 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
 |
Projecten H10 raket
Vluchtcomputer
De vluchtcomputer van de H10
|
|
De reden dat de H10 in vergelijking met de H7 met een veel ingewikkelder flight controller is uitgerust heeft natuurlijk te maken met het feit dat de H10 veel harder en hoger zal vliegen dan de H7. De maximum snelheid van de H10 (Mach 2,8 op een hoogte van ruim 6 km) maakt dat als er iets mis zou gaan tijdens de vlucht de gevolgen in potentie ernstiger kunnen dan bij de H7 (maximaal Mach 0,6 en plafond ongeveer 2 km). De flight controller moet daarom zo ontworpen worden dat hij in staat is typische faalmodes van amateur raketten het hoofd te bieden en de vlucht op een veilige wijze en overigens zo normaal mogelijk te laten verlopen. De raket moet zogezegd fail-safe worden ontworpen. |
1. Functioneren van de raketmotor
1.1 Ontsteekproblemen [Cooperation-05, H4A, E34, E36, H6B, U16]
1.2 Te langzame opbouw van de druk in de verbrandingskamer
1.3 Abrupt afbreken van de stuwkracht als gevolg van explosie [H7C]
1.4 Het leveren van een veel te geringe prestatie, te lage stuwkracht
2. Aërodynamische stabiliteit
2.1 Overstabiliteit, windgevoeligheid [H6C, sommige HPR]
2.2 Neutrale of instabiliteit, snelheidsafhankelijk [U20]
2.3 Luchtweerstand onjuist ingeschat [H8]
2.4 Uitlijning en asymmetrie [H9]
3. Structuur en sterkte
3.1 Afbreken van vinnen en rompdelen [E33 Phoenix]
3.2 Doormidden breken van de romp [Cooperation-06, DR-29 Castor-Pollux]
3.3 Resonanties in structuur door motortrillingen [hybride motoren]
4. Recovery
4.1 Beschadiging door pyrotechnische lading [U17]
4.2 Parachute komt niet los van de raket [H6C]
4.3 Verstrengeling van de parachutes en parachutelijnen [H7D, H9]
4.4 Parachutes scheuren af bij ontplooiing [H5, E39]
4.5 Daalsnelheid verkeerd berekend; wegdrijven [E19, Golden Sky]
5. Elektronica
5.1 Losse contacten en soldeerverbindingen door schokken en trillingen [E37]
5.2 Sensors verkeerd geschaald (verzadigd, onvermogen om te meten) [H7]
5.3 Elektromagnetische interferentie, stoorspanningen [DR-16, H9]
5.4 Lege batterijen en haperende voedingsspanning [H5]
5.5 Elektromechanische actuators (motoren) falen [DR-16]
5.6 Bugs in software van microcontrollers [oude RDAS s/w versies]
5.7 Ongewenste inhibits door safe/arm functies [H7B]
5.8 Onvoldoende reikwijdte van radioverbindingen [U15]
De lijst is niet uitputtend maar de belangrijkste faalmodes staan er wel op. Wat kunnen we nu doen met deze enorme lijst van mogelijke problemen, welk probleem pakken we eerst aan? Het blijkt heel goed mogelijk een selectie te maken van de belangrijkste problemen die bovendien effectief bestreden kunnen worden. Om te beginnen is niet ieder probleem een potentieel veiligheidsprobleem. Dit is pas het geval als het falen gevolgen heeft die zich tot buiten de veiligheidszone uitstrekken. Die veiligheidszone is, vlak na lift-off, de 300 meter ruimte tussen het publiek en de lanceertoren. In ruimere zin, voor de buitenwereld, is de veiligheidszone het gehele lanceerterrein. Als de parachutering weigert en de raket stort neer dan is dat ongewenst maar omdat ruime veiligheidsmarges zijn aangehouden in de richting van lancering zal dit verder geen gevaar opleveren. Een explosie in een motor is ook ongewenst maar door de veilige afstand van 300 meter heeft dit geen gevolgen.
We moeten de nadruk leggen op bescherming tegen faalmodes die effecten hebben die zich in theorie tot buiten de veiligheidszone kunnen uitstrekken. Dit zijn hoofdzakelijk problemen uit categorie 1 (functioneren van de motor) en 2 (aërodynamische stabiliteit). De reden is dat zolang de motor brandt de richting waarin de raket vliegt sterk beïnvloed kan worden door anomalieën van het motorgedrag. Een motor die hapert na het verlaten van de toren bouwt geen snelheid op en valt ten prooi aan de zwaartekracht en windinvloeden. Een raket die instabiel is kan "over de kop" gaan en van koers veranderen. Om dit soort problemen in de kiem te smoren is er het circus van de raketinspectie die de bedoeling heeft het ontwerp (en bouw) kritisch te onderzoeken zodat raketten die problemen in deze categorieën hebben al bij voorbaat worden uitgesloten van lancering.
