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 H8 raket H8a vlucht
Logo  

Verslag H8a raketvlucht



Inhoud
1 Inleiding
2 Vlucht
3 Analyse

Het doel van het H8 project is ervaring op te doen met besturing van de raket gedurende de vlucht met behulp van canards. Vlak achter de neus bevinden zich twee bestuurbare driehoekige vinnen. Hiermee kunnen bewegingen om de dwarsassen van de raket worden opgewekt. Het aŽrodynamisch ontwerp van de raket was in grote lijnen gereed in het voorjaar. Desalniettemin vond de bouw van de raket onder grote tijdsdruk plaats. Om te kunnen vliegen op de tweede dag van de NLC moesten op het laatste moment nog onderdelen zoals een compleet parachuterings-compartiment worden geleend uit de H7 raket.



 

1.

 

Inleiding [Top] [Inhoud]


Op de NLC 1999 vlogen twee raketten van NERO Haarlem, de H7E tweetraps en de H8 met canards. Beide raketten waren uitgerust met een RDAS data-acquisitie systeem. Omdat dit systeem perfect functioneerde is een grote hoeveelheid gegevens over beide vluchten verkregen. Het luxeprobleem dat hiervan het gevolg is, is dat het verwerken en interpreteren van alle gegevens een belangrijke maar tijdconsumerende taak is geworden. In deze inleiding wordt uitgelegd op welke manier de gegevens uit de RDAS zijn verwerkt en op een aantal bereikte resultaten zal verder worden ingegaan.

Het uitgangspunt is de ruwe data uit de RDAS module. Dit zijn kolommen met counts uit een AD-converter, als functie van de tijd, die in een Excel spreadsheet worden ingelezen. Als eerste stap moeten deze counts worden omgerekend naar fysische grootheden. De RDAS user interface presenteert plaatjes (grafieken) van de resultaten. De user interface gebruikt voor conversie naar fysische grootheden een vereenvoudigde berekenings-methode die in de praktijk vaak voldoende nauwkeurig is maar die toch zijn beperkingen heeft. In principe zullen de sensors voor iedere RDAS-module gekalibreerd moeten worden. In het geval van de H7E en H8 zijn twee aparte RDASsen gebruikt waarvan de kalibratie van de versnellingssensor is uitgevoerd door nauwkeurige meting van de uitgangsspanning van de sensor bij verschillende oriŽntaties van de module (rechtop, horizontaal en ondersteboven.) Dit geeft voor het gebied -1g tot +1g in ieder geval een nauwkeurigheid van beter dan een procent. De druksensor en de gyroscopen zijn nog niet gekalibreerd. Voor de resultaten van analyses die mede op de gyroscoopmetingen zijn gebaseerd maakt dat weinig uit. Voor de druksensor ligt dat anders. De hoogte wordt normaal gesproken bepaald aan de hand van drukveranderingen. De bereikte hoogte van de H7E en H8 is daarom voorlopig nog niet nauwkeurig bekend.

Pas na kalibratie en omrekening in fysische grootheden is het beginpunt van de verwerking de set gegevens boven aan het onderstaande schema. Naast de RDAS- gegevens is er belangrijke input over de samenstelling van de atmosfeer, afkomstig van de meteo. Verder moet er exacte informatie over de gevlogen raketten beschikbaar zijn. Het verdient aanbeveling gedurende de bouw van de raket al dit soort gegevens systematisch en overvloedig te documenteren, zodat het later gemakkelijk weer op te zoeken is.

De belangrijkste output van de gegevensverwerking staat onder aan het schema. Gewoonlijk is men primair geÔnteresseerd in de prestaties van de raketmotor en de raket. Die worden voor wat betreft de raket uitgedrukt in bereikte snelheid, hoogte, daalsnelheid aan de parachute, en voor wat betreft de motor in totale impuls, stuwkrachtverloop en dergelijke. Voor de H7E zijn we daarnaast zeer geÔnteresseerd in de gebeurtenissen rond de dynamiek van de separatie. Voor de met bestuurbare voor-vinnen (canards) uitgeruste H8 raket is dat de aŽrodynamica.



 

2.

 

De vlucht [Top] [Inhoud]


De vlucht op vrijdag 11 juni verliep voor het publiek goed zichtbaar. De raket steeg op en klom duidelijk tegen de wind in naar een hoogte van ongeveer 700 meter waar de parachute werd uitgeworpen. Tijdens het klimmen kon worden waargenomen dat de raket geprogrammeerde slingerbewegingen uitvoerde. Helaas landde de raket vlakbij de toren op de enige verharde weg in de omgeving. Doordat de H8 min-of-meer horizontaal aan zijn parachute hing, een gevolg van de gewijzigde massaverdeling door het lenen van het H7 paracompartiment, werd hij zwaar beschadigd bij de landing. De gegevens van de RDAS konden echter worden geborgen.


