Gå til innhold
🎄🎅❄️God Jul og Godt Nyttår fra alle oss i Diskusjon.no ×

hjemme laget rakett alt er mulig

super2277

Av super2277
i Naturvitenskap

Anbefalte innlegg

Videoannonse

Videoannonse
Annonse
super2277

super2277

Skrevet
  • Forfatter
Skrevet (endret)

 

Innledning

Denne rapporten presenterer detaljene på flytur av Frostfire 3 raketten. Den Frostfire rekke flyreiser oppstå utelukkende i vintersesongen (derav navnet) utnytter en ekspansiv frossen innsjø som lanserer nettstedet, gir høyere altitude flyreiser. Dette gir mulighet for bruk av mer kraftfulle motorer. Den Frostfire 3 benyttet den nye "L-Class" Liberty rakett motor, som ble utviklet i slutten av 2004 og første testen sparken i januar 2005. Den vellykkede statisk prøveskytingen åpnet veien for bruk av Liberty motor i Frostfire 3 raketten. De to tidligere Frostfire raketter ble drevet av "J-klassen" paradigmet solid rakett motor.

Mål av Frostfire 3 oppdrag inkluderer:

 

 

Utfør første test flight of Liberty rakett motor. Motoren ble statisk testet på 16. januar 2005.

Demonstrere viability av RNX drivstoff i en "Rod & Tube" korn konfigurasjonssiden for større class flight motorer.

Utføre en langvarige kaldt vær test av rakett og lansere støtte systemer, inkludert bruk av en ny elektrisk oppvarmet nyttelast kupé.

Oppnå en topp høyde større enn for Cirrus One, som nådde en Apogee av 10.000 fot (3 km.), Min nåværende høyde posten. Simulering av Frostfire 3 flyturen spår en Apogee av 11.700 fot (3,56 km.).

Oppnå overlyds flyturen. Simulering spår en topp hastighet på Mach 1,41 i Burnout.

Flight-teste en helt ny rakett, konstruert utelukkende av lett avanserte komposittmaterialer (unntatt motor).

Test effektiviteten av en røyk sporing kostnad, designet for å være aktivert under nedstigningen.

Test en nyutviklet Pyro Release Device (PRD). Dette er en enhet som ankere fallskjermen tjore til rakett airframe. Når elektrisk aktivert, en liten pyroteknisk belaste brannene forårsaker tjore å bli frigitt. Hensikten er å la denne delen av raketten koblet til drogue Chute å stige separat fra resten av raketten, som ned av de viktigste fallskjerm.

Med hensyn til lanseringen støtte granske bruk av snøscooter for transport behov og bruk av GPS for navigering og for avstand måling.

Se Soar høyde simulering programmet utdatafilen for Frostfire To: SOAR205.TXT

 

 

-------------------------------------------------- ------------------------------

 

 

Rocket Beskrivelse

I motsetning til tidligere raketter at jeg hadde bygd den Frostfire 3 raketten har en airframe som ble fremstille helt fra avanserte komposittmaterialer. Den 3,85 tommer (98 mm) diameter flykroppen er av "sandwich" konstruksjon, med tynne 0.020 "(0,5 mm) indre og ytre skall laget av epoxy impregnert karbon / KEVLAR stoff. The skins er atskilt med en limt nomex honeycomb kjerne av 1 / 8 "(3 mm) tykkelse. Den aerofoiled fins funksjonen en liknende design, med unntak av at kjernen er laget av syntactic skum. Det fins en "vokser ut" ved roten, formet for å matche flykroppen konturlinje, slik at den fins skal festes til flykroppen bruker Scotchweld 2216 "fleksibel" epoksy. Den nosecone er av glass / epoksy laminat utførelse, og har 20o konisk profil med en tangent ogive overgang region hvor det grensesnitt med flykroppen. Flykroppen, fins og nosecone var tilpasset produseres for meg av min venn, Roman, en ekspert i kompositt konstruksjon teknikker.

Den primære fordelen å bruke kompositter er at svært lette komponenter med stor styrke og stivhet kan gjøres. Det er interessant å merke seg at for maksimal høyde, Frostfire 3 var under optimale massen - simuleringer viser at raketten ville gå litt høyere hvis det var tyngre. Hvor lav masse er virkelig nyttig, er med hensyn til maksimal hastighet. Det lettere en rakett, desto større er Burnout hastigheten. Dermed målet om overlyds flyturen var potensielt oppnåelige.

 

I tillegg til airframe enkelte andre komponenter var av kompositt konstruksjon. Jeg fremstille den fremstøt skottet og de to tjore skott fra glass / epoksy laminat materiale (det fremstøt skottmonering overføringer motor fremstøt Beregnigner til airfame; den tjore skott feste fallskjerm tethers til airframe).

 

 

Tjore skott fremstille fra glass / epoksy laminat materiale.

 

Den skott ble limt til flykroppen også bruke Scotchweld 2216 "fleksibel" epoksy. For å sikre strukturelle integriteten til både skottmonering strukturen og Bond, alle tre skott var bevis laste testet til 300 lbs. (1.3 kN) etter å ha blitt installert i raketten.

Se tegninger av Frostfire 3 rakett inkludert eksterne og cutaway views. Dette er en PDF-fil.

Hint: for best visning bruke Acrobat's "Dynamic zoom-funksjonen (Ver. 6)

 

 

Frostfire 3 var utstyrt med en to-stegs utvinning system, som minner om den som brukes for de tidligere Frostfire flyreiser, med separate drogue og hovedshoppinggatene fallskjerm distribusjon (drogue distribusjon skjer på Apogee-og distribusjon skjer når raketten ned til en lavere høyde). Den viktigste grunnen for en to-stegs systemet er å kraftig redusere downwind drift, spesielt viktig for høy høyde flyreiser. To helt uavhengige systemer ble brukt til både drogue og hovedshoppinggatene fallskjerm utløser. Den primære systemet var en RDAS flytider og sikkerhetskopifilen var en elektronisk Tidtaker basert system, bestående av Parachute utstøting Utløsende (PET) modul brukt på tidligere flyreiser. R-DAS-enheten også tjent som flight data recorder, måling og lagring Akselerometer og barometer data kontinuerlig hele flyturen, med en hastighet på 100 samplinger per sekund.

 

R-DAS bruker Akselerometer basert drogue aktivisering og et barometer main Chute aktivering. Den PET Modulen består av to elektroniske tidtakere - ett for drogue aktivisering og den andre for hoveddisplayet aktivering. Både timer kretser er helt uavhengig, og er utformet for å bli aktivert på liftoff etter eget g-brytere. Forsinkelsen varigheter ble avgjort basert på Soar simulering og på forventet nedstigningen hastigheten på raketten. Den PET modul er det samme som ble brukt for Frostfire To samt for Zephyr rekke flyreiser. For denne flyturen Air-Speed drogue utløser systemet ble deaktivert.

