127/4095 gehanteerd. De tijd-as is gereconstrueerd aan de hand van de bekende samplefrequenties en de controller status. Voor de Thrust is een gewijzigde evenredigheidsfactor (namelijk 63,325 N/CNT) gebruikt op basis van een best fit van de calibratiedata. 

De data zijn overgebracht naar een spreadsheet. De indeling van grootheden in de spreadsheet is gedaan in 'kanalen' zoals hieronder aangegeven. 

NB: Deze indeling is niet dezelfde als die van de 'downlink bytes'! 

  1. -
  2. IRM Frame counter
  3. Transmisie count (downlink frames)
  4. Controller status (vluchtfase/samplefreq.)
  5. P/T(0) Inwendige druk
  6. P/T(1) Temperatuur neus (totale temperatuur)
  7. P/T(2) Batterijspanning
  8. P/T(3) Inwendige temperatuur
  9. G/F(0) Versnellingsmeter
  10. G/F(1) Versnellingsmeter
  11. G/F(1) Stuwkracht
  12. G/F(2) Brug excitatiespanning
  13. Geintegreerde versnelling
  14. Status A (ontsteker en parachute status)
  15. Status B (count, safe/arm en lift-off)

Op het eerste gezicht kunnen hieruit de volgende conclusies worden getrokken: - De status A, status B en de controller status zijn goed overgekomen. - De versnellingsmeter heeft gewerkt tot het uitbranden van de motor en vertoont daarna onsamenhangend gedrag - De stuwkrachtsmeter heeft gewerkt tot ongeveer een halve seconde na lift-off en gaat dan voor het grootste deel van de rest van de vlucht in verzadiging. - De brug excitatiespanning wordt instabiel direct na lift-off en dit blijft zo gedurende de rest van de vlucht. - De inwendige druk en neustemperatuur verlopen vloeiend gedurende de vlucht en komen globaal overeen met hetgeen verwacht was. - De batterijspanning blijft redelijk stabiel met een ruis van een paar LSB. - De geintegreerde versnelling geeft, zoals verwacht, onbruikbare informatie (het integratie algoritme in de controller software was nog niet klaar). - De meeste analoge monitors vertonen transients/spikes op momenten dat er in de raket schokken of trillingen optreden. 

Reconstructie atmosfeer [Top] [Inhoud] 

Voordat de reconstructie van de vlucht kan plaatsvinden dient eerst de atmosfeer waar de raket doorheen is gevlogen te worden gereconstrueerd. Dit wordt gedaan aan de hand van de gelijktijdig gemeten druk en (neus)temperatuur tijdens het daaltraject. De gevolgde procedure wordt hieronder beschreven. 

 
Figuur 1 - Inwendige druk als functie van de tijd 

De set meetpunten (p,T) als functie van de tijd tijdens de afdaling, zie figuur 1, moest worden ontdaan van artefacten zoals kortdurende verstoringen in het signaal veroorzaakt door het uitwerpen van de loodsparachute en de slingerende beweging die de raket dan maakt. Opvallend in figuur 5 is de verschuiving van ongeveer 1 K in de temperatuurmeting gedurende de loodsparachute fase. Verschillende meetpunten met dezelfde p of T coordinaten moesten worden weggegooid om singulariteiten bij de wiskundige bewerking te voorkomen. De gereduceerde set (p,T) meetpunten wordt vervolgens numeriek geintegreerd over de druk vanaf de grond tot het hoogste punt: 

HXV-H6b-for (3 Kb) 

Hierin is R=8,31 [J/molK] de gasconstante, M=0,0288 [kg] de massa van een mol lucht, en g=9,81 [m/s2]. Het resultaat is een tabel en/of wiskundige formule voor zowel de druk als de temperatuur als functie van de hoogte. Aangezien beide grootheden gemeten zijn als functie van de tijd is daarmee ook de hoogte van de raket als functie van de tijd bekend: zie figuur 2 . 

 
Figuur 2 - Hoogte als functie van de tijd 

Uit deze informatie is ook de dichtheid van de atmosfeer als functie van de hoogte bepaald: De dichtheid wordt gebruikt in de computersimulatie van het stijgende traject zoals verderop beschreven. 

