книги из ГПНТБ / Гайгеров С.С. Исследование синоптических процессов в высоких слоях атмосферы
.pdf
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Таблица З |
|
|
|
Технические данные ракеты М-100 |
|||||||
|
|
|
Наименование |
|
|
Величина |
||||
Стартовый |
вес ракеты |
(кг) |
|
|
480 |
|||||
Калибр |
(м) |
|
|
|
|
|
|
0,25 |
||
Общая |
|
длина ракеты |
(м) |
|
|
8,24 |
||||
Вес (кг): |
|
|
|
|
|
|
|
|
||
снаряженного |
двигателя |
первой |
290 |
|||||||
|
ступени |
|
|
|
|
|
|
|||
снаряженного |
двигателя |
второй |
122 |
|||||||
ступени |
|
|
|
|
|
|
||||
снаряженной |
головной |
части . . |
66,7 |
|||||||
порохового |
|
заряда |
двигателя |
182,4 |
||||||
|
первой ступени |
|
|
|
||||||
порохового |
|
заряда |
двигателя |
64,7 |
||||||
|
второй ступени |
|
|
|
||||||
Размах оперения первой и второй |
0,68 |
|||||||||
ступени |
(м) |
|
|
|
|
|
|
|||
Температурный |
диапазон |
примене |
40 до —40 |
|||||||
ния |
ракеты (°С) |
|
|
|
от |
|||||
Время |
|
(с): |
|
|
|
|
|
|
|
|
разделения |
ступеней |
|
|
8,0 |
||||||
сброса |
створок |
защиты |
шпиля |
60,0 |
||||||
отделения |
головной части |
. . . |
70,0 |
|||||||
Высота |
отделения |
головной |
части |
68—74 |
||||||
(км) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Максимальная |
высота |
подъема го |
|
|||||||
ловной |
части |
при |
угле |
возвыше |
|
|||||
ния |
85° |
(км) |
|
|
|
|
|
|
95 |
|
Для пуска нажатием кнопки пульта управления подается электрический им пульс на пирозаряды пироузла первой ступени, и при их срабатывании зажи гается пороховой воспламенитель, который воспламеняет наружную и внут реннюю поверхности пороховых шашек. Развивающаяся реактивная тяга при-
7 |
6 |
|
|
1080 |
250 |
665 |
_ . _ | J . _ . J - + - J |
||
|
|
|
2246 |
^} |
<Ю73 |
|
|
|
|
|
6241 |
|
|
|
Рис. 6. Схема |
ракеты |
М-100. |
|
||
/ — шпиль, |
2 — приборный |
отсек, |
3 — |
промежуточный отсек, 4 — парашютный |
||
отсек, |
5 — двигатель |
первой |
ступени, 6 — двигатель |
второй ступени. |
||
водит ракету в движение по направляющим пусковой установки. При этом путем выдергивания стопорных тросиков приводятся в действие временные механизмы командного блока и пускового блока второй ступени.
После сгорания порохового заряда, когда двигатель первой ступени пре
кращает |
работу, |
приходят |
в действие |
временные механизмы |
и осуществляется |
запуск |
двигателя |
второй |
ступени, |
затем (через 8 с от |
начала старта) |
2* |
|
|
|
19 |
|
осуществляется отделение первой ступени. Через 60 с после старта срабатывает программный механизм сброса защитных створок шпиля, в результате чего термо метры (и манометр Пирани) получают контакт с атмосферой. Через 70 с по команде программного механизма происходит отделение головной части. Одно временно освобождается парашют. В результате работы разделительного движка отделившаяся головная часть получает дополнительное ускорение, что уменьшает вероятность повреждения парашюта корпусом ракеты.
D
Рис. 7. Последовательность развертывания ракет ной метеорологической системы М-100 в полете в функции высоты Н и времени (или горизон тального удаления от места старта D).