 

R-DAS-enheten ble plassert innenfor en beskyttende glass / epoksy canister. Siden R-DAS har et low-end driftstemperatur grense på 0oC (32oF), for å sikre stabil drift i kaldt vær ventet på lanseringen tid, canister var utstyrt med en elektrisk "oppvarming". Den varmeapparatet besto av 11.6 fot (3.5 m) av 0.025 tommer (0,64 mm) diameter nichrome wire såret i en spiral mote rundt canister. Den nichrome wire ble limt til canister med et lag med epoxy. Den varmeapparat ble utformet for å ha to innstillinger - høy og lav, og leverer en gjennomsnittlig utgangseffekt av 6 og 2 watt hhv. En strømforsyning ekstern til raketten besto av 4 AA NiMH celler, som hver var en kapasitet på 2300 mA-hrs. Den eneste forskjellen i å oppnå de forskjellige strøminnstillinger hadde batteriene i serien (høy effekt) eller parallelt (lav effekt). Testingen viste at ved høy innstilling, batteriene ville fungere for 2 timer, ved lav innstilling, for ca 5 timer. Å bidra til å minimere varmetapet, R-DAS canister var innpakket i en ermet av fibreglass isolasjon. Før oppstart av R-DAS er varmeapparatet vil være frakoblet og element fører ført til at den coiled ledningen vil indusere ingen uønskede bivirkninger. Et digitalt termometer ble brukt til å overvåke temperaturen i canister. Den PET Modulen krever ingen termisk beskyttelse som tidtaker kretser ble utformet for drift ved en temperatur så lavt som-20oC (-4oF).

 

 

Slik tilfellet var for Frostfire To, heile tre Fallskjermer ble brukt til utvinning. For drogue system, ett par i 70 x 22 cm. ( "1 / 2 meter) på tvers av type Fallskjermer ble ansatt. Gjennomsnitt nedstigningen hastighet var spådd å være 58 m / sek (17,7 m / s) under drogue nedstigningen. Hovedformålet fallskjerm var én 150 x 50 cm. ( "1 meter") krysset-type fallskjerm brukes på tidligere flyreiser. Følgende hovedområder Chute distribusjonen, forventet nedstigningen hastighet vil redusere til en svak 26 m / sek (7,9 m / s). Basert på disse anstendige priser, den PET Drogue Tidsur ble satt til 24 sekunder etter liftoff, basert på en forventet topp høyde på 11.700 fot (3560 moh). Den PET Main Tidtaker forsinkelsen ble satt til 193 sekunder fra liftoff, basert på en sentral utrulling på 1200 meter (350 moh). R-DAS var konfigurert for hoveddisplayet distribusjon på 1000 fot (300 moh). R-DAS backup Tidtakeren funksjonen ble påkalt også, som blir satt til 24 sek. for drogue utløser, og på 195 sekunder for hoveddisplayet.

 

Både drogue utstøting lade-og utstøting charge besto av 1.3 gram Crimson Powder.

 

 

 

Payload modul som består av Tidtaker Modul, og R-DAS encased i oppvarmet canister.

(Klikk for større bilde)

 

 

Å hjelpe sporing av raketten under nedstigningen, en røyk generator modul ble inkludert som en del av raketten nyttelast. Røyken generator besto av et korn av 82 gram 56/44 kalium nitrat / dekstrose, støpt inn i et rør av 1 "EMT. For å redusere masse, veggene av røret ble skrudd ned til 0.020" (0,5 mm). Det korn lengde på 82 mm var ventet å gi røyk generasjon like under ett minutt. A 556 basert timer lik som brukes for fallskjermen ble bygget og brukt til aktivering av røyk charge 155 sekunder etter Burnout. Dette var forventet å utløse kostnader på en høyde på ca 3500 fot (1060 moh) under drogue nedstigningen. Å beskytte rakett interiør fra forbrenning varme røyken belaste røret var innpakket i et keramisk papir isolator, og deretter dekket med aluminiumsfolie tape.

 

 

 

Smoke generator modul.

En eksperimentell enhet, som jeg har ansett som en "pyroteknisk Utgivelsesår Enhet" (PRD), ble brukt for første gang ombord i en rakett. Formålet med PRD er å slippe tethering linje som binder de akter flykroppen til resten av raketten. Målet var å ha akter flykroppen (med vedlagte drogue Chute) separat fra resten av raketten når main fallskjerm har distribuert. Dermed raketten ville fullføre den siste nedstigningen fase som to separate enheter, for å unngå muligheten for tangling av drogue og hovedshoppinggatene Fallskjermer. Driften av PRD systemet er som følger. Når elektriskt utløses en liten pyroteknisk lade inneholdt innenfor PRD brannene tvinger en oppbevaringsmetoden pin å flytte frigjøre slepe som tjore er tilkoblet. Metoden for å utløse den PRD er i hovedsak identisk med den som brukes for å utløse røyken ansvar for Frostfire En rakett. En strekk belastning i hovedvisningen tjore, skyldes hoved Chute distribusjonen, fører til et lite papir sylinder skjule, tripping en microswitch. Testing indikerte en kritisk spenning belastningen av 10 lb (gjennomsnitt) ville føre til at sylinderen til kollapsen. Den PRD var robustly designet til å håndtere sjokk belastning på 600 lbs. (2.7 kN) og kunne "release" en last på opp til 100 lbs. (450 N.)

 

 

 

Pyro Release Enhet

(Klikk for større bilde) (Klikk for eksplodert visning)

Det fins brukes på Frostfire 3 raketten ble opprinnelig laget for å monteres på Zephyr raketten. Det fins ble contoured til en NACA0005 symmetrisk aerofoil form. Det ble senere vedtatt å bruke dem for Frostfire 3 på grunn av sine iboende stivhet og motstand mot flagre, som ble følt å være viktig for overlyds flyturen. Det viste seg at seks av disse fins var nødvendige for å oppnå en akseptabel stabilitet margin på grunn av den relativt korte span av disse fins. Den resulterende laveste statisk stabilitet margin var 1,77, som ble tilstanden til liftoff.

 

Raketten motoren brukes for Frostfire 3 var nylig utviklet Liberty "L" class motor. Denne motoren bruker RNX-71V kalium nitrat / epoksy / jernoksidpigmenter drivstoff i en "Rod & Tube" korn konfigurasjon. Når det gjelder design, denne motoren er veldig likt, men større enn paradigmet brukes på de to foregående Frostfire flyturer. Statisk testet på 16 januar 2005 til å teste LRMS-1, motoren utført i utgangspunktet opp til forventningene, og leverer en total impuls 3337 N-sekunder og en gjennomsnittlig fremstøt 200 lbs (890 N.), med en brenne tid på ca 4 sekunder. Imidlertid problemer med utarbeidelsen av drivstoff, komplisert av den store massen nødvendig betydde at den leverte fremstøt var lavere enn forventet og brenne tid ble lengre enn forventet. Problemene ble overvunnet og drivstoff til fly-motor (utpekt LRMS-2) var ventet å gi resultater mye nærmere design. Den totale drivstoff massen var 3.207 gram (7.07 lbs.). Motoren hadde en konstant KN = 958. Tenning av motoren var med et par "Spitfire" igniters.

 

 

 

Venstre: Liberty rakett motor og forfatter

Høyre: drivstoff korn (Rod & Tube konfigurasjon) med motor.

 

 

Pre-lanseringen vekten av Frostfire 3 rakett var 17,87 pund (8,105 kg.); Total høyde var 6,91 fot (2,11 meter).

Last ned AeroLab fil for Frostfire 3.

