 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
Projecten H7 raket H7e
vlucht
Verslag H7e raketvlucht
|
|
H7e levert overvloed aan gegevens. |
NLD 1995: H7A
Deze raket maakte een succesvolle vlucht waarbij eerste trap, parachutering en separatiesysteem werden getest. De tweede trap was voorzien van een zeer lichte Koudou motor die werd ontstoken. De tweede trap sloeg in zonder parachute maar bleef heel.
1997 NLD-1: H7B
Eerste trap identiek aan H7A. Tweede trap voorzien van koolstof rompdelen, een zwaardere Penta-500 motor, een parachuteringssysteem en een flight controller in de vorm van een finite state machine. Bij het opstijgen werkte de separatie en tweede trap niet doordat vergeten was de flight plug te verwijderen. Ook ontbrak een kruitlading. De flightcontroller speelde correct in op de onbedoelde situatie en bracht de raket veilig naar de grond met de parachute van de eerste trap. Lichte schade.
1997 NLD-2: H7C
Identiek aan H7B. Eerste trap motor explodeerde in de toren. Raket stortte neer vlak naast de toren. Dankzij separatie vlak voor de landing en schok van de impact werd voorkomen dat de tweede trap motor ontstak. Zware schade aan de eerste trap. Aanpassing van het ontwerp van het ontsteeksysteem van de Penta-alfa2 motor bleek nodig.
NLD 1998: H7D
Eerste trap timer in parachutecompartiment geplaatst. Tweede trap voorzien van een ontwikkelmodel RDAS data acquisitiesysteem. Succesvolle vlucht behalve dat de RDAS niet triggerde als gevolg van een slechte soldeerverbinding. Hierdoor waren er geen gegevens van de vlucht.
NLC 1999: H7E
Stuwstof van de eerste trap motor gemaakt met Amerikaans AP, waarvan was voorspeld dat de prestatie significant
hoger dan vroeger zou liggen. Tweede trap voorzien van een serieproductie RDAS en een gyroscoop pakket. Loodsparachute,
sleeve en hoofdparachute van de tweede trap met elkaar verbonden door middel van dunne lijnen, met de bedoeling alle
onderdelen van de parachutetrein weer terug te krijgen.
De grote lijn van deze opsomming is dat de raket telkens wordt voorzien van meer of minder grote verbeteringen. Ook
blijkt er bij iedere vlucht weer het een of ander mis te gaan waardoor het nodig is reparaties te verrichten.
Uiteindelijk worden de systemen en instrumentatie steeds ingewikkelder terwijl massa en lengte afnemen.
Na ontsteking steeg de raket stabiel op. De ontkoppeling kwam op het geplande moment gevolgd door het ontsteken van de tweede trap. Deze acties waren wederom iets scherper getimed dan in de vlucht ervoor. Ook de tweede trap vloog stabiel. De vlucht van de tweede trap kon met het oog worden gevolgd totdat de raket de wolken binnenvloog op een hoogte van ongeveer een kilometer. Enige tijd later kwam de raket weer uit het wolkendek, nu hangende aan zijn loodsparachute. Zichtbaar was hoe op een hoogte van enige honderden meters de hoofdparachute eruit kwam. Tot schrik van de bouwers bleek deze verstrikt te raken in de hulplijnen die de combinatie bij elkaar moesten houden. Dit leek te worden veroorzaakt door de draaiende en slingerende beweging die de raket maakte. Doordat de hoofdparachute zijn werk niet kon doen verminderde de snelheid niet noemenswaardig. Het gevolg was dat de tweede trap na ruim anderhalve minuut een nogal harde landing maakte. De eerste trap was op dat moment al geland aan zijn parachute.
De RDAS bleek goed te hebben gefunctioneerd. De gegevens konden nog op het terrein worden uitgelezen door de palmtop van Henri van den Berg. Eerste indruk was dat de raket lang niet de geplande hoogte had gehaald.
Voor verdere verwerking van de RDAS gegevens is het nodig deze in te lezen in een spreadsheetprogramma zoals (in dit geval) Excel. Hiermee kunnen de gegevens eenvoudig worden omgerekend in fysische grootheden en kan calibratie van de verschillende sensors worden meegenomen. De plaatjes uit dit verslag zijn afkomstig uit dit Excel spreadsheet.
De druksensor meet drukveranderingen in counts. Deze zijn omgerekend naar millibar absoluut, waarbij gebruik is gemaakt
van weerrapporten van vliegveld Lelystad (naderhand opgevraagd) en correcties voor hoogteverschil ten opzichte van het
ASK. Verder is aangenomen dat de temperatuurgradiënt in de atmosfeer gelijk is aan dat van de standaardatmosfeer. Op
die manier wordt een vrij nauwkeurig verband tussen atmosferische druk en hoogte verkregen. Uit het verleden (o.m. H6
vluchten) is bekend dat de gemeten luchtdruk in de romp van de raket, ook voor hogere snelheden, goed overeenkomt met
die van de statische druk van de lucht buiten de raket.
Figuur 1 geeft de hoogte van de raket als functie van de tijd, zoals bepaald aan de hand van de gecorrigeerde
drukgegevens.
