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 H6c vlucht
Logo  

Verslag H6c raketvlucht



Inhoud
1 Inleiding
2 Voorbereiding en lancering
3 Vlucht
4 Bergingspoging
5 Analyse van de telemetrie
6 Analyse van foto en videomateriaal
7 Discussie

 

Na de succesvolle vluchten van de H6 raket als H6a (NLC 92) en H6b (1994) zou deze een derde en vermoedelijk laatste keer vliegen op de afgelopen NERO Lanceerdag op 20 september. De directe aanleiding hiervoor was het voorlopig in de ijskast zetten van de H7b "demonstratie vlucht" voor de VARA televisie. De voorbereidingen voor deze tweetrapsraket hadden al veel tijd gekost en er was nog slechts drie maanden te gaan om een raket voor de lanceerdag te bouwen. De enige haalbare oplossing was de H6 van stal te halen, deze te upgraden en lanceerklaar te maken. Aldus geschiedde. De instrumentatie werd verbeterd en uitgebreid ten opzichte van de vorige vlucht, en de raket werd voorzien van de beschikbare Penta-alfa motor. De oude TG-10 motoren werden niet betrouwbaar meer geacht na de weigeraars op de NLD 93 en 94 en hardnekkige berichten over explosiegevaar bij veroudering.

 



 

1.

 

Inleiding [Top] [Inhoud]


De H6 is een ingewikkelde raket om mee om te gaan. Het basisontwerp van de elektrische architectuur stamt uit 1991 en was een grotere verbetering ten opzichte van de H5 raket (gelanceerd 1987). Dit was gebaseerd op de destijds beschikbare mogelijkheden van de techniek en ervaring in de ploeg. Zo kreeg de H6 raket zowel een parallelle als een seriŰle digitale databus en bevonden zich instrumentatie modules door de gehele raket. De ontwikkeling van de processor software nam veel meer tijd dan gedacht, ook al doordat het project noodgedwongen werd gebruikt voor het debuggen van de krachtige nieuwe emulator. De software heeft een ingewikkelde functionaliteit om het hoofd te kunnen bieden aan de tegenstrijdige eisen voortkomend uit de wijze van aftellen en lanceren. Ook het mechanisch ontwerp van de H6 was veel complexer dan dat van zijn voorganger. De instrumenthouder was om redenen van gewichts-besparing hangend in zijn compartiment bevestigd. De ophanging was een deel van het pyrotechnisch systeem (deblocking device) van de parachutering. Testconnectors bevonden zich onder de neuskegel, de antenne was ge´ntegreerd met de boattail. Sensors werden onder voorspanning op het motorcompartiment gemonteerd. Door deze verwevenheid van mechanische en elektrische interfaces werd het in- en uit elkaar halen en integraal testen van de raket een lastig en tijdrovend karwei. De verzamelde documentatie van de H6 omvatte inmiddels zo'n drie volle ordners en in de praktijk deed de noodzaak tot een vorm van configuratie management voor de drie vluchtconfiguraties en vele testconfiguraties zijn intrede. 

Ondanks dat de H6 in zijn twee eerdere vluchten een aantal primeurs has opgeleverd was het wel duidelijk dat een volgende raket (H7, H8) een eenvoudigere, meer modulaire, architectuur zou moeten bezitten. In het kader van het H7-project was al eerder overwogen de H6 te gebruiken als een ontwikkelplatform voor nieuwe instrumentatieconcepten zoals GPS, situation awareness etc. Hiermee was er voor deze oudgediende dus toch een zinvolle taak weggelegd. 



 

2.

