|
|
|
|
NERO  Projecten H11 raket H11a
vlucht |
 |
Verslag H11a raketvlucht |
|
|
|
|
|
De lancering van de van H11a, in het kader van het H10
programma, was veelbelovend. Evenals in 2003, echter, speelde het slechte weer ook deze keer weer parten. Nadat
een andere raket na succesvolle lancering door de harde wind een ongecontroleerde landing had gemaakt, en de wind
verder aantrok, werd na een misfire besloten de lancering van de H11a te cancellen.
Een tweede lancering op 18 juni 2004, verliep vlekkeloos |
|
|
|
|
1. |
Inleiding [Top] [Inhoud] |
|
|
|
De H11 is een nieuwe door Haarlem gebouwde raket, die zo ontworpen is dat hij met een
payload van enige kilo's een hoogte van tussen 1 en 2 kilometer kan bereiken. Het was de bedoeling hem op 7 mei j.l. te
lanceren maar als gevolg van het slechte weer waren er problemen met de motor. Hij wilde niet ontsteken, mogelijk als
gevolg van vochtigheid, maar wellicht ook doordat de motor geen membraan heeft en langzaam op druk komt. In de weken na
de lanceerdag is het ontsteeksysteem verbeterd en opnieuw statisch getest, nu met membraan. Daarna is op 18 juni een
low-profile extra ingelaste lanceerdag georganiseerd, en toen lukte het wel. In dit artikel worden de eerste resultaten
van de vluchtanalyse gepresenteerd. |
|
|
|
2. |
Analyse van de RDAS gegevens [Top] [Inhoud] |
|
|
|
Voor de vluchtanalyse zijn drie gegevensbronnen gebruikt:
- videobeeldjes van de lancering (tot ruim een seconde na lift-off)
- gegevens uit de RDAS, druk en versnelling
- waarnemingen van de militaire Doppler radar.
|
|
|
|
Dopplar radar |
|
De radar stond opgesteld vlak bij de voet van de lanceertoren, en was in staat de raket
te volgen bij het opstijgen. Op deze manier konden de snelheid, afstand (range) en versnelling van de raket worden
bepaald.
Deze gegevens werden aangeleverd in een print-out. De print-out (pagina's met rijen
getallen) zijn door John Koster met een speciaal computerprogramma ingescand en omgezet in elektronische vorm, en
daardoor werd het mogelijk ze te bewerken met een Excel spreadsheet. Radardata zijn beschik-baar van de eerste 7
seconden van de vlucht, en omdat het even duurt voordat het systeem gelocked is op de raket kan de de tijd-as een
fractie van een seconde verschoven zijn ten opzichte van die van de RDAS metingen. De operators van de radar gaven aan
dat de metingen een nauwkeurigheid van 0,1% hebben. Omdat de snelheid en vertraging direct na het uitbranden van de
motor werden gemeten, en de massa van de raket op dat moment en de dichtheid van de lucht bekend zijn, kon de
luchtweerstandcoëfficiënt worden bepaald. Dit is te zien in figuur 1: het product Cd.A (A = referentieoppervlak van
de raket). Na delen door A volgt hieruit een Cd waarde van 0,431; dicht in de buurt ligt van wat we verwachtten. Verder
was de maximale snelheid 191 m/s (zie figuur 2), wat veel hoger is dan we vooraf hadden aangenomen op basis van de
statische testresultaten van de motor! De motor was uitgebrand op een hoogte van ruim 100 meter. De gemeten waarde van
de versnelling tijdens het branden van de motor klopt vreemd genoeg totaal niet met de werkelijkheid, maar zodra de
raket ballistisch gaat vliegen (op de luchtweerstand) is de waarde weer heel nauwkeurig.
|
|
|
|
Gegevens uit de RDAS
De vraag was natuurlijk of de gegevens van de radar in overeenstemming waren met die
uit de RDAS. Door middel van een bewerkelijk proces van iteratie is het mogelijk de stuwkrachtskarakteristiek van de
raketmotor te reconstrueren. Daarvoor moet eerst bekend zijn hoe de atmosfeer eruit ziet (verband tussen luchtdichtheid
en hoogte), vervolgens hoe snel de raket hier doorheen vliegt en op welke tijd hij op een bepaalde hoogte is. Dat gaat
door (2-D) integreren van de versnellingsmeterdata. Na het moment dat de motor is uitgebrand is er alleen luchtwrijving
en de zwaartekracht waardoor de raket wordt afgeremd. De zwaartekracht is bekend, dus kan de luchtwrijving (drag-coëfficient)
worden berekend. Hierna kan het effect van de luchtwrijving weer van de versnellingsmetingen tijdens de aangedreven
fase worden afgetrokken. Als we ook de massa van de raket op ieder moment weten kan uit de actuele waarde van de
versnelling dus de actuele stuwkracht worden berekend. Helaas is de massa op ieder moment niet bekend, omdat de
verandering van de massa afhangt van de efficiency van de stuwstof, c.q. de specieke impuls. We kennen immers alleen de
begin- en eindwaarden van de raketmassa nauwkeurig. Een kip-en-ei probleem dus. Gelukkig kan dat met een spreadsheet
iteratie worden opgelost. Het resultaat is de stuwkrachtcurve in figuur 3. |
|
|
|
Motor gegevens |