De nauwkeurigheid van de gebruikte methode hangt als volgt af van de gemeten grootheden: De relatieve fout in de hoogtebepaling is evenredig met de relatieve fout in de verhouding T/p van de gemeten absolute temperatuur en de gemeten druk, gewogen over het integratietraject. De verschuiving van 1 K in de absolute temperatuur bij de loodsparachute fase veroorzaakt een fout van ongeveer +1/300 x 5/6 = +0.3 % in de berekening van het hoogste punt. Overige fouten in de gemeten druk en temperatuur zijn kleiner dan dit effect doordat de sensors voor de vlucht uitvoerig gecalibreerd zijn. 



 

8.

 

Analyse van de IRM-data - Aangedreven fase [Top] [Inhoud]


De aangedreven fase begint op het moment dat de motor stuwkracht levert c.q. bij de ontsteking. Het activeren van de g-schakelaar en de vertraging die optreedt als gevolg van het filter in de timer geeft een vertraging van ongeveer 150 ms voordat de timer gestart wordt en de timer status verandert in LIFTOFF. Dat blijkt uit de gemeten versnelling en stuwkracht (figuur 3). Dit moment is gekozen als het tijdstip t=0 in de vlucht. 

Versnelling 

Het signaal van de versnellingsmeter is karakteristiek. Voor het moment van ontsteking wordt alleen de versnelling van de zwaartekracht (1 g) gemeten. De ontsteking zelf gaat gepaard met een scherpe piek van 26,5 g gevolgd door volledige ontbranding van de motor waarbij een versnelling van 28,7 g optreedt. Gedurende de eerste halve seconde wordt een vrij constante versnelling van gemiddeld 265 m/s2 geregistreerd. Daarna, ongeveer 560 ms na ontsteking, is een kleine dip in de grafiek waarneembaar waarna de versnelling lineair gaat stijgen tot een piekwaarde van 36,7 g op 1 seconde na ontsteking. Een dergelijke curve is karakteristiek voor een brandstofpil met stergeometrie. De versnelling zakt daarna snel terug tot negatieve waarden en gaat vervolgens in negatieve verzadiging. Voor de verdere verwerking van de gegevens is aangenomen dat het signaal bruikbaar blijft tot het negatief wordt op 1,2 s na liftoff (1,05 s vluchttijd). De brandtijd van 1.2 s (inclusief tail-off) is iets langer dan de 1.08 s die volgde uit analyse van de videobeelden. 

 
Figuur 3 - Machgetal als functie van de tijd. 

Stuwkracht en brug excitatiespanning 

Gedurende de aangedreven fase vertoont het signaal van de stuwkracht (figuur 3) een verloop gelijkvormig aan dat van de versnelling. Echter op 460 ms na liftoff stort het signaal in en komt in negatieve verzadiging. 

Het signaal van de gestabiliseerde excitatiespanning van de rekstrookbrug moet nominaal 5.0 V zijn maar was feitelijk 5.76 V. Dit is over het hoofd gezien in de telemetrie. Het signaal vertoont gedurende de aangedreven fase snelle variaties die een inverse kopie van het stuwkracht signaal lijken. Normaal gesproken is de grootte van het stuwkracht signaal evenredig met de aangelegde brugspanning. 

Verderop wordt aangetoond dat het versnellingsmeter signaal kan worden omgerekend tot effectieve stuwkracht met behulp van de bekende atmosferische gegevens, een schatting van de drag en een schatting van de massa als functie van de tijd. Het resultaat blijkt vrij nauwkeurig overeen te komen met de gemeten stuwkracht, althans voor wat betreft het eerste deel van de aangedreven fase. Na correctie voor de niet-stabiele brugspanning is de matching zelfs beter (verschil: -2.5% in de beginpiek; -0.2% op timer tijd 0 s; -5.9% vlak voor falen stuwkracht sensor). 

 
Figuur 4 - Stuwkracht als functie van de tijd 

Het instorten van het stuwkrachtsignaal op 0,46 s na liftoff vindt plaats op het moment dat de raket volgens de reconstructie uit hoofdstuk 6 een abrupte koerswijziging ondergaat. Een mogelijke verklaring is daarom gelegen in het onklaar raken van de meetbrug en/of de bijbehorende versterkers als gevolg van trillingen of vervormingen in de structuur van de raket. 

Het gereconstrueerde stuwkracht signaal komt zowel kwalitatief als kwantitatief goed overeen met de stuwkrachtscurve die door de fabrikant van de TG-10 is opgegeven. De gemeten curve geeft snellere variaties en een meer geprononceerde lineaire verbrandingskarakteristiek te zien. 