 

Voorbereidingen en lancering [Top] [Inhoud]


Ondanks de korte voorbereidingstijd was het H6 team er toch in geslaagd de raket op de donderdag voor de lancering min of meer vluchtklaar op te leveren. Bepaalde handelingen van de integratie waren zelfs bewust uitgesteld tot aankomst op het ASK om ter plekke te kunnen worden uitgevoerd. Dit betrof onder meer het testen van de downlink met ge´nstalleerde motor. Eerder was gebleken dat montage van de motor de effectiviteit van de boattail antenne nadelig be´nvloedde. Het was niet duidelijk of de maatregelen die hiertegen waren getroffen toereikend waren geweest. Ook kon het zwaartepunt van de raket logischerwijs alleen worden bepaald c.q. gecontroleerd met ge´nstalleerde motor. Maar alles was in orde zodat de timer test die 's avonds om 23.00 uur voor de dertigste keer (gaap) zou worden uitgevoerd ook wel routine zou zijn. Maar tot ontsteltenis van de aanwezigen vertoonde de timer opeens volkomen onvoorspelbaar gedrag! En dat terwijl dit stuk zogenaamd betrouwbare elektronica sinds zijn creatie vijf jaar geleden nog nooit gefaald had. Om het probleem op te lossen moest de zojuist gesloten en verzegelde capsule weer open en de substructure uit elkaar, om de print te kunnen inspecteren. Nu functioneerde alles opeens weer goed (zucht van verlichting, kopje koffie maken), maar tien minuten later weer onvoorspelbaar (adrenaline, hevig zweten), en er was natuurlijk niets te zien. Er werd besloten tot een brute force aanpak: alle 250 soldeerverbindingen op de print opnieuw solderen en opnieuw testen. Uiteindelijk bleek alles toch te werken en vrijdagnacht 03.00 uur was de H6C dan echt klaar. 

De volgende dag werd in de rakettent het grondsegment opgebouwd en de downlink getest. De werking van de downlink werd gedemonstreerd aan de reporter van het radioprogramma Teleskoop. Toen de raket in het begin van de middag naar de toren werd gedirigeerd klaarde het weer enigszins op. De hardnekkige mist die het onmogelijk had gemaakt de vlucht van de U-13 en E-36 eerder die dag te volgen loste op en het zicht verbeterde aanzienlijk. Hierdoor wakkerde de hoop weer aan met de nieuwe ge´nstalleerde theodolieten het landingpunt te kunnen bepalen. Dit was bij de andere twee raketten onmogelijk gebleken. Wel was de wind nogal krachtig maar aangezien de vlucht van de H6B bewezen had dat deze raket zelfs onder extreme omstandigheden goed geborgen kon worden maakte niemand zich daarover werkelijk zorgen. De toren was onder een hoek van 74,5 graden met de horizontaal gezet in de richting van de knik in de bosrand genaamd Brandput. Nadat de raket in de toren was geplaatst, werd het elektrisch systeem nogmaals getest, het pyrosysteem op scherp gezet, de neuskegel weer gemonteerd en de WC-rol verwijderd. De aftelling geschiedde vervolgens op de klok van de downlink. 



 

3.

 

Vlucht [Top] [Inhoud]


Op t=0 ontbrandde de motor en de raket steeg stabiel op. Als gevolg van de wind kon worden waargenomen dat de vluchtbaan na het verlaten van de toren een knik maakte maar het was moeilijk te zeggen in welke richting dat precies was. Binnen een paar seconden was de raket uit het zicht verdwenen en was het wachten op een signaal van de downlink dat zou aangeven dat uitwerpen van de loodsparachute had plaatsgevonden. Dat signaal kwam zoals gepland precies 21 seconden na lift-off (de timer had dus gewerkt) maar toch was er iets vreselijk mis want de raket was volgens de telemetrie slechts 1300 meter hoog gekomen, en na de parachutering was de snelheid niet afgenomen. Na ongeveer 34 seconden verdween het zendersignaal plotseling. Voor de vorm werd nog een paar minuten naar de hemel gekeken maar eigenlijk was het wel duidelijk dat de H6C was neergestort. De vraag was waar want de H6C is uitgerust met een crashbestendige solid-state recorder voor vluchtgegevens en die moet zo gauw mogelijk veiliggesteld worden. 