 

3.

 

Analyse van de RDAS gegevens [Top] [Inhoud]


Ter analyse zijn de RDAS gegevens overgezet in een 5 megabyte groot Excel spreadsheet waarmee kwantitatieve manipulatie kan worden uitgevoerd. Hieronder een selectie van de belangrijkste resultaten. De resultaten van de vlucht zijn gesplitst in een viertal groepen die afzonderlijk zullen worden besproken.
  1. vluchtbaan reconstructie
  2. motorprestatie
  3. canardexperiment
  4. monitors

Vluchtbaan reconstructie
De RDAS bevat een drukmeter aan de hand waarvan de druk in de romp kan worden gemeten. Deze druk is ongeveer gelijk aan de statische druk van de lucht en kan dienen om de hoogte te reconstrueren. In het geval van de H8 is voor de hoogte-druk relatie een standaard atmosfeer gebruikt die is geschaald voor de werkelijk gemeten druk en temperatuur op de grond. Dit geeft als resultaat een hoogste punt van 708 meter (op t = 11,5 s) en een geprogrammeerde parachutering na exact 13 seconden op 696 meter. Dit is veel lager dan de met Flight3 berekende 851 meter hetgeen vermoedelijk te wijten is aan het sterke om de wind klimmen. De landing vond plaats op 75,15 s na lift-off. Hieruit volgt dat de gemiddelde daalsnelheid aan de parachute 11,2 m/s heeft bedragen. Uit de versnellingsmetergegevens (fig.1) is af te leiden welke snelheid de raket heeft bereikt. Dat was maximaal 128,3 m/s. Snelheid bij het verlaten van de toren was 28 m/s op 0,25 s na lift-off. Dat is allemaal veel langzamer dan van te voren berekend. In de figuur zijn in feite twee curves zichtbaar. Curve acc1 (bovenste) is gebaseerd op een "0-g situatie" gemeten nadat de raket na landing horizontaal op de grond lag. Curve "acc2" (onderste) is gebaseerd op metingen in toren als de sensor in de stilstaande raket onder een hoek van 85o een versnelling van 0,996 g meet. Er is een klein verschil wat vooral tot uitdrukking komt in de schatting van de luchtweerstand na uitbranden van de motor. 2.

Motorprestatie
De Meroc Penta-1000 was geselecteerd omdat hij een relatief hoge impuls levert bij een zeer korte brandtijd. Dat is gunstig voor het canard experiment. Op basis van de beschikbare gegevens, statische test curve ST-06 (27-4-97) en hogere stuwstofdichtheid met Amerikaans AP, werd verwacht dat de motor een 3% hogere impuls van 1070 Ns zou leveren bij een brandtijd van slechts 1,09 s. Om de geleverde impuls van de raket te kunnen bepalen moet eerst de stuwkrachtcurve worden gereconstrueerd. Hiervoor moeten versnellings-metergegevens worden gecorrigeerd voor het effect van de afnemende massa van de raket tijdens het branden van de motor, en de toenemende luchtweerstand bij hogere snelheid. Beide effecten zijn berekend aan de hand van de gemeten versnelling en het atmosfeermodel. Het resultaat van de stuwkrachtreconstructie is te zien in figuur 2. Het blijkt dat de motor een iets hoger dan verwachte impuls van 1079 Ns heeft geleverd. Het verschil met de contour gebruikt voor de Flight3 berekeningen (dunne lijn) is dat de brandtijd van de echte motor ongeveer 10% langer was terwijl de piekstuwkracht ongeveer 10% lager heeft gelegen. Dit betekent dat de veel geringere hoogte die de H8 heeft bereikt niet aan een zwakkere motorprestatie kan worden geweten. De oorzaak moet gezocht worden in een sterke kromming van de baan door om de wind klimmen en (minder waarschijnlijk) een te laag geschatte luchtweerstand als gevolg van de canardbewegingen. 3.