 

Å hjelpe navigasjon på særpreg frossen innsjø, til og fra lanseringen området, og på avstand måling herunder avstand fra lanseringen puten til touchdown, en GPS (Global Positioning System) unit ble prøvd for første gang. Enheten ble en Garmin eTrex 12-kanal modellen. For transport, en snøscooter var også brukes for første gang på denne ekspedisjonen. Rakettene og støtte utstyr ble hauled på to av tre toboggans hitched til snøscooter, bandt en bak den andre.

 

 

-------------------------------------------------- ------------------------------

 

Launch Report

Tirsdag, Feb.22, 2005

I tillegg til Frostfire 3, ytterligere to rakett lansert var planlagt å finne sted på denne utflukt. Slik tilfellet var med de to tidligere årlige Frostfire ekspedisjoner, min venn Rob Furtak hadde utviklet en imponerende ny rakett som han vil christened "Straycat". Denne raketten ble av sammenlignbar størrelse til Frostfire 3 og lignende funksjoner lett all-kompositt konstruksjon. Denne formidable raketten ble drevet av en "K-klassen" KNDX motor, som hadde vært tidligere statiske brent en rekke ganger. Den første planlagte lanseringen var imidlertid av SkyDart, som skulle tjene som en "lød" rakett for å fastslå vind-værs hastighet og drift retning. Sist vinter's flight av Frostfire To hadde brakt til lys på betydningen av å ha denne kunnskapen før flyturen. For å oppnå maksimal høyde, og derfor mer verdifulle data, SkyDart ble konfigurert til å ha minimum vekt. Dermed toppen høyde var ventet å være nesten 2000 meter (600 moh). Som hadde vært tilfelle med den forrige SkyDart flyreiser, motoren var A-100M utstyrt med Pyrogen-DED system for fallskjerm distribusjon.

Været hadde vært uegnet for hele uken frem til eventuelt starte dagen. Selv om vi er innstilt til å gå tidligere, lanseringen ekspedisjonen måtte utsettes. Endelig er den Værmeldingen hadde spådd egnede forhold for tirsdag den 22.. Selv om det var overskyet og lett snø ble fallende når jeg sto opp på 4:30, var jeg rimelig overbevist om at himmelen skulle klare opp av forventet lansering tid, som lovet av været forecasters. Som sådan, jeg gikk videre til finalen pakking av mine to raketter og utstyr som trengs for å støtte lanseringer.

 

Da vi kom til innsjøen rundt 6:00, var det fortsatt snør lett. Dawn ble breaking og solen var nesten synlig gjennom tynn sky laget. Vi gikk videre til losse den snøscooter og pack vårt utstyr til to toboggans som skulle slepes i tandem bak snøscooter. Alle temperatur-sensitive elektronisk utstyr, som for eksempel kameraer og FRS radioer ble plassert inne i en styrofoam-lined "kulere" å holde disse elementene blir altfor kjølt. Ved hjelp av tau, vi festet lasten til toboggans på en sikker måte, for lenge over innsjøen reise til lanseringen området, som løy om lag 1 / 3 vei over innsjøen's span. Det var 6:30 etter når vi var satt til å reise på nesten 7 km. Trek. Like før avsluttende opp transport boksen at huset Frostfire 3 rakett, som hadde vært delvis disassembled jeg slått på strømmen til R-DAS varmeapparatet. For å spare batteriet, det ble satt til "lav" innstilling. Jeg hadde planlagt å overvåke kupé temperatur under turen. Den lufttemperatur på dette tidspunktet var-5oC, ganske mild, så ble jeg overbevist om at. Strømsparingsmodus innstillingen ville nok, iallfall for nå.

 

 

 

Rob og vår "snø-tog". Ta en pause under Trek til lanseringen nettsted

Reisen gikk overraskende greit. Den snøscooter utført admirably, dra sin last av to personer og to fullastet toboggans uten klage, til tross for dypt, powdery snø dekker vannet. Den toboggans også oppført seg bra, obediently følgende maskinen uten noen trussel mot smitte sine dyrebare last. En sjekk av R-DAS kupé temperatur halve veien til området viste at varmeapparatet var opprettholde en relativt mild 25oC intern temperatur. Snøen hadde stoppet å falle like etter våre Trek hadde påbegynt, og himmelen syntest vera clearing. Men så kom vi til å stoppe opp etter ankomst til våre reisemål noen timer senere, snø var falt igjen .. Og ganske tungt. Jeg følte meg, eller skal jeg si "håpet", at vi bare opplever en "snø skrål" - en kort levetid, lokaliserte nedbør hendelsen. Et søk på himmelen over avslørte at skyene virket være ganske tynne og blått programoppgraderinger var synlig - et godt tegn. Rob brukte sin mobiltelefon for å ringe til "home base" for å få den siste ordet på forventet vær. Rapporten concurred med forventning så vi besluttet å vente det ut.

 

Rob besluttet å demonstrere sin splitter ny rakett motor tenningen med en innebygd, praktisk-laps "Electric Automated tenningen Hentemetode System". Systemet inneholdt 1000 fot (300 meter) lang elektrisk leder for ekstern lansering, og en strøm svingete mekanisme for å gjøre lett arbeid reeling i omfattende linje. Den demonstrasjonen var imponerende. Vi begynte også å pakke ut noe av vårt utstyr, slik som lanseringen puten, og begynte å sette opp i påvente av bedre vær. Vår tålmodighet betalte seg, og etter middag, himmelen hadde i stor grad fjernet, og vi var satt til å starte SkyDart raketten. Surface vind hadde, heldigvis, vært bemerkelsesverdig lys. Den igniter ble installert i SkyDart's A-100M rakett motor, tenningen fører ble koblet og systemet bevæpnet. Vi ledet til der den eksterne lanseringen boksen lå, om lag 250 meter langt. Rob annonserte nedtelling, og i "null" trykkes lanseringen knappen. Motoren viste ingen tegn til liv, og etter noen minutter, har vi undersøkt og funnet at igniter bridgewire hadde brent, men hadde ikke klart å starte igniter's Pyro sammensatte. Vi konkluderte med at min "kraft-sulten" igniter hadde mislyktes på grunn av for lite strøm som leveres av Rob nye tenningen boksen. Vi byttet ut Rob's tenningen boks for mitt system som var i stand til å levere den nødvendige kraft, har vært brukt med denne typen igniter i det siste med fremragende pålitelighet.

 

Nå var det middag. På andre forsøk, motoren sparken vellykket, øker SkyDart Flight SD-4.to sitt høyeste ennå Apogee. Akkurat da fallskjermen ble sett distribuere, etterfulgt av en hørbar "pop" lyd høres nesten to sekunder senere, forsinket med avstanden. Raketten drev downrange indikerer en svak vind, og rørte ned i myk snø omtrent et minutt senere, ved en avstand anslått til ca 500 meter. Ved utvinning nettstedet, vi brukte GPS å få eksakt touchdown avstand fra lanseringen puten, som ble spilt inn i 585 ft (178 moh). Vi var nå klar over vind-værs retning og omfang, blir bare litt over 7 mph (12 km / t) basert på flyet av denne praktiske "lød" raketten.

 

 

 

Forfatter med SkyDart rakett rett før denne raketten er "lød" flyturen.