4. Bergingspoging [Top] [Inhoud]

De enige expliciete bron van informatie was de telemetrie. Deze gegevensstroom heeft weliswaar geen grote resolutie maar is in principe voldoende om de vlucht in grote lijnen te kunnen reconstrueren. Er waren drie belangrijke aanknopingspunten. Ten eerste het gegeven dat de bereikte hoogte slechts 1300 meter was geweest (tegen 1925 meter voorspeld voor de gegeven torenelevatie), ten tweede het feit dat de raket niet leek af te remmen na het uitwerpen van de loodsparachute, en ten derde de vluchtduur van slechts 34 seconden (voorspeld 41 seconden). De overige sensors gaven raadselachtige en vooral tegenstrijdige informatie en er werd besloten hier voorlopig niet naar te kijken. Een mogelijk scenario zou zijn een vlucht waarbij de motorprestatie om een of andere reden sterk achterblijft bij de specificaties, het hoogste punt dus te vroeg bereikt wordt en de raket al weer in duikvlucht is op het moment dat de loodsparachute wordt uitgeworpen. De parachute zal door de veel hoger dan geplande snelheid bezwijken en de raket vervolgt zijn vlucht praktisch ongestoord, met een inslag tot gevolg. Met behulp van het programma Flight kon een baan worden berekend waarvan de parameters overeenstemden met de telemetrische gegevens. Hierbij zou de raket zijn neergestort in de richting van de torenstelling op een afstand tussen 1500 en 1900 meter van de plaats van de lancering. 

Na de lancering van de E-39 werd snel een jeep met zeven mensen naar het berekende doelgebied gereden. Het tamelijke open en licht heuvelachtige terrein werd systematisch afgezocht maar de raket werd niet gevonden. Na een uur werd de zoekpoging gestaakt omdat de lanceerdag teneinde liep en de infrastructuur moest worden afgebroken. NERO Haarlem ging dus terug naar huis, zonder raket maar met drie tapes met telemetrie, en verscheidene video-opnamen en een aantal foto's van de lancering. 



 

5.

 

Analyse telemetrische gegevens [Top] [Inhoud]


Beschikbare informatie 
Voor de analyse van de vlucht was de volgende informatie beschikbaar: 

Telemetrie H6C (2 samples per seconde, 7 bit resolutie). Audiosignaal beschikbaar op drie verschillende tapes: "Grondsegment", "R. van Leeuwen", en "S. Rem". 

  • Druk
  • Temperatuur neustip
  • Versnelling (2 keer)
  • Geintegreerde versnelling
  • Stuwkracht
  • Overige (housekeeping)
  • Statusinformatie

Hieronder volgt een stap-voor-stap reconstructie van de gebeurtenissen aan boord van de raket, op basis van de telemetrische gegevens. 


Aangedreven fase
 
Uit stuwkrachtsignaal, na correctie voor spanning door opwarmen motor: geleverde impuls 2186 Ns - Nominale impuls (bepaald in statische tests): 2157 Ns - Vorm signaal (6 samples) klopt ruwweg met statische tests data. Conclusie: Motor heeft ruwweg nominale prestatie geleverd 

Uit neustip temperatuur signaal: - Maximum gemeten temperatuurverschil is 26.1 - 12.3 = 13.8 oC (na correctie voor hoogte 15.6 oC) en een recoveryfactor 0.83 (uit H6B-vlucht) volgt snelheid van 196 m/s. Gegeven de traagheid van de sensor (0,2 sec) en de tijdresolutie van de downlink (0,5 sec) zal in werkelijkheid een hogere snelheid zijn bereikt. 

Uit versnellingsmeter signaal: - Beide versnellingsmeters geven praktisch identiek signaal kwa grootte en verloop - Grootte van signaal blijft ver achter bij voorspelling. Totale integraal na uitbranden motor is 167 m/s. (zou moeten zijn 221 m/s op basis van nominale motorprestatie en massa raket) - Versnellingssignaal heeft niet dezelfde vorm als stuwkrachtsignaal, ook niet na correctie voor afnemende massa. 

Uit (aan boord) ge´ntegreerde versnellingssignaal: - Signaal is veel groter dan was voorspeld: 319 m/s (i.p.v. 221 m/s) - Signaal is niet in overeenstemming met versnellingsmeter signaal. 