De flight controller van de H10 is ontworpen om een aantal anomalieën tijdens de vlucht te herkennen en hieraan de juiste actie te koppelen. Dit komt ook de vlucht zelf ten goede want door de juiste actie kan de vlucht niet alleen veilig maar ook 'zo waardevol mogelijk' worden afgerond.
2.
| Sensor | Bereik | Functie |
| lift-off detector | 1 / 0 | detecteren van de lancering a.d.h.v. breekdraad |
| separatie detector | 1 / 0 | detecteren separatie 2e van 1e trap a.d.h.v. schakelaar of breekdraad |
| 2e trap ontsteking detector | 1 / 0 | detecteren ontsteken 2e trap a.d.h.v. smeltdraad in motor uitlaat |
| loods parachute uit | 1 / 0 | detecteren uitwerpen luik en loodsparachute |
| versnellingsmeter | +/-50 g | primair : detecteren van afwijkingen in motorprestatie
(stuwkrachtkarakteristiek) secundair : back-up voor de bepaling van het hoogste punt |
| gyroscopen om dwarsassen | +/- 90 o/s | primair : detecteren van afwijkingen in standshoek in aangedreven fase |
| drukmeter | 0 - 1000 hPa | primair : detecteren van drukhoogte voor uitwerpen van de
hoofdparachute secundair : back-up voor de bepaling van het hoogste punt |
| GPS | positiemetingen (+/-10m), snelheidsmetingen |
- detecteren van afwijkingen in vluchtbaan - registreren van het hoogterecord - bepalen van de locatie van de raket na de landing |
| timers | resolutie < 0,01 s | timen van de acties van de flight controller |
| ingangen | 1 / 0 | selecteren van vluchtscenario's en activeren van testfuncties |
3.
80,0Kb
- timers
- status sensors : lift-off detectie, separatiedetectie en ontstekingsdetectie
- inhoud van het non-volatile vlucht status register
Primaire sensor set (wordt gebruikt in samenhang met sensors uit basis set)
- versnellingsmeter
- gyroscopen
- drukmeter
Secondaire sensor set (wordt gebruikt in samenhang met sensors uit basis set)
- GPS
De finite state machine is zo ontworpen dat het vluchtprogramma wordt doorlopen via een pad dat weliswaar afhangt van de invoer, maar dat volledig deterministisch is en altijd binnen een bepaalde tijd afgerond wordt. Dezelfde invoer leidt altijd tot hetzelfde pad en de controller kan niet "blijven hangen". De controller is in staat eenvoudige inconsistenties in de sensorinformatie te detecteren en te beslissen of een sensor nog gezond is. Zo niet, dan wordt de sensor verder genegeerd en wordt voor het vervolg gebruikt gemaakt van een back-up sensor en, als deze er niet is, van sensors uit de basis set (die immers 100% betrouwbaar worden verondersteld).
De primaire sensor set bevat sensors die ingewikkelder zijn en meer gevoelig voor onbetrouwbaarheid van de meting. Bijvoorbeeld een druksensor werkt niet goed bij hoge snelheden van de raket t.o.v. de lucht of in een ijle atmosfeer en mag dus alleen gebruikt worden bij lage snelheden en normale drukken. Dit regiem wordt bepaald door informatie van sensors uit de basis set. Gyroscopen zijn relatief schokgevoelig en vertonen drift. Deze mogen dus niet langere tijd achter elkaar worden gebruikt zonder het referentieniveau te resetten.
De GPS heeft het nadeel dat hij kort na de lancering mogelijk geen goede data geeft (bij H7F was dit geval) en dus niet bruikbaar is voor de eerste seconden. De GPS informatie mag pas betrouwbaar geacht worden als deze een aantal seconden lang zelf aangeeft goed te zijn. Dan nog is de informatie niet geschikt om de stand van de raket mee te bepalen maar wel de globale vliegrichting na verloop van tijd, en dus of de raket afstevent op de grenzen van het lanceerterrein. De COCOM operation limits voor civiele GPS zijn: "altitude < 18.300 m and velocity < 514 m/s, either limit may be exceeded but not both". De H10 komt tijdens de vlucht in de buurt van deze operation limits aangezien de snelheid op een hoogte van 18 km net onder de Mach 1,5 (510 m/s) is gezakt.
 |
 |