Den StrayCat raketten ble lastet inn på lanseringen pad for den påfølgende flyturen. Pre-lanseringen kassa for utvinning systemet gikk bra. Både G-Wiz enhet og Tidtaker modulen ble fungere normalt (de StrayCat rakett hadde blitt likeledes utstyrt med et elektrisk varmeapparat system for sin flight datamaskin, en helt ny G-Wiz enhet). Mens Rob gjort endelig tilkoblinger av motoren igniter hans tenningen, jeg satt opp tripodelektroden montert videocamera som ble plassert ca 50 fot (15 meter) fra puten for å fange en tett opp av liftoff.

 

Været på denne tiden var nesten perfekt. Himmelen hadde spredt skyer, men sola var skinner og det var ingen overflate vind. Vi har samlet inn FRS radioer for kommunikasjon, så vel som den digitale videocamera og Rode til snøscooter til stedet der lanseringen boksen har blitt plassert, har vært reeled ut til full 1000 fot (300 moh) utstrekning for denne flyturen. Vi ble plassert rundt downwind, med solen på vår backs å hjelpe synligheten av raketten i flyturen. På stedet, jeg har gjort meg behagelig i bærbare lounge stol at vi hadde ført frem. Jeg var til å styre videocamera, og derfor erfaring hadde lært meg at du sitter komfortabelt, i stedet for stående, gjort på en mye mer stabil plattform å skyte raketten under oppstigning, spesielt viktig under høyt zoom tilstand.

 

Rob ga alt klart signal over FRS radio og startet den nedtelling. Fem-4-3-2-1-null! Straks en enorm sky av hvit røyk dukket opp på undersiden av bærerakett, og i mindre enn et blinke, StrayCat var streaking skyward og la et tett hvit løype av røyk i kjølvannet. Etter kort ett sekund brenne tid raketten hadde snart klatret ute av syne. Den unnerving stillheten som fulgte ble til slutt knust av en trøstende "pop" lyd rundt 20 sekunder senere, da drogue betalt sparken. Vi visste at raketten ikke ville sannsynligvis være synlig før røyken lade ville begynne å brenne på en høyde på 3500 meter (1000 m.) som har blitt satt til å være utløst av G-Wiz. Vi skannet himmelen likevel håper å kanskje ta en glimt av sola reflekterer av raketten. De søker seg resultatløst. Men etter omtrent to minutter, ett sekund, svak "pop" lyd ble hørt av i distanse, direkte downwind. Vi skjønte at de viktigste fallskjerm charge fikk sparken og at raketten skal være synlig. Ingen røyk sti eller andre tegn på raketten ble sett likevel. Etter et halvt minutt frenzied jakt, Rob excitedly ropte at han hadde gjort visuelle kontakt med raketten. Det var synkende under miljø av hovedårsakene Chute lag ¾ mile downrange. Kort tid etter, StrayCat endte sine episke flytur med en myk touchdown på frossen lakebed. Ved utvinning nettstedet, raketten ble funnet å være i nesten perfekt stand. Røyken lade hadde ikke sparken, forklarer fraværet av en røyk stien under nedstigningen (det senere ble fastslått å være et problem med igniter). Den nye G-Wiz enheten hadde fungert prikkfritt, og spilte det meste høyde som 7600 meter (2300 moh). GPS leser oppgitt at raketten landet 3710 meter (1131 moh) hvor det løftet av. Rekkevidden var litt av en overraskelse da dette indikert at vind-værs nå var mer livlig enn hadde blitt angitt av SkyDart "lød" flyturen. Faktisk er basert på innspilte flyturen tid på 153 sekunder, gjennomsnittlig vindhastighet bærekapasiteten raketten downrange ble en formidabel 17 mph (27 km / t).

 

 

 

Rob cradling den StrayCat raketten. Betydningsfull liftoff av StrayCat.

Av denne tiden, det var 12:30, nøyaktig 6 timer etter at vi hadde avdød på våre Trek til lanseringen området. Etter utpakking av Frostfire rakett fra transport boksen, begynte jeg å reassemble raketten. Admirably, R-DAS varmeapparatet hadde klart å opprettholde en kupé temperatur på 26oC (79oF). Reassembly av raketten var grei, og besto av å lage et felles på akter-og Midt-flykroppen deler bruke aluminium tape, som tjenestegjorde som frangible forbindelse. Frostfire 3 ble deretter installeres på bærerakett, og kassa av det interne elektronikk begynt. Som vanlig, en pre-lanseringen sjekkliste hadde vært forberedt på å sikre sikkerhet og pålitelighet. Denne prosedyren ble gjennomført uten noen hitches. Både R-DAS og Tidtaker modulene var fungerende nominelt. Røyken belaste var da bevæpnet og elektriske tilkoblinger til varmeapparatet system kuttet og stuet. Det siste trinnet i pre-lanseringen prosedyrer var å koble motoren igniter til tenningen boksen bekrefter kontinuitet og arm systemet. Jeg deretter drevet opp tripodelektroden montert videocamera for tett opp opptakene. Rob og jeg deretter hoppet på snøscooter og ledes ut til der lanseringen boks var plassert.

 

 

 

Frostfire 3 rakett og forfatter.

(grå-tinged snø rundt lanseringen nettsted er rester fra StrayCat eksos)

Igjen jeg plassert meg selv i "director's stolen" og forberedt til film flyet, mens Rob readied å "gå for nedtelling. For denne lanseringen, vi hadde invitert de lokale bevaring offiser å være gjest tilskuer. Vi tok opp våre respektive viser posisjoner, og etter å gjøre "alt klart" utlysing, Rob startet å telle ned til tenningen av Liberty motor: 5-4-3-2-1-null!

 

Nesten umiddelbart en sky av svart røyk dukket opp på undersiden av raketten, signalnettverk vellykket avfyring av igniter. Innenfor et sekund, røyken sky mushroomed i størrelse og Frostfire 3 rakett begynte å stige fra lanseringen blokk. Akselerasjonen var svært rask som raketten opp skyward ledsaget av usedvanlig høy støy av de store og mektige Liberty motor under full fremstøt kombinert med jet-liker lyden av raketten river gjennom luften ved stadig høyere hastighet. Raketten steg på en svært direkte og stabil måte, forlater i kjølvannet en blekk-svart eksos sti, som thinned som raketten står hastighet vokste.

 

 

 

Venstre: Liftoff av Frostfire 3 rakett

Høyre: Rocket klatring rett og sant ....

 

Men etter omtrent to sekunder på fortsatt stabil oppstigningen, raketten ble observert til å ta på en uttales "rave". Den slingre raskt ble mer uttalt gjort alle mer tydelige ved wavelike mønsteret av røyk sti. Etter ca 4 sekunder av flyturen, på en høyde anslått til ca 1500 fot (450 moh), den Frostfire 3 rakett succumbed til aerodynamic lasting pålagt av pitching oscillations, og ble sett på å bryte fra hverandre. Denne hendelsen forut Burnout på motor, som skjedde like etter.