Conclusie: calibratie fouten voor beide g-sensors (identiek ontwerp) in combinatie met schalingsfout (bitshift = factor twee) in de software voor de versnellingsintegrator. De versnellingsmeters waren niet end-to-end getest en uit de op de grond beschikbare "+1 G signalen" konden door de slechte resolutie van de downlink (en test-) signalen geen conclusies worden getrokken. Het full scale (50 G) calibratiesignaal van de sensor is via de downlink niet uitleesbaar. 


Ballistische fase 
Uit versnellingsmeter signaal: - Piek signaal vlak na uitbranden motor is 4 counts = -1.9 G. Hiervan -1 G toe te rekenen aan vrije val. Rest is luchtweerstand. Klopt binnen de meetnauwkeurigheid met voorspelde waarde van -0.8 G. - Gemiddeld signaal is 3 counts = -1.4 G ten opzichte van stilstand rechtop; hiervan is -1 G toe te rekenen aan de vrije val, blijft over -0.4 G als gevolg van luchtweerstand. Conclusie: Resolutie ontoereikend om te beoordelen of dit in overeenstemming is met verwachte snelheid. 

Uit druk signaal: - Raket bereikt hoogste punt 1277 + 30 meter op tijdstip 17 seconden na lift-off (correctie voor standaard atmosfeer uitgevoerd). Voorspeld was hoogste punt 1925 m op 20 s na lift-off. Uit de vlucht van de H6B weten we dat de druk die in de romp wordt gemeten praktisch gelijk is aan de statische druk van de lucht buiten de raket. - Baan is symmetrisch voor wat betreft hoogte-tijd ten opzichte van hoogste punt. Conclusie: Parachutes hadden geen effect en raket heeft voorspelde hoogte niet gehaald. 

Uit neustip temperatuur signaal, rond hoogste punt: - Temperatuursverschil met (berekende) omgevingstemperatuur op ongeveer 1300 m hoogte is 4.8 oC. Dit correspondeert met een snelheid van 110 m/s. - Er lijken inversies te bestaan op een hoogte van 700 a 900 meter. Dat wil zeggen de luchttemperatuur stijgt inplaats van daalt lokaal met toenemende hoogte waardoor bewolking onder dit niveau wordt vastgehouden. Dit verklaart wellicht de laaghangende mist. 


Parachutering 
Uit status data: Pyro's fired, luik en loodsparachute uitgeworpen op sample 21,5 seconde na lift-off (ingesteld 21,0 s) 
  • Uit versnellingsmeter en ge´ntegreerde versnelling signaal: Geen vertragings effecten meetbaar. 
  • Uit stuwkrachtsignaal: abrupte negatieve verschuiving in signaal ter grootte van 2 count = 40 N. Teken van signaal wijst op versnelling raket t.o.v. motor casing i.p.v. het verwachte afremmen door parachute. 
  • Uit druksignaal: abrupte vermindering in druksignaal ter grootte van 1 count = 3.5 mB. 
  • Uit neustip temperatuur signaal: scheelt 1 graad met hoogste punt, d.w.z. snelheid was ongeveer 120 m/s. 

Uit deze gegevens kan worden opgemaakt dat de loodsparachute na te zijn uitgeworpen binnen een halve seconde (de tijd tussen twee samples) van de raket wordt losgetrokken en de snelheid van de raket niet noemenswaardig vermindert. De loodsparachute was ontworpen nog te functioneren bij een snelheid van minimaal 50 m/s. Als gevolg van de hoge snelheid werd de parachute echter meer dan twintigvoudig overbelast. 


Impact
 
De drie beschikbare tapes met het downlink signaal geven verschillende vluchtduren. Het moment van lift-off is gewoonlijk te herkennen aan een korte dip in het signaalvolume. 