Verstoringen 

Een aantal andere sensors, waaronder de drukmeter, inwendige- en neustemperatuurmeter en batterijspanningsmeter vertonen een korte piek op het moment van ontsteking. Dit zijn zeker artefacten en geen meetresultaten omdat de sensors een veel langere responsietijd hebben en niet zo snel kunnen reageren. De verstoring bedraagt bij de temperatuursensors ongeveer 1,3 % en bij de drukmeter 2,7 % van de volle schaal waarde. Deze koppeling tussen mechanische trillingen en verstoring van electrische signalen is nog niet begrepen. 



9. Analyse van de IRM-data - Stijgfase [Top] [Inhoud]

Inwendige temperatuur 

Het Inwendige Temperatuur signaal vertoont een opmerkelijke correlatie met de statische temperatuur van de buitenlucht. De eerste is gemeten met een AD590 sensor met relatief lange responsietijd, de laatste daarentegen met een snel thermokoppel op de neustip, tijdens de afdaling. Over de responsietijd van de AD590 sensor (TO-52, metal can) vermeldt de datasheet: - in bewegende lucht: 13,5 s (v = 2,7 m/s) - in stilstaande lucht: 60 s Op 2 sec na lift-off is de verandering per tijdseenheid van de gereconstrueerde statische temperatuur van de buitenlucht 1,18 K/s. Voor de sensor binnen is gemeten 1,25 K/s, dus het gemeten temperatuurverschil binnen-buiten bleef ongeveer constant. Zo'n situatie is goed te beschrijven met een eerste orde model waarin de lucht in het electronica compartiment een temperatuur gelijk aan de buitentemperatuur heeft maar waarin de sensors een verschil in responsietijd hebben ter grootte: 

verschil in responsietijd = (temp.verschil binnen-buiten) / (dT/dt) 

Op t=2 s (raketsnelheid 290 m/s) geldt: Tbuiten = 7,3 oC en Tsensor = 18,4 oC Hieruit volgt een verschil in responsietijd van (18.4 - 7.3) / 1.25 = 9 sec. Dit is van dezelfde orde als de responsietijd van de AD590 in bewegende lucht. De waarnemingen kunnen dus verklaard worden door aan te nemen dat de lucht in de raket in beweging was en wel met minstens 2.7 m/s. Dat zou er op wijzen dat de romp aanzienlijk gelekt heeft. Een dergelijke berekening voor t=10 sec (raketsnelheid 150 m/s) geeft een veel minder duidelijk verband en levert responsietijden tot 60 sec, geldig voor stilstaande lucht. 

De enige gaten in de romp zijn kieren in het parachuteluik (tienden van mm) en verder is er de doorvoer van electrische bedrading door het DBD koppelstuk via twee gaten van 4 mm diameter. Het is de vraag of hierdoor een stroming van enig belang kan optreden. 

Druk en temperatuursensors 

De temperatuur die bij de neustip gemeten wordt, de 'totale temperatuur', is hoger dan de statische lucht temperatuur als gevolg van het aerodynamic heating effect. De kinetische energie van de luchtmoleculen wordt hier omgezet in warmte. Een van de doelen van het P/T-experiment was om de waarde van de recoveryfactor, een maat voor de warmteoverdracht aan de sensor, te bepalen door de gemeten temperatuur te matchen aan een eenvoudig model van dit proces. 



 

10.

 

Analyse van de IRM-data - Daalfase [Top] [Inhoud]


Wegschieten luik en uitwerpen parachute 

Het uitwerpen van de loodsparachute wordt ingeleid door het activeren van de pyrobout waarmee het luik zijwaarts wordt weggeschoten. De loodsparachute is hier met klitteband aan verbonden en deze wordt aldus naar buiten gedwongen. De (kristalgestuurde) timer voor het wegschieten van het luik stond afgesteld op 25s. De signalen van een aantal sensors zijn uitvergroot rond dit tijdstip (figuur 4). 