 

Som breakup oppstod hoveddisplayet fallskjerm ble sett å distribuere og raskt å blomstre. Det var klart fra limpness av kalesjen at fallskjermen hadde revet bort. To deler av raketten deretter kunne ses risting nedover. Den shrieking lyden av høy hastighet flyturen fortsatte i flere sekunder etter breakup, noe som tyder på at minst en del av raketten ble fortsetter å stigninga. Approximately10 sekunder senere, et "pop" lyd ble hørt, indikasjon av drogue fallskjerm lade avfyring. På dette tidspunkt, bare langsomt synkende viktigste baldakin og de to risting delene som hadde løsrevet var synlige, men kort tid etter, den nosecone var sett til land nær der vi var plassert, etterfulgt av touchdown av de to risting deler. Det var ingen tegn til resten av raketten heller ikke noen tegn på drogue Chute, som hadde antagelig deployert. En kort stund senere, Jet-aktige lyden av en rakett synkende ballistically var svakt hørt, som økte i intensitet. Denne delen ble sett på virkningen av frossen innsjø ved høy hastighet, ca 500 meter (150 moh) hvor vi ligger. Den siste delen til å ta ned de viktigste Chute baldakin, ilandført noen minutter senere ca ½ mile downrange.

 

Vi gikk videre til å få de ulike delene av Frostfire 3 raketten. Den nosecone ble funnet i nærheten, halvt begravet i snø, men uskadet. Den aluminium tape "coupler" hadde blitt brukket på det stedet der det interfaced med fremover flykroppen.

 

Det akter flykroppen ble gjenopprettet neste. Det var denne delen som hadde kommet i ballistically. Undersøkelsen viste at det hadde skilt fra midten av flykroppen på et tidspunkt under flyturen. Skade på akter flykroppen var stort sett begrenset til coupler del, med noen små skader på selve flykroppen. De seks fins var fortsatt festet og var uskadet. Både drogue chutes fortsatt var plassert i, og hadde utseende av å være uskadet. Motoren var til stede og hadde ingen tydelige tegn på skade eller funksjonsfeil. Blir likevel plassert med flykroppen betydde at nærmere undersøkelse ville måtte vente til senere.

 

Den videre flykroppen ble gjenopprettet i nærheten. Det var ingen skader overhodet til denne delen som hadde ristet ned fra himmelen og landet i myk snø. Men røyken lade canister mangler, klart å ha blitt jarred løs og kastet ut på et tidspunkt under flyturen, mest sannsynlig når raketten brøt hverandre. Tidtakeren modulen fortsatt var plassert innenfor og syntes å være uskadet. Den tjore for hoveddisplayet Chute fortsatt var festet til skottet, men ble ødelagt i motsatt ende som opprinnelig ble knyttet til medio flykroppen skottmonering. De åtte shroud linjer for hoveddisplayet fallskjerm ble også knyttet til quick-kobling som gikk inn i to tethers, The stitching som festes hver av shroud linjer til kalesjen ble revet bort.

 

Den endelige stor del av raketten som skal gjenopprettes, og kanskje den viktigste, var midt flykroppen, som hadde det samme ristet til en forholdsvis myk landing i snøen. Skadene som ble umiddelbart åpenbare ble til fremover delen av flykroppen. Flykroppen veggen var brukket omtrent halvveis rundt omkretsen, med dybde av frakturstedet coinciding med dybden på coupler som gikk inn i midten av flykroppen til fremover flykroppen. Det ble også bemerket at PRD fikk sparken og utgitt tjor at koblet midten av flykroppen til akter flykroppen. Denne gang på hvorfor drogue chutes ikke hadde deployert, selv om utstøting lade hadde hørt til brann. Unntatt den skadede fremover del, ingen andre skader ble observert på denne tiden til midten av flykroppen, noe som gir håp om at elektronikk var likeledes ikke skadet.

 

Jeg hadde klart å følge oppstigningen av Frostfire 3 med videocamera. Vi var håper at dette opptaket, kombinert med R-DAS flight data og fysiske bevis (siden alle komponenter gjenvunnet og var i god form) vil gi oss svar på hva som gikk forkjært med flyturen.

 

Se bilde montasje av flyturen.

Frame Kommentar

1 Frostfire 3 på puten

2-3 Liftoff & innledende klatre

4-5 Stabil klatre

6 Wobble begynner

7-9 Wobble worsens

10 Breakup

11 Main Chute blossoms

 

 

 

 

 

 

 

-------------------------------------------------- ------------------------------

 

 

 

Det akter flykroppen og nosecone av Frostfire 3 ligger midt i teppe av snø.

 

 

 

-------------------------------------------------- ------------------------------

 

Flere bilder av Frostfire 3 mål:

1 Frostfire 3 før det delvis disassembled & pakket.

2 Business slutten av rakett

3 Pakke vårt utstyr for den lange Trek.

4 SkyDart rakett sittende på puten like før flyturen.

5 Touchdown for SkyDart Etter sin suksess "lød" flyturen.

6 Bruke GPS til å måle avstanden til touchdown

7 Forfattar og Rob (stolt holde StrayCat)

8 StrayCat på puten, rett før den episke flytur

9 Prepping Frostfire 3 for sin reise i wild blue der

10 rocketeers & raketten

11 A solitary Frostfire 3, awaiting its destiny

12 Recovered components of Frostfire 3.

13 Close up of location of fracture.

 

 

 

--------------------------------------------------------------------------------

 

Post-flight Analysis

The footage from the two video cameras was very good. The hand-held digital videocamera captured the complete ascent and breakup of the Frostfire 3 rocket. The last few seconds and subsequent ground impact of the aft fuselage was also captured. Both cameras recorded the "pop" sound of the drogue charge firing. From inspection of the two video footages, the following times were excerpted:

 

Ignition to liftoff -- 0.8 sec.

Ignition to onset of "wobble"-- approx. 1.6 sec.

Liftoff to breakup -- 2.5 sec.

Liftoff to drogue ejection "pop" sound -- 24.3 sec.

Liftoff to impact of aft fuselage-- 52.3 sec..

Post-flight teardown of the rocket revealed :

 

As suspected initially, the rocket fractured due to structural overload at the mid/forward fuselage joint.

All components of the rocket were recovered in basically good condition. The major damage was to the extended coupler portion of the aft fuselage which also housed the two drogue chutes.

The R-DAS and PET modules suffered only superficial damage (fully repairable). Excellent data was recovered from the R-DAS, covering the complete flight regime from liftoff to touchdown of the mid-fuselage (in which the R-DAS was housed).

The Liberty motor appeared to have functioned very well, with no indication of any heat damage to the nozzle and casing, nor was there any indication of blow-by. There was, however, some minor heat damage to the bulkhead. At the location of the eight vent holes in the grain support disc, corresponding "pitting" was found in the bulkhead, clearly caused by "jets" of high temperature combustion gases impinging on the bulkhead.

A surprising amount of combustion residue was found in the motor, totaling 286 grams.

The nozzle throat was coated with a tenacious hard residue (ferrous oxide?), as has been typically seen in the past with RNX based motors. The final throat diameter would consequently have been reduced to 0.450 inches from the initial 0.492 inches.

From the video footage, the motor burn time was just under 3 seconds, matching the design condition.

As suspected initially, both the drogue ejection charge and the PRD had fired. Both apparently functioned as designed.

The 3/16" nylon parachute tether between the forward fuselage and mid-fuselage was broken (due to overload) at the location where it attached to the mid-fuselage bulkhead.