De gegevens die alleen al uit dit plaatje zijn af te leiden zijn in de onderstaande tabel geplaatst. De gemeten tijden
zijn gedefinieerd ten opzichte van het tijdstip van lift-off zoals dat wordt vastgesteld door de RDAS software. Dit
moment correspondeert (voor Penta motoren) gewoonlijk met het punt waarop de stuwkracht van de raket na ontsteking zeer
snel toeneemt.
| Parameter | Ingestelde waarde (Flight controller) |
Berekende waarde (Flight3 simulatie, 80o elevatie) |
Gemeten (RDAS + spreadsheet) |
| tijdstip separatie (s) | 2,5 | 3,15 | |
| tijdstip ontsteking tweede trap (s) | 4,0 | 4,68 | |
| tijdstip uitwerpen loodsparachute (s) | 22,0 | 22,3 | 22,61 |
| tijdstip hoogste punt (s) | 22,3 | 20,5 +/- 0,5 | |
| tijdstip uitwerpen hoofdparachute (s) | 78,5 | 79,0 +/- 0,1 | |
| tijdstip landing (s) | 118 | 101,94 | |
| hoogste punt (m) | 2253 | 1917 | |
| hoogte uitwerpen loodsparachute (m) | 2253 @ | 1900 | |
| hoogte uitwerpen hoofdparachute (m) | 400 @ | 530 | |
| daalsnelheid loodsparachute (m/s) | 33 +/- 3 | 24,5 | |
| daalsnelheid hoofdparachute (m/s) | 10 +/- 1 | 23,1 |
Wanneer wordt ingezoomd op bepaalde details van de druk-tijd curve dan kunnen nog veel meer interessante waarnemingen worden gedaan. Zo is te zien dat het branden van de tweede trap motor in de romp een drukvermindering veroorzaakt. De stuwstraal van de motor lijkt de basedrag van de tweede trap te vergroten. Een ander effect dat bekend is van onder meer de H6B vlucht zijn de drukoscillaties na het passeren van het hoogste punt. Deze worden veroorzaakt doordat de raket, na het uitwerpen van de loodsparachute, een aantal malen om zijn dwarsas tuimelt voordat de stand zich stabiliseert voor de afdaling. Hierop zal in dit artikel niet verder worden ingegaan.
De allerbelangrijkste informatie van deze sensor is de registratie van de
versnellingen van de raket tijdens het branden van de motor. Deze zijn weergegeven in de figuren 2 en 3.
Aan de hand hiervan is de motorprestatie te reconstrueren. Op het moment van schrijven
was dit nog niet gedaan dus de bouwer van de motor (Meroc) heeft deze informatie nog tegoed. Op basis van de druksensor
metingen kan al wel worden geconcludeerd dat beide motoren met het Amerikaanse AP in ieder geval niet de voorspelde
hogere impuls hebben geleverd. De bereikte hoogte ligt dichter bij de waarde die voor eerdere vluchten, dus met de
"oude" motorspecificatie, was berekend.
Wel is uit de figuren te zien dat de raket na het uitbranden van de motoren een vertraging als gevolg van de
luchtweerstand ondervindt. Als deze informatie wordt gecombineerd met een vluchtsimulatie waaruit de snelheid van de
raket (ten opzichte van de omringende lucht) wordt berekend, dan kan hieruit de drag coëfficiënt van de raket worden
bepaald als functie van de snelheid. Ook het resultaat van deze oefening heeft de lezer nog tegoed.
Het gyroscooppakket voor de H7E was hetzelfde als dat van de H8. De schaling van de sensoren was gedaan voor de H8 vlucht. Het kon dus niet worden uitgesloten dat de gyrosensoren tijdens de vlucht met de H7E out-of-range zouden raken, hetgeen dan ook gebeurd is. Daarnaast bleek de front-end elektronica zeer gevoelig te zijn voor drift. Het gevolg was dat het X-kanaal (roll-as) de gehele vlucht en het Y-kanaal (pitch) een groot deel van de vlucht verzadigd waren. In feite was het Z-kanaal (yaw) het enige dat tijdens de vlucht van de H7E redelijke informatie heeft geproduceerd. Overigens moeten de gyroscopen nog in een testopstelling worden gekalibreerd De verwerking van de gegevens is voorlopig uitgevoerd op basis van de typische sensitivity waarden op de datasheet van de Murata sensor. De nauwkeurigheid hiervan is niet beter dan ongeveer 20%.
Een andere markante gebeurtenis vindt plaats bij het moment van separatie op 3,15 seconde na lift-off. Duidelijk is te zien dat de raket als gevolg van de separatie een slingerende beweging gaat maken. De oscillatiefrequentie na de separatie (3,0 Hz) is bovendien veel groter dan van de typische frequentie voor de separatie (1,1 Hz), een gevolg van het kleinere traagheidsmoment van de tweede trap ten opzichte van de raket in z'n geheel. Om precies te zijn is het 0,55 kgm2 (coastfase) versus 2,09 kgm2.
Een aardig effect dat is waargenomen in de gyroscoopgegevens is de instantane verandering in de draaisnelheid om de Y- en de Z-assen als gevolg van het wegschieten van het luik van de loodsparachute. De totale instantane verandering in de hoeksnelheid bedraagt 0,085 rad/s binnen 5 milliseconde (dat is de tijdsduur tussen twee samples). Rekeninghoudend met het traagheidsmoment van de lege tweede trap (0,52 kgm2) en de afstand tot het zwaartepunt van de pyrobout (486 mm) kan worden berekend dat de het ontsteken van de pyrotechnische lading van 200 mg een impuls van 0,092 Ns veroorzaakt. Als die impuls voor 100% op het luik zou zijn uitgeoefend zou dit met een snelheid van 1,8 m/s worden weggeschoten. Beschouwd als kleine raketmotor zou de pyrobout een specifieke impuls van 47 s hebben.
Op dit moment wordt binnen NERO Haarlem gewerkt aan de H7F. Het is de bedoeling deze te voorzien van een videocamera, een GPS ontvanger en een downlink. Dit zal ook een bijbehorend grondsegment noodzakelijk maken. Onderzocht zal moeten worden hoe de gyosensoren minder gevoelig voor drift kunnen worden gemaakt. Het probleem met de verstrengeling van de parachutelijnen zal ook moeten worden opgelost.
 |
 |