Tape Grondsegment: 34,0 sec (ruisdip op 6 seconden na lift-off) Tape van Leeuwen: 34,2 sec (krachtig signaal zonder ruisdips) Tape Rem: 35,2 sec (ruisdip op 6-7 sec na lift-off) 

Alleen de telemetrische signalen van Tape Grondsegment zijn uiteindelijk in de computer verwerkt. In totaal zijn tijdens de vlucht (inclusief t=0) 70 complete dataframes ontvangen, gelabelled "0" t/m "34,5" seconden na lift-off. Uit het feit dat de signaalduur van Tape Grondsegment 34,0 seconden bedroeg zou kunnen worden opgemaakt dat het sample "0" samen viel met de feitelijke lift-off. Gegeven de onzekerheid in de tijdsduurmeting (+0,3 sec) zal de werkelijke vluchtduur 34,6 + 0,7 seconden hebben bedragen. 

Over het neustip temperatuur signaal valt weinig te zeggen omdat werkelijke luchttemperatuur ter plekke niet bekend is en het gaat om een klein temperatuurverschil. 



 

6.

 

Analyse Foto- en videomateriaal [Top] [Inhoud]


Fotomateriaal (alleen lancering): 
  • Foto M. Tromp
  • Foto C. Clarke (ook op foto-CD)
  • Foto J. Koster, close-up in toren
  • Foto W. van Bergen

Videomateriaal: 

  • Video K. Sudmeijer
  • Video W. Siegel (opname S. Valkhoff)
  • Video H. Schoonderwaldt
  • Video R. Lenssen
  • Video Martien van der Pijl

Pitchhoek
 
Aan de hand van de beschikbare foto's is vast te stellen onder welke hoek (pitchhoek, ten opzichte van de horizontaal) de raket vloog op welk tijdstip na lift-off. Dit is te doen door de schijnbare lengte van de raket en de schijnbare hoogte boven de grond te vergelijken met de schijnbare lengte van de lanceertoren. Hierbij moeten correcties worden uitgevoerd voor elevatie van de toren (74.5 graden), verschil in afstand waarnemer-toren en waarnemer-raket, en (als de waarnemer de horizon niet in het midden van de foto heeft gekozen) ook de hellingshoek van de camera. 

Foto W. van Bergen. Tijdstip na lift-off: 0,89 seconde (0,55 seconde na verlaten toren) Hoogte raket: 29 meter. Berekende pitchhoek: 53 graden. 

Foto M. Tromp Tijdstip na lift-off: 0,6 seconde (0,26 seconde na verlaten toren) Hoogte raket: 13 meter. Berekende pitchhoek: 57 graden. 

Foto Clarke Tijdstip na lift-off: 0,49 seconde (0,15 seconde na verlaten toren) Hoogte raket: 9 meter Berekende pitchhoek: +/- 69 graden (kan nog verbeterd worden door verdere analyse) 

Het videomateriaal bleek helaas minder geschikt om kwantitatieve informatie uit af te leiden. Er zijn verschillende pogingen ondernomen de beelden te digitaliseren en op te meten, maar de beeldscherpte was te slecht in vergelijking met het fotomateriaal om een zinvolle bijdrage te leveren. 


Yawhoek
 
De yawhoek is de eventuele afwijking van de stand van de raket in een richting loodrecht op het vlak van de torenstelling. Op de foto's is te zien dat de raket ten opzichte van de richting van de lanceertoren een beetje naar rechts is gedraaid. Dit zou kunnen worden ge´nterpreteerd als draaien tegen eventuele zijwind in, maar dit is niet zo! Als het namelijk wel zo zou zijn geweest dan zou voor de schijnbare (geprojecteerde) lengte van de raket een grotere waarde gevonden zijn. De afwijking naar rechts is het gevolg van het feit dat de waarnemer van opzij tegen de toren aankijkt. De projectie van de pitchhoekverandering in de richting van de waarnemer is in overeenstemming met de eerder gevonden pitchhoek , en het azimuth en de elevatie van de toren. 