The data downloaded from the R-DAS flight computer is plotted in the Graph 1:

 

 

Graph 1 -- Altitude & acceleration data from R-DAS

 

Bear in mind that the R-DAS was housed in the mid-fuselage, so this data is for that portion of the rocket only. The acceleration spike at the 19 second mark resulted from the firing of the drogue charge. The rocket "inertial" altitude and velocity during the ascent phase were next calculated by numerical integration of the accelerometer data, yielding the plot shown as Graph 2:

 

 

 

Graph 2 --Altitude & velocity obtained from integrated accelerometer data,

compared to barometric altitude data (initial flight phase only)

 

When I initially reviewed these results, I was quite puzzled. Not only because of the large discrepancy between the barometric and inertial altitudes, but even more so because the apparent "apogee" times are in disagreement. The maximum barometric altitude is approximately 5950 ft. (1814 m.) which occurred at t = 15.0 sec., while the apparent maximum inertial altitude is 7523 ft. (2293 m.), at t = 18.3 seconds into the flight. I suspected this discrepancy was somehow a result of the breakup of the rocket and its affect upon the R-DAS sensors (pressure transducer for barometric altitude, and accelerometer for inertial altitude). One obvious effect is clear by looking at the graph, which shows a massive decline in the barometric altitude following breakup which occurred at t = 2.53 seconds. This was undoubtedly due to ram air effect. After the forward fuselage broke off, the R-DAS compartment (previously sealed except for the static ports) would have been pressurized by ram air entering the compartment through a hole that now existed in the compartment forward bulkhead where the main parachute tether had been anchored. The tether had snapped when the main parachute deployed, leaving the hole.

 

To begin to unravel the puzzle it became important to try to determine which result was valid (if either). Fortunately, the sound of the "pop" from the drogue ejection charge was clearly picked up by both videocameras. As such it is straightforward to estimate the altitude based on the sonic delay -- the time it took the "pop" sound to reach the ground. Both video recordings gave the time from liftoff to the "pop" sound as 24.3 seconds. Since there was no measurable difference between the two recordings, the rocket could be assumed to be directly overhead, meaning that the ascent was essentially vertical, and as such, the distance determined from the sonic delay should correspond well with actual altitude. From the R-DAS data (Graph 1), the acceleration spike corresponding to drogue ejection occurred at t = 19.1 seconds. Therefore, sonic delay = 24.3 - 19.1 = 5.2 seconds.

The velocity of sound is mainly a function of temperature and humidity. At subzero temperatures, the air is essentially dry, so the only dependance is on air temperature. At -10oC. (the assumed average temperature of the air through which the sound waves travelled, based on the standard lapse rate of 6.5oC./km.), acoustic velocity is 1068 ft/sec. (325.5 metres/sec). The distance, s, between the event and the microphone is

 

s = 1068 (5.2) = 5550 feet.

From the data presented in Graph 1, the barometric altitude corresponding to the acceleration spike is approximately 5500 feet. The apparent inertial altitude is 7523 feet, as is seen in Graph 2. Clearly then, the "true" apogee reading is that of the barometric sensor, which is in excellent agreement with the estimate provided by the sonic delay analysis.

 

The following data was derived from analysis of the R-DAS data, based on the assumption that the inertial data is, nevertheless, valid until the point of breakup of the rocket:

 

Motor burn time: >2.5 seconds.

Rocket breakup altitude: approx. 1600 feet (490 m.) based on inertial altitude

Maximum ascent velocity: 1313 feet/sec. or 895 mph. (400 m/s or 1440 km/hr.)

Maximum Mach number achieved: 1.23

Max. acceleration during boost phase: 23 g's (approx.) @ t = 1.8 seconds

Mid-fuselage touchdown occurred at the 85.4 second mark

Mid-fuselage touchdown velocity: 88 feet/sec. (26.8 m/s.)

The sonic delay analysis provided confidence that the barometric data is valid, at least that portion of the data collected as the rocket (i.e. mid-fuselage) was travelling slow enough, around the point of apogee, that the ram air effect was no longer significant. How then, could the apparently skewed data from the accelerometer be explained? Looking at Graph 1, it is seen that the barometric altitude curve "band" is unusually wide, especially in comparison to the corresponding curve for Frostfire Two, recorded under a normal flight condition. This indicates an oscillating pressure reading. It makes sense that, following breakup of the rocket, that the pitching moment that was great enough to fracture the rocket's airframe, would induce a post-breakup pitching of the rocket (aft & mid-fuselage portions, that is, which remained connected). In other words, the rocket would then be sent tumbling wildly on its upward trajectory.

 

This could explain the oscillating nature of the barometric pressure signal. More profoundly, this could also explain the skewed accelerometer data. A tumbling rocket would generate centripetal acceleration, the direction of which is inwards along the radius vector of the circular motion. The R-DAS accelerometer would interpret this acceleration as a "negative" (aft-acting) acceleration. Instead of two components of acceleration, as would be the case for a normal flight, there would have been three components -- acceleration due to gravity, drag, and rotation, all effectively acting downward. Numerical integration of the resulting skewed accelerometer data that was done to obtain velocity and inertial altitude could conceivably give the result shown in Graph 2, and thereby explain the greater than actual inertial altitude, and explain the apparent delayed "apogee time". Mathematically, this made sense, but was it realistic that a tumbling rocket could produce the required magnitude of centripetal acceleration? To answer this final piece of the puzzle, I performed calculations to estimate the rate of rotation needed to produce the required centripetal acceleration. Centripetal acceleration is given by:

 

 

 

where is the angular velocity (rads/sec.) and r is the radius of rotation. In this case, r is the distance between the rocket's centre of gravity (cg) and the accelerometer. Angular velocity is related to rate of rotation (symbolized here by capital omega) as , with units of rotations per second.

 

The first step in this analysis was to fit a quadratic curve through both the inertial altitude plot and the barometric altitude plot. A quadratic curve (2nd order polynomial) was chosen to simplify the analysis (as will be shown later), although it can be seen from the results shown in Graph 3 that the quadratic curve fits are quite good, at least in the region of particular interest for this analysis (i.e. around apogee).

 

 

 

Graph 3 -- Results of curve fitting the plots of inertial and barometric altitudes

 

The equations for the two curve fits are as follows:

 

z(t) = -18.154 t2 + 676.3 t + 1227 (inertial based altitude)

z(t) = -25.963 t2 + 780.0 t + 60.3 (barometric based altitude)

 

where z(t) is altitude as a function of time, t. Taking the first derivative of these two functions provides for the rate of change of altitude of each, or velocity as a function of time. The second derivative provides for the rate of change of velocity, or acceleration as a function of time.