 
Figuur 5- Temperatuur neus als functie van de tijd 

Het volgende wordt waargenomen: 

Tijd [s] Waarnemingen


23.000 Raket vliegt over hoogste punt heen (gebaseerd op drukmeting in de romp).
25.000 "Ontstekerstatus" wordt 0 ten teken dat de ontsteekcondensator zich ontladen heeft. Spikes in signaal van brugspanning en drukmeter. Versnellingsmeter signaal wordt onrustig.
25.014 "Luik open status" wordt 0 ten teken dat er licht achter het luik is gekomen. Negatieve transient in het neustemperatuur signaal met hersteltijd van 100 ms.
25.033 "Loodspara uit" status wordt 1 ten teken dat er licht achter loodsparachute is gekomen.
25.300 Spike op brugspanning van de stuwkrachtmeter.
26.300 Transient in versnellingsmetersignaal ter grootte van halve volle schaal


Dit kan als volgt worden geinterpreteerd. De ontsteker wordt door de timer activeert op precies het ingestelde tijdstip. De timer is kristalgestuurd en zal over een periode van 25 s geen waarneembare afwijkingen hebben. De vertraging van de ontstekerstatus sensor en de sampling van de controller is bij elkaar minder dan 2 ms. Uit metingen tijdens ontstekertesten was al gebleken dat het 2-3 ms duurt voordat de ontsteker doorbrandt. Het is dus goed mogelijk dat het optreden van de schokgolf in de raket precies samenvalt met de het omklappen van de ontstekerstatus. 

Op exact dit moment worden ook spikes waargenomen in een aantal analoge signalen. Omdat de signalen fysisch niet zo snel kunnen veranderen ligt een zuiver elektrische oorzaak voor de hand. Mogelijke mechanismen zijn overspraak via bekabeling of belastingvariaties op de voeding. Er zijn na de vlucht testen uitgevoerd op het systeem om te onderzoeken of een dergelijke koppeling inderdaad bestaat, maar die konden deze hypothesen niet bevestigen. Blijft over een mechanisch-electrische koppeling, bijvoorbeeld een microfonie effect. De spikes blijven voorlopig onbegrepen. 

De vertragingen van "luik open" en "loods uit" (14 resp. 33 ms) worden grotendeels veroorzaakt door de sensortraagheid en hoeven dus geen relatie te hebben met de tijd die het kost om het luik te openen en de loodsparachute uit te werpen. 

De transient in het versnellingsmeter signaal kan wel samenhangen met de schok van het ontplooien van de loodsparachute. Het is echter niet zinnig iets over de grootte van de schok te zeggen omdat het signaal tijdens de vrije vlucht praktisch alle waarden in het bereik heeft aangenomen. Overigens bleek de sensor bij onderzoek na de vlucht weer normaal te functioneren. 

Stabilisatie 

Op het moment van uitwerpen van de loodsparachute vliegt de raket met de neus in de bewegingsrichting (richting snelheidsvector). Na stabilisatie hangt de raket aan de parachute en aangezien het zwaartepunt lager ligt dan het bevestigingspunt van de lijnen is dat met de neus naar boven (uitlaat naar de grond gericht). Tijdens het ontplooien en stabiliseren moet de raket onder invloed van de kracht van de parachute een draai van 180 graden maken. 

Uit het signaal van de neustemperatuur en de druk kan een indruk worden verkregen van wat er gebeurt. Beide signalen vertonen fluctuaties in de vorm van een gedempte trilling met een periodetijd van 2 tot 2.5 seconde (temperatuur) respectievelijk 1 sec (druk). Dit wordt veroorzaakt door de veranderende aanstroming van de raket als gevolg van de buitelbeweging. Het effect houdt ongeveer 5 seconden aan, vermoedelijk de tijd benodigd om de stand te stabiliseren. Als de +1 K fluctuatie in de temperatuur wordt veroorzaakt door aerodynamic heating, hetgeen zeer waarschijnlijk is, dan moet de snelheid van de raket door de lucht op dat moment ongeveer 50 m/s zijn geweest. Bij het buitelen neemt de sensor beurtelings een temperatuursverhoging en een -verlaging waar. Uit de vluchtsimulatie volgt een snelheid van ruim 40 m/s op t=25 s dus qua orde van grootte stemt dat overeen. 

Hoe de snellere periode van de fluctuatie in het druksignaal in dit verhaal past is niet duidelijk. De gevonden amplitude leidt tot een veel lagere snelheid van bijna 20 m/s. 