Как видно на рис. 7, после отделения от второй ступени головная часть ра кеты вместе с парашютом продолжает двигаться по восходящей ветви траек тории. На нисходящем участке траектории с высоты 60—55 км головная часть снижается на парашюте. Предполагается [20], что до этого уровня парашют вы полняет роль стабилизатора падения головной части, что имеет существенное зна чение для измерения термодинамических параметров.
Головная часть состоит из шпиля, приборного отсека, промежуточного отсека с разделительным устройством и парашютного отсека. Размеры головной части вместе со шпилем: длина 1,95 м, наибольший диаметр 0,25 м (рис. 6 и 8).
поверхности приборного конуса. Во время полета ракеты на восходящем участке траектории корпус закрыт предохранительной защитой, раскрываемой вблизи вершины траектории.
Контейнер закрывается радиопрозрачной оболочкой, изготовленной из пласт массы АГ-4. Как видно на рис. 96, в контейнере расположены: радиолокационный
ответчик, |
коммутатор, блок |
питания и телеметрический передатчик. В 1971— |
||||
1972 гг. радиолокационный |
ответчик и радиопередатчик были заменены совме |
|||||
щенной бортовой аппаратурой с ответчиком. В этом случае |
вся информация |
при |
||||
нимается |
Р Л С «Метеор-Р» |
с дополнительной |
аппаратурой |
для выделения |
и ре |
|
гистрации |
телеметрической |
информации |
[86, |
21]. Вес аппаратуры, помещенной |
||
в контейнере, составляет 5 кг вместе с |
источниками питания, обеспечивающими |
|||||
непрерывную работу приборов в течение 2 часов. |
|
|
||||
Параметры атмосферы измеряются на нисходящем участке траектории после отделения головной части от двигателя ракеты. Измерения ветра ведутся путем радиолокационного прослеживания дрейфа головной части ракеты, спускающейся на парашюте.
Метеорологическая ракета МР-12
Д л я |
исследования атмосферы |
на высотах |
100—180 км в СССР |
начиная |
|
с 1965 г. применяется метеорологическая ракета МР-12. Неуправляемая |
односту |
||||
пенчатая |
метеорологическая ракета |
МР-12 с двигателем на твердом топливе спо |
|||
собна поднимать полезный груз весом |
до 50 кг до максимальной высоты |
180 км. |
|||
Устойчивость в полете обеспечивается |
хвостовыми |
стабилизаторами и вращением |
|||
около продольной оси развиваемым при движении в пусковой установке. Ракета состоит из головной части, двигателя с пороховым зарядом и хвостового отсека с оперением. В зависимости от программы исследования полеты проводятся с от
делением и без отделения головной части. Некоторые |
технические характеристики |
|
головной части приведены |
ниже [90]: |
|
Вес головной |
части (кг) |
135 |
Полное время |
полета (мин) |
6,5—7 |
Максимальные осевые перегрузки (g) |
17 |
|
Максимальная |
скорость вращения на участке из |
|
мерений (об/мин) |
300 |
|
Время подготовки к пуску после доставки к ме |
||
сту старта |
(ч) |
2 |
На рис. 10 представлена схема размещения научной и вспомогательной ап паратуры в головной части. Оболочка отсека 2 датчиков научной аппаратуры со-
Рис. |
10. |
Головная |
часть |
метеорологической ракеты МР-12. |
|
|
/ — механизм сброса |
створок, 2 — отсек |
датчиков научной |
аппаратуры, 3 — герметичный |
от |
||
сек электронных |
узлов научной |
аппаратуры, 4 — антенна |
системы радиотелеметрии, |
5 — |
||
герметичный отсек |
электроавтоматики |
и радиослежения, 6 — антенна радиоответчика. |
||||
стоит из двух створок. По команде временного программного устройства сраба тывает пиротехнический механизм сброса створок /, и датчики приборов, распо ложенных в отсеке 2, вступают в контакт с атмосферой. Отсеки 3 и 5 герме тичны и сообщаются между собой, отсек 2 отделен от них герметичной
переборкой. В отсеке 3 располагаются: электронные узлы научной аппаратуры, ис точники питания, передатчик радиотелеметрической системы, датчики давления, перегрузок, температуры; в отсеке 5 находятся блоки электроавтоматики и ра диослежения.