 

dz/dt = -51.9 t + 780 (inertial based velocity function)

dz/dt = -36.3 t + 676 (barometric based velocity function)

 

d2z/dt2 = -51.9 (inertial based acceleration)

d2z/dt2 = -36.3 (barometric based acceleration)

 

The result gives both accelerations as a constant. Since we are interested in the difference of these two acceleration values (which is assumed to be attributed to the centripetal component only), this result is quite convenient, which is why a quadratic function was chosen to fit the two curves. Of course, in reality the downward acceleration of the rocket would not likely be truly constant. However, the intent of this simplified analysis is to estimate the centripetal acceleration and subsequently the rotational rate of the rocket, to see if it seems reasonable. As such, the conjectured centripetal acceleration is:

 

ac = | -51.9 - (-36.3) | = 15.6 ft/sec2

where the vertical lines signify the absolute value of the term within, as the calculated centripetal acceleration is a scalar quantity. The direction has already been established as acting inwards along the radius vector of the circular motion. The rotational rate may now be found by combining the equations provided earlier for centripetal acceleration and rate of rotation:

 

 

Estimating the radius (distance between accelerometer and rocket cg) as 2 feet, the resulting rotational rate is:

 

.

 

Taking the reciprocal of this value may make more intuitive sense. The reciprocal, which represents the time period of rotation, is 2.2 seconds . This would certainly seem to represent a reasonable and realistic value for an expected rate of rotation, or "rate of tumble" of the rocket (aft and mid-fuselages) on its upward trajectory following breakup. As such, the hypothesis that the tumbling of the rocket could account for the discrepancy between the R-DAS inertial and barometric data seems justified. This represents, therefore, one possible explanation. Other explanations, such as transducer error or cold temperature effects, cannot be ruled out.

 

 

As a final note on the R-DAS data, the lag in barometric altitude (compared to the inertial altitude) shown in Graph 2 during the initial part of the ascent is most likely accounted for by the intentionally undersized static ports, which would have restricted the rate at which the R-DAS compartment pressure tended to equalize with the ambient pressure outside of the rocket.

 

The other aspect of the Frostfire 3 flight that was puzzling was the more profound question as to why the rocket become apparently unstable and began to wobble, then worsen to the extent that the rocket broke apart? Especially considering that the initial climb was remarkably stable. Examination of the video footage provided clear evidence as to why the rocket broke apart. The oscillating motion leading up to the instant of breakup meant that the angle of attack had become quite severe at the extremes of the "swing". In combination with the high velocity of the rocket (mach 1.23), this would have induced a large aerodynamic bending moment on the rocket airframe, which eventually well exceeded the design limit of 225 in-lb (25 N-m) which had been based on the strength of the aluminum tape coupler. The actual bending moment was obviously significantly greater than this. Not only did the tape fracture, the fuselage suffered structural failure as illustrated in the photo shown below.

 

 

 

Fracture of mid-fuselage due to structural overload

 

 

Why did the rocket begin to oscillate, and why did the oscillation continually worsen? Structurally, the rocket was exceptionally stiff, owing to the composite sandwich construction and the use of taped joints (which are inherently rigid), and as such, it is unlikely that it was an aeroelastic problem. Unlike Frostfire One which had canted "fin tabs", there was no feature to induce longitudinal roll and as such, the issue of inertial-roll coupling that doomed Frostfire One would not seem to have played a role in the perplexing behaviour of Frostfire 3

 

As mentioned earlier, the minimum static stability margin of 1.77 was determined using AeroLab software. This minimum value represents the condition at liftoff. This margin would have improved as propellant burned off with a consequential forward shift of the centre of gravity (CG). Adding to this improvement in stability margin would have been the aftward shift of the centre of pressure (CP) predicted to occur as the rocket's velocity increased through the transonic phase of flight. Could it be that the software prediction of CP, used to determine the stability margin, was inaccurate? Note that Stability Margin is defined as the distance between the CP and CG, divided by the rocket body diameter. To attempt to answer this question, I did two things. First, I performed my own CP calculation using the classic Barrowman method, and compared this to the AeroLab prediction of Barrowman CP. The results were consistent, being within two percent. Note that the Barrowman method provides a good estimation of CP in the subsonic flight regime.

 

As such, it was next desired to determine how accurately AeroLab predicts CP in the transonic/supersonic regime of flight. Conveniently, I happened to be in possession of a comprehensive technical report that provided extensive data on the NASA Hawk sounding rocket, which is basically quite similar to the Frostfire 3 rocket in general shape. This supersonic rocket has a conical nose and trapezoidal fins, differing mainly in the comparatively short length-to-diameter ratio.The Hawk is shown in the figure below.

 

 

 

Dimensional data for the NASA Hawk rocket

(Ref. Aeroballistic Characteristics and Flight Test Results for Hawk and Nike-Hawk

Sounding Rocket Vehicles, L.W.Gurkin & H.C.Needleman)

 

 

The report provided not only all the dimensional data of the rocket, but also the stability characteristics, including CP data. The CP characteristics of the Hawk rocket had been derived using sophisticated computer software (TAD II) together with wind tunnel data. From the dimensional data, it was straightforward to construct the Hawk in AeroLab and obtain the predicted CP over a range of velocity up to Mach 6 (the maximum velocity of this version of the Hawk, incidentally, was Mach 3.5). A comparison of the AeroLab results with respect to the published data is shown in Graph 4, which plots the distance from the nose tip to the location of the centre of pressure (Xcp) as a function of Mach number.

 

 

Graph 4 -- Results of comparison between published and AeroLab centre of pressure location

 

 

As can be seen, the two curves compare favourably. The maximum deviation between the two occurs at Mach 2, with a deviation of about 5%. This is considered to be, in engineering terms, a very good correlation. Therefore it would seem reasonable to expect that the AeroLab CP prediction for the Frostfire 3 rocket was accurate, and that basic stability issues were not central to the calamitous behaviour of the rocket.

 

One possible answer to the puzzle may involve the behaviour of the aerofoiled fins that were featured on the Frostfire 3 as the rocket velocity approached the speed of sound (Mach one). The technical article Transonic Shock Oscillations on NACA0012 Aerofoil ( Shock Waves, Vol.8, Iss. 4, 1998) describes how in transonic flow, following an initial disturbance such as change in angle of attack, a shock wave induced flow separation could occur on one side of the aerofoil. This would change the effective geometry of the aerofoil (decrease in camber) which would deflect the wake off to one direction. With an asymmetric wake and effective negative camber, the shock on the opposite surface would move rearward. As the velocity of airflow and the velocity of the moving shock wave are in the same direction, the strength of the shock is reduced and consequently the boundary layer remains attached to that surface. Meanwhile, the effective change in geometry of the aerofoil should move the other shock forward which should initially increase the shock strength, but as it moves forward into lower airstream velocities a weaker shock results, causing the boundary layer on the upper surface to reattach. This would result in a positive camber with a new shock on the opposite surface moving forward. The cycle then repeats itself, resulting in an oscillating pitching of the aerofoil (and of course the vehicle to which it is mounted).

 

This concept is illustrated in the figure below:

 

Ref. Transonic Shock Oscillations on NACA0012 Aerofoil ( Shock Waves, Vol.8, Iss. 4, 1998) .

 

 

 

Symmetric, transonic flow over the aerofoil

An asymmetric disturbance (change in angle of attack) causes shock on "upper" surface to move forward, causing wake to be deflected "upward" as boundary layer separates.

Shock on upper surface weakens, boundary layer reattaches, deflecting wake in opposite direction.