Afdaling [Top] [Inhoud] 

De daalsnelheid aan de loodsparachute kan eenvoudig berekend worden uit de verandering van de gereconstrueerde hoogte per tijdseenheid. Deze bedraagt 25.0 m/s en blijft gedurende de gehele afdaling aan de loodsparachute nauwkeurig constant. Aangezien de dichtheid van de lucht tijdens de afdaling aan de loodsparachute stijgt van 0.9 kg/m3 tot 1.26 kg/m3 moeten de eigenschappen van de parachute (vorm, draaisnelheid) zich aangepast hebben. 

De parachute was oorspronkelijk ontworpen voor een daalsnelheid van nominaal 30 m/s bij een raketmassa van 7 kg. Tijdens het testen bleek dat de parachute niet onvoorwaardelijk stabiel was (de lijnen draaiden onder bepaalde omstandigheden in elkaar). Daarom is in een laat stadium een spinner toegevoegd. Het effect hiervan is dat de parachute in een draaibeweging komt waardoor de effectieve drag toeneemt. De daalsnelheid neemt dus af. 

De timer voor het uitwerpen van de hoofdparachute stond afgesteld op 110 s na lift-off detectie. Met een nominale daalsnelheid aan de loodsparachute van 30 m/s en een berekende hoogste punt van ruim 3000 meter zou dit tot een parachutering op een hoogte van ongeveer 500 meter leiden. Zelfs bij daalsnelheden tot 35 m/s zou er voldoende marge zijn om nog voor het bereiken van de grond te parachuteren. 

Eerder is gebleken dat de daalsnelheid slechts 25 m/s bedroeg. Hierdoor vond het uitwerpen van de hoofdparachute al op 800 meter hoogte plaats. De totale vluchttijd werd hierdoor verlengd met ruim een halve minuut. 

 
Figuur 6- Temperatuur neus als functie van de tijd 

In figuur 5 en 6zijn de signalen van enige analoge sensors uitvergroot rond het moment van parachutering. Uit het status signaal kan worden afgeleid dat het deblocking device van de hoofdparachute op exact de ingestelde tijd (110 s) werd geactiveerd. Het duurt vervolgens 0.9 s voordat het uitwerpen van de hoofdparachute (eigenlijk: de sleeve met de parachute er nog in) wordt bevestigd. Deze vertraging wordt veroorzaakt door de tijd die nodig is om de lijn tussen loodsparachute en sleeve strak trekken, en de sleeve met de hoofdparachute erin door de opening in het parachutecompartiment naar buiten te trekken. 

De signalen van druk en inwendige temperatuur lopen, afgezien van kleine spikes, door met een helling die onveranderd is tot het moment dat de hoofdparachute status het uitwerpen bevestigd. Er zijn op dat moment weer spikes te zien (in tegengestelde richting), gevolgd door een fluctuatie met een duur van ongeveer 0.6 s. Daarna is de mate van verandering van het signaal weer constant. Opmerkelijk aan het signaal van de trage inwendige temperatuursensor is dat deze een respons vertoond die als twee druppels water lijkt op die van de snelle druksensor. Aan het signaal van de neustemperatuur is te zien dat het bijna 5 seconden duurt voordat de situatie zich werkelijk gestabiliseerd heeft. 

De daalsnelheid van de raket aan de hoofdparachute is af te leiden uit de verandering van de gereconstrueerde hoogte per tijdseenheid. Deze bedraagt 10.2 m/s. 

Landing [Top] [Inhoud] 

De landing vindt plaats ruwweg 190 s na lift-off. In de sensordata zijn rond dat tijdstip een aantal "events" waar te nemen die niet allemaal op het zelfde moment vallen. Het duidelijkst is het druk signaal. De druk blijft toenemen tot 190.6 s na lift-off, dan volgt een spike en het signaal wordt constant. Meest waarschijnlijk is daarom dat op dit moment touch-down heeft plaatsgevonden of dat de raket toen op z'n kant is gevallen. Andere signalen vertonen spikes op 190.3 s (inwendige en neustemperatuur, brugspanning) of 190.4 s (batterijspanning). 

Een ander duidelijk signaal is dat van de neustemperatuur. Vanaf 191.8 s na lift-off relaxeerd het signaal naar een evenwichtswaarde, met een tijdsconstante van ongeveer 1 s. Op basis van een computersimulatie (Interim-project, 1985) is bekend dat de tijdsconstante voor een warmtegeleidingsproces bij dit thermokoppel een waarde van 1.1 seconde heeft. Dat betekent dat de raket vanaf 191.8 s bewegingsloos op de grond lag. 