В программу, выполняемую с помощью ракет MP-12, включаются, например, следующие работы:
1)масс-спектрометрические исследования ионного и нейтрального состава верхней атмосферы (по методике, описанной в работе [90]);
2)исследования парциальных концентраций, температур и давлений ней тральных компонентов верхней атмосферы [47];
3) измерение парциальной плотности молекулярного азота и его температу ры [91];
4)измерение полного давления, суммарной плотности и температуры в мезосфере и нижней термосфере [11];
5)измерение температуры термосферы, а также коэффициента диффузии и ветра с помощью искусственных светящихся облаков натрия [23].
Метеорологическая ракета «Аркас»
Д о последнего времени в США наиболее широко применялась метеорологи ческая ракета «Аркас» (ARCAS — A l l porpos rocket for the collection of atmo spheric sounding) [322, 343, 348].
Зондирующая ракета «Аркас» является неуправляемой одноступенчатой ра кетой, способной доставлять максимальный полезный груз в 5 кг до предельной высоты около 70 км. Ракета стабилизируется в полете с помощью четырех за крепленных стабилизаторов.
Ракета «Аркас» применяется в |
двух |
вариантах. |
Основной из |
них |
состоит |
||
из зонда для измерения |
температуры (в |
качестве датчика |
используется |
бусин- |
|||
ковый терморезистор) и |
парашюта. |
После отделения |
от |
двигателя |
приборный |
||
контейнер опускается на парашюте диаметром 4,5 м. Температурные данные телеметрируются на стандартные аэрологические наземные устройства. Ветровые данные получаются в результате радиолокационного прослеживания металлизи рованного парашюта или в результате радиолокационных измерений с помощью бортового ответчика.
На рис. 11 приведена схема последовательных фаз зондирования ракетой «Аркас».
Менее употребительный вариант использования «Аркас» заключается в до ставке и выбросе на максимальной высоте наполняемой майларовой сферы «Робин» диаметром 1 м. Пространственно-временные данные получаются в ре зультате прослеживания с помощью радиолокатора. Термодинамические пара метры и данные о ветре можно вычислить путем решения основных уравнений движения.
Схематический чертеж ракеты «Аркас» представлен на рис. 12. Некоторые ее характеристики приведены в табл. 4.
Заметим, что в табл. 4 приведен вес приборного отсека без бортовой |
аппа |
|||||
ратуры, вес которой в |
зависимости от типа ракетного зонда меняется |
от |
1,8 |
до |
||
3,0 кг. В случае варианта со сферой общая длина |
ракеты |
уменьшается |
на |
30 |
см |
|
за счет исключения парашютного контейнера. |
|
|
|
|
|
|
Метеорологические |
зонды, используемые на |
ракете |
«Аркас», различаются |
|||
в основном по применяющейся бортовой телеметрии: 1) зонд с передатчиком
(«Арказонд-1А»), 2) зонд с ответчиком (AN/DMQ-9). «Арказонд-1А» |
включает |
|
датчик |
температуры — бусинковый терморезистор диаметром 0,25 мм, |
энергети |
ческий |
источник в виде батарей, электронный коммутатор, импульсный |
генератор |
и передатчик с антенной.
Электронный коммутатор поочередно подключает опорное сопротивление и терморезистор на вход импульсного генератора, который генерирует импульсы для модуляции передатчика, работающего на частоте 1680 МГц.
Ответчик ракетного зонда AN/DMQ-9 аналогично прибору «Арказонд-1А» вы полняет функции передачи телеметрической информации. Кроме того, ответчик принимает сигнал, генерируемый наземным радиолокационным передатчиком
Н км 75г—
Рис. 11. Схема температурного и ветрового зондирования с помощью метеорологической ракеты «Аркас».