The initial disturbance, which would have resulted in a sudden change of angle of attack, may have resulted from wind shear. From the flight of Frostfire Two, it was speculated that wind shear had caused that rocket to veer somewhat from its initial vertical trajectory a few seconds following liftoff. It was subsequently determined from actual atmospheric sounding data that winds-aloft were in a different direction, and of greater magnitude, than those at ground level. A similar situation was likely also the case for the flight of Frostfire 3. From the flight of StrayCat, which had occurred less than an hour earlier, the winds-aloft were found to be considerably greater than the wind condition at ground level. This would suggest that a wind shear condition was certainly a plausible one.

The aerofoil profile on the Frostfire 3 fins were made to NACA0005 profile. This shape is basically the same as NACA0012, except that the thickness-to-width ratio was 5%, rather than 12%. As such, a similar transonic phenomenon may well be possible, and could conceivably explain the oscillatory behaviour of Frostfire 3.

 

As a final note pertaining to the post-flight analysis, the R-DAS accelerometer data was analyzed to estimate the performance of the Liberty rocket motor. Knowing the mass of the rocket (as a function of time) and using the aerodynamic drag force prediction from SOAR, the motor thrust was calculated for the duration of the burn. The result is plotted below, together with the design curve.

 

 

 

Performance of Liberty motor in comparison to design

 

Note that the result after approximately the 1.8 second mark is of less validity, owing to the oscillatory nature of the rocket which clearly would have induced much greater drag than that predicted for stable flight.

 

 

--------------------------------------------------------------------------------

 

Conclusion

Although the flight of Frostfire 3 was not the successful one that had been hoped for, it is notable that some of the key goals were achieved.

The first test flight of the Liberty motor was a complete success. The performance appeared to match that of the design condition quite well. The successful test flight of this motor substantiated the "rod & tube" configuration of the RNX-71V propellant for a respectable sized "L-class" motor. This gives confidence that significantly larger motors can be reliably designed and built using this grain configuration.

 

The cold-weather assessment of the rocket and launch support equipment was very favourable. All equipment functioned normally despite the -5oC. condition that prevailed during the expedition. The R-DAS electric heater performed beyond expectation, maintaining a room-temperature environment over the duration of its operation, totaling more than 6 hours. Considering the simplicity and versatility of the heater design, this method will surely be used for future missions.

 

The Pyrotechnic Release Device (PRD) functioned perfectly. It was successfully triggered, as designed, by the deployment of the main parachute, and the device released the drogue tether as it should have. The irony of the success, however, is that the operation of the PRD resulted in failure of the drogue chutes to be deployed (since the tether was released). Consequently, the mid-fuselage separated from the aft fuselage, resulting in a ballistic return of the aft fuselage, and a tumbling return of the mid-fuselage. If the PRD had failed to work (or had not been installed), drogue chute deployment would have occurred, returning the still-connected aft and mid-fuselages more gently to the ground. For future PRD equipped flights, a modification to the triggering method will be employed. Instead of a single microswitch for triggering PRD firing, two microswitches will be required to be tripped, resulting from successful deployment of both the drogue and main parachutes.

 

Since this was the first rocket airframe of mine to be of constructed entirely of composite materials, there was naturally some uncertainty as to the structural design and capability of the parts. In particular, the fuselage, fins, tether bulkheads, and thrust bulkhead. As it turned out, all parts turned out to be even more robust than expected. All the fins were undamaged and remained attached to the rocket, despite high speed ballistic return of the aft fuselage. This was impressive. The forward tether bulkhead, which took the excessive load of the main parachute deploying at high speed, was undamaged despite the load being estimated at more than double that which it had been designed and proof load tested to. The overload force was estimated to be 800 lbs, based on the breaking strength of the 3/16" nylon tether. The thrust bulkhead also apparently performed to expectation, although it was not possible to confirm, as it received damage when the aft fuselage impacted the frozen lake. The fuselage also performed well structurally. The only damage was to the portion that broke due to the excessive bending load caused by the wobble.

 

Both the GPS unit and the snowmobile proved to be of immense value. With the GPS, it was simple to measure the exact touchdown distance for both the SkyDart and the StrayCat. This aided in estimating the winds-aloft speed, which is valuable data in order to be able to estimate the downrange drift of follow-up flights on the same day. The GPS also proved particularly valuable in navigating to and from the launch site, especially in the winter "white-out" conditions that were experienced on the return journey, with visibility at times reduced to nearly zero. The snowmobile was of immense merit, making the trek across the frozen lake a breeze, especially compared to the previous year. We had then used skiis to traverse the lake which proved to be physically exhausting due to the large amount of gear we were pulling behind us. At the launch site, the snowmobile was also very handy for getting around to set up the launch equipment (such as the remote launch box) and for fetching the rockets after touchdown.

 

Although the peak altitude goal was not achieved, the lofty goal of supersonic flight was realized. As well, it is interesting to compare the predicted flight performance to the actual performance, as least during the first few seconds of flight prior to breakup. This has been plotted and appears in the figure below.

 

 

Comparison of predicted and actual flight velocity & altitude

 

Both the velocity and altitude profiles matched remarkably well. It is tempting to say that if the instability problem had not materialized, that the flight of Frostfire 3 may have been a resounding success.

 

 

Although it is not possible to say with certainty what actually caused the unexpected stability problem with the Frostfire 3 rocket, one plausible explanation has been presented. More importantly, however, is the question of what steps should be taken to prevent future supersonic rockets from suffering a similar fate? It would seem that a simple redesign of the fins would solve the problem. A mimicking of the successful NASA Hawk supersonic vehicle would seem to be a reasonable approach. As such, three adaptations to the next Frostfire rocket should be:

Revise the trapezoidal fin planform to have an shorter length-to-width aspect ratio. This is a more aerodyamically effective design, since it is the fin tip area that provides most of the stabilizing effect (flow is more laminar).

Adapt the "diamond" shape cross-section, which is inherently more suitable to supersonic flight (see figure below).

Increase both the initial and minimum static stability margins. The NASA Hawk vehicle under consideration had an initial stability margin of 2.15 and a minimum stability margin of 1.80 (which occurred at Vmax). :dribble::thumbup:

post-177830-1234117215_thumb.jpg

post-177830-1234117219_thumb.jpg

post-177830-1234117229_thumb.jpg

post-177830-1234117239_thumb.jpg

Endret av Patience
Lenke til kommentar
StormEagle

StormEagle

Skrevet
Skrevet

hehe fin underholdning i værdagen :p

 

Jeg har ikke så veldig stor tro på (les ingen tro) at en 12 åring som ikke en gang greier å skrive forståelig Norsk får til noe slikt.

 

Er nokk en del mer enn å kunne sveise som skal til her :)

 

Du kan jo begynne med å prøve og lage elektronikken (dette er jo ikke farlig og heller ikke så allt for dyrt). Jeg regner med at denne består av noen aksellerometere, en slags loggingsmekanisme og en radiosender for telemetrien (i tilfelle elektronikken blir ødelagt når den går i bakken) for å regne ut hastighet og for å løse ut fallskjerm ved apogee (toppen av banen). Og når du finner ut at du ikke en gang greier dette kan du jo finne ut selv at dette prosjektet ikke var så lett.

Lenke til kommentar
Gjest
Dette emnet er stengt for flere svar.
Gå til emneliste

  • Hvem er aktive   0 medlemmer

    • Ingen innloggede medlemmer aktive
×
×
  • Opprett ny...