Kort voordat de raket de grond raakt registreren een aantal sensors ook een duidelijke schok. Bij 188 s na lift-off vertoont de inwendige temperatuur een discontinuiteit en ook de neustemperatuur 'ziet iets'. Iets dergelijks is ook te zien rond 188.5 s bij een aantal sensors. Dit is 1.8 s voor het geschatte moment van touch-down. In die korte tijd legt de raket aan de parachute een afstand van 18 meter af, ongeveer de hoogte van de bomen bij de landingsplaats. Het lijkt daarom mogelijk dat de combinatie kort voor de landing een boom(tak) heeft geraakt. De landingsplaats was een open plek in het bos. De raket lag op de grond op vijf meter van de stam van een berk. Er is bij inspectie ter plaatse geen uitwendige schade aan de raket of de parachute geconstateerd. 

Zoals al in hoofdstuk 5 (Analyse telemetrie) is opgemerkt valt het downlink signaal tussen 184 en 188 s na lift-off geheel weg. Vanaf dat moment wordt het radiosignaal geabsorbeerd door het dikker wordende (natte) bladerdek van het bos tussen launch control en landingsplaats. 



11. Samenvatting en conclusies [Top] [Inhoud]

De vlucht van de H6B heeft een overvloed aan gegevens opgeleverd aan de hand waarvan het verloop van de vlucht kon worden gereconstrueerd. Bij de vluchtreconstructie en -analyse is bewust geprobeerd hierin zo ver te gaan als redelijkerwijs mogelijk is, om te zien hoe gegevens met elkaar in verband kunnen worden gebracht en waar sterke en zwakke plekken zitten. Het falen van een aantal sensors heeft de analyse bemoeilijkt in de zin dat de interpretatie van gegevens hierdoor niet meer eenduidig was zodat gezocht moest worden naar extra, indirect, bewijsmateriaal. Hierdoor is het inzicht in de factoren die het verloop van de vlucht bepaalden verbeterd. 

De belangrijkste resultaten van de H6B vlucht zijn de volgende: 

  1. Het concept van de Impact Resistent Module voor de opslag van data aan boord is succesvol gebleken. De hoge sampling snelheid op kritieke momenten in de vlucht maakte, gecombineerd met de hoge (12-bits) resolutie van de ADC, nauwkeurige analyse van gebeurtenissen mogelijk.
  2. Het P/T experiment is zeer waardevol voor het reconstrueren van de vlucht. Praktisch alle gegevens met betrekking tot het daaltraject kunnen hieruit worden afgeleid.
  3. Het versnellings en stuwkracht experiment heeft, ondanks gedeeltelijk falen, toch zinvolle informatie opgeleverd over de aangedreven fase. In combinatie met het Simulink model kan dit een zeer krachtig instrument voor reconstructie van met name het stijgende traject zijn.
  4. Praktisch alle analoge sensors blijken in meer of mindere mate gevoelig te zijn voor mechanische verstoringen in de omgeving van de raket, zoals schokken en trillingen. Zolang dit probleem niet is opgelost is het niet wenselijk de sensors te gebruiken in systemen voor on-board standreconstructie, dynamische parachutering en dergelijke.
  5. Het belang van foto en videoopnamen voor het analyseren van het vluchtverloop kan moeilijk worden overschat.
  6. Zeven jaar oude TG-10 motoren lijken onbetrouwbaar te zijn voor wat betreft ontsteking en stabiliteit van de verbranding. Als de ontsteking faalt en geen reserve motor voorhanden (meer) is, moet de raket worden omgebouwd.

De belangrijkste technische conclusies zijn al vermeld in de voorgaande analyses van delen van de vlucht. 



 

11.

 

Gebruikte afkortingen [Top] [Inhoud]


De gebruikte afkortingen met hun betekenis: 

ASK - Artillerie Schietkamp 
CNT - C
ounts 
DBD - D
eblocking Device 
G/F -
'G' (acceleration) and Force (thrust) sensor 
IRM - I
mpact Resistent Module 
LSB - L
east Significant Bit 
NLC - N
ationale (NERO) Lanceercampagne 
NLD - N
ationale (NERO) Lanceerdag 
P/T - P
ressure and Temperature sensor 
RMS - R
ocket Monitor System 
RFA - R
ocket Frame Analyser



Top Inhoud