/ — запуск, 2 — конец работы двигателя, 3 — начало зондирования, 4 — наземное устройство для приема и регистрации телеметрической информации, 5 — радиоло кационная станция.
|
|
2300 |
|
|
Рис. |
12. Схема |
конструкции ракеты |
«Аркас». |
|
/ — носовой конус и |
приборный |
отсек, |
2 — плата для |
крепления приборов, 3 — |
парашют, 4 — разделительный движок, |
5 — пороховые шашки торцевого горения, |
|||
|
6 — ракетный двигатель. |
|
||
|
|
|
|
|
Таблица |
4 |
Технические данные ракеты «Аркас» |
|
|||||
|
|
Наименование |
|
Величина |
|
|
Длина (м): |
|
|
|
|
|
|
общая |
|
|
|
|
2,30 |
|
двигателя |
|
|
|
1,54 |
|
|
парашютного |
контейнера |
|
0,30 |
|
||
головной |
|
части |
|
0,46 |
|
|
Диаметр (м) |
|
|
|
|
0,10 |
|
Наибольший |
|
поперечный размах оперения |
0,33 |
|
||
(м) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Объем (см3 ): |
|
|
|
|
|
|
парашютного |
контейнера |
|
2296 |
|
||
приборного отсека |
|
2788 |
|
|||
Номинальный |
вес (кг): |
|
|
|
||
общий |
|
|
|
|
32,0 |
|
двигателя |
без горючего |
|
13,4 |
|
||
приборного отсека |
|
0,7 |
|
|||
парашютного |
контейнера |
(снаряжен |
1,8 |
|
||
ного) |
|
|
|
|
|
|
ракетного |
двигателя |
|
29,5 |
|
||
Характеристики двигателя пои температу |
|
|
||||
ре 20° С: |
|
|
|
|
|
|
средняя |
тяга |
(кг) |
|
153 |
|
|
время работы |
двигателя |
(с) |
29,0 |
|
||
среднее давление (кг/см2 ) |
|
70 |
|
|||
Суммарный |
импульс (кг) |
|
4231 |
|
||
(403 МГц) , преобразует |
этот |
сигнал и ретранслирует |
(на частоте |
1680 МГц) на |
||
наземную радиолокационную станцию. Определение наклонной дальности произ
водится по сдвигу фаз переданного и ответного сигналов. |
|
|
|
|
|||||
|
При использовании «Арказонда-1А» телеметрические данные принимаются |
||||||||
стандартными |
сетевыми аэрологическими |
радиотеодолитами |
|
(AN/GMD-1, |
|||||
AN/GMD-2) и |
аэрологической |
Р Л С AN/GMD-4. |
Ветровые |
данные |
получаются |
||||
в |
результате |
прослеживания |
металлизированного |
парашюта с |
помощью |
Р Л С |
|||
с |
диапазонами |
частот 1550—5200 или 3900—6200 МГц. В случае |
зонда с |
ответ |
|||||
чиком измерения наклонной дальности возможно производить с |
помощью |
сете |
|||||||
вой Р Л С AN/QMD-4 и получать данные о |
ветре |
без применения |
прецизионных |
||||||
радиолокационных станций. |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
В варианте со сферой «Робин» пластиковый уголковый отражатель, нахо |
||||||||
дящийся внутри сферы, прослеживается с |
помощью Р Л С |
класса |
AN/FPS-16.1 |
||||||
|
Ракета «Аркас» запускается из специальной |
ствольной |
пусковой установки, |
||||||
предусматривающей использование отходящих газов для увеличения стартовой скорости (рис. 13). Основными компонентами установки являются: 1) ствол, слу жащий для придания направления ракете во время начала разгона, 2) цилиндр свободного объема для возвращения отходящих газов, 3) опора с устройствами для устновки возвышения и азимута.
1 Здесь и далее для справок по радиолокационным станциям и следящим системам см., например, книгу А. В. Кантора «Аппаратура и методы измерений при испытаниях ракет» (М., Оборонгиз, 1963 г.).