Canard experiment
Tijdens de vlucht werden de canards aangestuurd volgens een patroon waarbij telkens een bepaalde uitslag (deflectie) gedurende een bepaalde tijd constant werd gehouden. Bij hoge snelheid van de raket werden de deflecties kort aangehouden (1 sec) en bij afnemende snelheid langer (2 sec). De reden is dat de raket bij lagere snelheid trager reageert. Er werden variaties in grootte en richting van de deflectie aangeboden. Alle deflecties vonden plaats om de Y,Z-as (diagonale dwars-as) van de raket. Drie gyroscopen (Murata ENC-05EA) maten de bewegingen om de X,Y en Z-assen van de raket. Door deze keuze van de oriŽntatie geeft iedere deflectie in principe even grote responsies om de Y en Z-as. Het interpreteren van de signalen wordt in hoge mate bemoeilijkt door storende bewegingen van de raket als gevolg van om de wind klimmen, de kromming van de baan zelf en uitslingering van vorige deflecties. De responsies als gevolg van de canard deflecties moeten hier dus uitgefilterd worden. Figuur 3 toont de responsie van een deflectiestap van +3,6 naar -5,4o, totaal dus -9o verschil. Dit vindt plaats in het tweede programmablok van de sequencer bij een snelheid van ongeveer 110 m/s op een tijdstip exact 2,735 s na lift-off. De hoeksnelheden in de grafiek zijn ten opzichte van het "nulniveau" (stilstand) voor lift-off. Waarneembaar is dat het signaal van gyro X (roll) in negatieve verzadiging is geraakt. Het signaal van gyro Z verandert langzaam en vanaf t = 2,735 s verandert de helling en gaat snel in positieve verzadiging. Alleen het signaal van gyro Y is in zijn geheel zichtbaar. De gedempte uitslingeringen naderen weer naar het oorspronkelijke signaalniveau. Hierdoor is alleen uit het Y-signaal de standsverandering van de raket te bepalen door middel van integratie. Het blijkt dat de standsverandering om de Y-as als gevolg van de deflectie -7,5o bedraagt. Voor de totale standsverandering, dus om de (Y,-Z) as (de rotatieas van de canards), geldt dat we de veranderingen om de Y en Z met Pythagoras mogen optellen. Aan figuur 3 is in ieder geval te zien dat de steilheid van de Y en Z signalen bij de responsie ruwweg gelijk is. De totale responsie om de (Y,-Z) as bedroeg dus -7,5 x ÷2 = -10,6o. Uit dit resultaat kan de verhouding van de dimensieloze aŽrodynamische coŽfficiŽnten Cma en Cmd (= ∂Cm/ ∂d, d in radialen) worden bepaald. Deze verhouding bedraagt dus -10,6/ -9 = 1,2. In woorden uitgedrukt betekent dit dat een reflectie van een graad een pitchhoekverandering van 1,2o veroorzaakt.

Dit resultaat stemt zeer goed overeen met de berekende waarde van 0,94. Zie hiervoor het artikel "H8 aerodynamic design" door Wim Wegereef uit Bulletin 1999/2 pag.13. De in dit artikel genoemde waarde van 0,94 was nog gebaseerd op een vroegere configuratie van de H8. De berekende waarde van de vluchtconfiguratie (AE-08 zie figuur 4) wijkt hiervan nog enigszins af. Uit de periode van de gedempte oscillaties, de snelheid van de raket en het traagheidsmoment kunnen de waarden voor de overige aŽrodynamische constanten worden afgeleid. Dit analysewerk is nog niet klaar. Het blijkt wel dat het registreren van hoeksnelheden met de Murata ENC-05EA sensor geen sinecure is. Wanneer de sensor in een DC toepassing wordt gebruikt blijkt de offset drift grote afwijkingen te kunnen veroorzaken. Voor het voorkomen van verzadiging van het signaal moet, zo is gebleken, rekening worden gehouden met een fors DC "common-mode" signaal veroorzaakt door de gevlogen baan. 4.


Monitors
De H8 had twee analoge monitors aan boord, ťťn voor de stroom naar de stappenmotoren en ťťn voor de spanning van de NiCd batterij. Uit deze monitors is gebleken dat bij iedere stap van de beide motoren een stroomverandering van 1,2 A optreedt. Dat is exact de waarde van de stroom door een enkele motorspoel. Dat is nogal raadselachtig. Beide motoren zijn identiek en worden symmetrisch aangestuurd. Iedere motor heeft vier spoelen (fasen) waarvan er op ieder moment twee bekrachtigd zijn. Het waargenomen verschijnsel is te verklaren uit het niet aangesloten zijn van een fase van een motor. In dat geval zou de stand van een van de twee canards op bepaalde momenten een fout van maximaal 0,9o kunnen hebben gehad, hetgeen een zeer geringe rolbeweging zou hebben kunnen veroorzaakt. Dit moet nog onderzocht worden met een laboratorium setup van de vluchtelektronica.

 

Figuur 1 - Gemeten versnelling. (twee verschillende sensor calibratiemethoden, acc1 en acc2)
Figuur 2 - Gereconstrueerde stuwkracht. (dunne lijn is de geschaalde contour van de ST-06 test waarop de prestatieberekeningen van de H8 zijn gebaseerd.)
Figuur 3 - H8 responsie op canard uitslag.
 Figuur 4 - H8 geometrie (AE-08 configuratie 8-6-1999)


Top Inhoud