Windsnelheid en windrichting 
Helaas is er geen accurate informatie beschikbaar over de heersende windsnelheid en richting ter plaatse van de lanceertoren. Op basis van het op de foto's waarneembare rookspoor van de raket is het wel mogelijk de windsnelheid en richting te reconstrueren. Dit is een tamelijk bewerkelijk proces waarvan het resultaat is dat de wind zowel uit de richting van de torenstelling als van opzij zou hebben kunnen komen. Maar als hij van opzij (zuidoostelijke richting) zou zijn gekomen dan zou de snelheid niet groter dan 3 m/s kunnen zijn geweest. Als de wind daarentegen uit de richting van de torenstelling (noordoostelijke richting) kwam dan zou de windsnelheid tot 10 m/s hebben kunnen bedragen. Dit laatste is aardig in overeenstemming met de waarnemingen. Een windsnelheid van 10 m/s komt overeen met 5 tot 6 punten op de schaal van Beaufort. De windrichting was op moment van lancering dus vermoedelijk noordoostelijk.


 

7.

 

Discussie [Top] [Inhoud]


De reconstructie van het vluchtverloop steunt op de volgende tamelijk harde gegevens die uit verschillende waarnemingen zijn afgeleid: 

Ten eerste lijkt het alsof de raket al vlak na het verlaten van de lanceertoren van de waarnemer afdraait. Dergelijke afwijkingen kunnen optreden door om de wind klimmen. De snelheid van de raket op het moment van uittreden uit de lanceertoren was ongeveer 28 m/s. De heersende windsnelheid was volgens meteowaarnemingen eerder die dag en fotoreconstructie maximaal ongeveer 10 m/s en kwam waarschijnlijk uit de richting van de torenstelling. Dit betekent dat de invalshoek van de luchtstroming ten opzichte van de raket, bij het verlaten van de toren, een waarde arctan(10/28) = 19 graden kan hebben. Als de raket hier snel op reageert kunnen standsveranderingen van deze grootte optreden. Waargenomen zijn standsveranderingen tussen 6 en 21 graden. Om de wind klimmen is dus een mogelijke verklaring voor hetgeen is waargenomen. 

Gezien de grootte van de hoekverandering ligt het voor de hand dat een hoge windsnelheid meest waarschijnlijk is geweest, en uit de reconstructie van de wind richting volgt dan een vluchtrichting in het vlak van de torenstelling. Dit is in overeenstemming met de projecties van de standshoek van de raket op de foto's. 

Een tweede belangrijke factor is het gegeven dat de prestatie van de Penta-alfa motor, in tegenstelling tot wat aanvankelijk werd gedacht, nominaal is geweest. Gezien de aard van de motor, de wetten van de thermodynamica en de praktijkervaring (H7A vlucht, statische testen) is dit ook het meest voor de hand liggend. Daarom zal worden aangenomen dat de raket exact zijn gespecificeerde impuls van 2157 Ns heeft geleverd. Dat betekent dat de raket zijn eindsnelheid van ongeveer 221 m/s heeft gehaald. 

Een derde gegeven is de behaalde hoogte van 1277 + 30 meter, berekend uit de drukmeter data, en het symmetrisch verloop van de vluchtbaan. Eventueel remmend effect van een loodsparachute zal daarom verder buiten beschouwing worden gelaten. 

Een vierde gegeven is de totale vluchtduur van 34,6 + 0,7 seconden, gemeten op de tapes met het downlink signaal. 

Op basis van deze vier min of meer harde gegevens moet nu een meest waarschijnlijke vluchtbaan worden geconstrueerd. Het 2 graden van vrijheid baanberekeningsprogramma Flight-3 is hiervoor niet toereikend om de eenvoudige reden dat het geen rekening houdt met een effect als om de wind klimmen. In Flight-3 wordt de raket verondersteld zich te aligneren met de raakvector van de baan. Om het baanverloop onder invloed van wind te kunnen berekenen zal op zijn minst een drie graden van vrijheid simulatie nodig zijn. Hiervoor is de afgelopen maanden een programma geschreven waarmee het vluchtverloop (mits in een vlak) kan worden gereconstrueerd.



Top Inhoud