|
Het is onmiddellijk duidelijk dat de Thrust-18 motor een veel hogere stuwkracht heeft
geleverd dan verwacht. De totale berekende impuls was 1831 Ns bij een specifieke impuls van 121,1 seconde. De brandtijd
was wel zoals voorspeld, ongeveer 0,95 seconde. Tegelijk volgt uit de spreadsheet ook een waarde voor de maximale
snelheid en drag. De maximale snelheid bedroeg 188 m/s, dus ongeveer 1,5% lager dan uit de Doppler metingen. De
best-fit drag was exact gelijk (0,432) aan de waarde uit de Doppler metingen! Gezien de nauwkeurigheid van de sensors
kan gesteld worden dat de resultaten van de Doppler metingen bevestigd worden. |
|
|
|
Hoogte meting |
|
Een tweede reeks resultaten komt uit de druksensor gegevens. In figuur 4 staat de
drukhoogte als functie van de tijd weergegeven. De drukhoogte is bepaald met een model van de standaard atmosfeer, met
aanpassingen voor de actuele meteocondities op de grond (druk en temperatuur). Hieruit volgt dat het hoogste punt lag
op 1398 meter en werd bereikt op 16,6 seconde na lift-off. Dit was ook precies het moment waarop de loodsparachute werd
uitgeworpen. De daalsnelheid aan de loodsparachute bedroeg 18,3 m/s. Nu was de RDAS zo geprogrammeerd dat de
hoofdparachute op 350 meter zou worden uitgeworpen, maar niet later dan 49 seconden na lift-off. Doordat de
motorprestatie veel groter was dan verwacht kwam de raket ook veel hoger werd ruim voor het bereiken van het 350 meter
drukvlak, de tijdslimiet van 49 seconden bereikt. De hoofdparachute kwam er dus uit op een hoogte van liefst 830 meter.
De daalsnelheid bedroeg daarna gemiddeld 7,2 m/s en dit is aan de lage kant. De raket landde op 163,6 seconde na
lift-off binnen de grenzen van het terrein nabij de bosrand. Hij kon snel worden gevonden met de peilontvanger die het
433 MHz baken gedurende de hele vlucht kon volgen. |
|
|
|
Videobeeldjes |
|
Een derde gegevensbron is een video-opname van Jurriaan van de Beek. Er zijn van de
lift-off tot het moment van uit het beeld vliegen niet minder dan 43 beeldjes van de raket op zijn rookpluim
beschikbaar. Hiermee is het mogelijk de windsnelheid te bepalen. Afstand tot de toren en lengte van de toren zijn
bekend, hieruit berekent men de snelheid van de raket, de hoogte van de rookkolom en de snelheid van zijdelingse
verplaatsing. Als ook de richting van de wind bekend is dan volgt hieruit direct de grootte van de windsnelheid. Er
moet ook een correctie voor perspectivische vertekening worden uitgevoerd, omdat de as van de camera niet zuiver
horizontaal stond opgesteld en omdat de raket zich van de waarnemer af beweegt (de afstand wordt groter tijdens het
opstijgen). Alles bij elkaar genomen bleek de raket tot einde brandtijd op een hoogte van 100 meter gekomen te zijn,
wat mooi in overeenstemming is met de RDAS en Dopplerradar data. Verder bleek de windsnelheid op die hoogte 6,7 m/s te
bedragen, veel hoger dan de hoogtewind gegevens van de militaire meteo (waarop de toreninstellingen waren gebaseerd)!
Het bleek dat om de positie van het landingspunt te verklaren, met inachtneming van de vluchttijd en de
toreninstelling, een gemiddelde windsnelheid van 6,8 m/s noodzakelijk is. Klopt ook voortreffelijk met de video-opname. |
|
|
|
3. |
Verzamelde figuren in dit rapport [Top] [Inhoud] |
|
|
|
 |
|
Luchtweerstandscoëfficient berekend uit gemeten versnelling, snelheid en
dichtheidsmodel
|
|
 |
|
Doppler radar: Gemeten snelheid, (berekende) versnelling en afstand
|
|
 |
|
Figuur 3 Stuwkrachtcurve gereconstrueerd uit
RDAS data, correctie voor sensorgevoeligheid, drag en lanceerhoek.
|
|
 |
|
Figuur 4 H11 drukhoogte als functie van
tijd.
|
| 5 |
 |
|
Figuur 5 Versnellingsmeter data
|
|
Figuur 5 en 6 geven nog de versnellingsmeter data, en ter vergelijking met figuur 3,
het resultaat van de eerste stuwkrachtregistratie van de Thrust18 motor (zonder ontsteekmembraan). De verschillen met
de vluchtregistratie zijn evident. Het verschil is nog niet verklaard, mogelijk is een probleem met de
responsiesnelheid en/of calibratiebereik van de DARE statische testbank. |
|
 |
|
Figuur 6 Statische test Thrust-18 motor,
(zonder membraan, Itot = 1646 Ns, brandtijd 1,5 sec)); |
|
|
|
4. |
Conclusie en samenvatting [Top] [Inhoud] |
|
|
|
Prettig die vluchten waarbij alles met elkaar klopt. Dat geeft vertrouwen dat het
gevonden resultaat voor de Thrust-18 motor geen meetfout is. Rest nog te zeggen dat we voor de zekerheid de gegevens
van de raket (massa, Isp, en drag) in het NAVRO programma Altical hebben gestopt om te zien hoe hoog hij zou komen. De
berekende hoogte wijkt ongeveer een procent af van de gemeten (druk)hoogte. |
|
|
|
|
|