Во |
время |
пуска |
цилиндр |
свободного |
||
объема улавливает отходящие газы работаю |
||||||
щего двигателя, которые давят на поршень, |
||||||
приложенный к концу сопла, ускоряя движе |
||||||
ние ракеты вверх |
по |
стволу. |
Ракета центри |
|||
руется и поддерживается в стволе в течение |
||||||
запуска |
четырьмя |
пластиковыми |
прокладками, |
|||
которые |
вместе |
с |
поршнем |
выпадают, когда |
||
ракета выходит из ствола. Использование |
||||||
отходящих газов ускоряет пуск и уменьшает |
||||||
свойственную |
ракете |
«Аркас» |
чувствитель |
|||
ность к |
ветру. |
|
|
|
|
|
Ракетные |
системы |
с неактивной |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
|
второй ступенью |
(«Дарт») |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
Р а к е т н а я с и с т е м а « Л о к и - Д а р т » . |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
Метеорологическая |
зондирующая |
|
система |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
«Локи-Дарт» является в настоящее время са |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
мой миниатюрной и легкой среди современных |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
малых метеорологических ракет США. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||
Первой |
ступенью |
этой |
системы |
является |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
ракетный |
двигатель короткого горения «Локи». |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||
Ускоритель «Локи» развивает большую ско |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
рость |
в |
короткий |
период |
|
времени, |
разгоняя |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
неактивную вторую ступень в форме дротика, |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
несущую |
полезный |
груз. |
Через |
|
1,8—2,0 с, |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
когда скорость ракеты достигает 1500 м/с |
на |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||
высоте |
|
1700 |
м, |
наступает |
конец |
|
активного |
|
|
|
|
|
|
|
||||||
участка первой ступени и происходит разделе |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
ние ступеней. Вторая ступень после отделения |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
летит по баллистической траектории до макси |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
мальной |
высоты, |
где (на 108-й с после |
старта) |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
пиротехническое |
устройство |
развертывает |
по |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
лезный груз |
для |
начала |
измерений. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
Запуск «Локи-Дарт» осуществляется с по |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
мощью специальной пусковой установки и ста |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
билизируется |
|
вращением, |
которое |
|
сообща |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
ется |
системе |
спиральными |
направляющими |
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
установки при запуске, а также оперением, |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
которое имеется на обеих ступенях. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
Применяются следующие варианты зонди |
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||||
рования с помощью «Локи-Дарт»: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||
1) |
создание |
облаков, |
дипольных |
отра |
Рис. |
13. Пусковая установка ра |
||||||||||||||
жателей |
для |
радиолокационных |
|
измерений |
||||||||||||||||
|
|
кеты |
«Аркас». |
|
||||||||||||||||
ветра; |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
/ — ствол, |
2 — цилиндр |
свободного |
|||||
2) |
измерение |
температуры |
атмосферы |
бу- |
||||||||||||||||
синковым терморезистором |
и ветра |
с помощью |
объема, 3 — опора, |
4 — азимуталь |
||||||||||||||||
ный |
круг, |
5 — деталь |
газогенера |
|||||||||||||||||
металлизированного |
парашюта |
с |
использова |
|
торного |
ускорителя. |
|
|||||||||||||
нием аппаратуры PWN-8B |
(Datasonde); |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||||
3) выброс небольшой наполняемой сферы |
для измерения |
плотности и |
ветра |
|||||||||||||||||
путем |
радиолокационного |
прослеживания |
(уменьшенный |
вариант |
сферы |
«Ро |
||||||||||||||
бин») . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Некоторые размеры и характеристики ракет, заимствованные у Боллермана |
||||||||||||||||||||
[253], приведены в табл. 5; они несколько отличаются в |
различных |
вариантах |
||||||||||||||||||
«Локи-Дарт» и в разных источниках |
(например, [421, 304]). |
|
|
|
|
|
||||||||||||||
Приведем |
некоторые |
данные |
о |
приборном варианте полезного груза неак |
||||||||||||||||
тивной второй ступени для зонда |
PWN-8B, который является новой |
разработкой |
||||||||||||||||||
и принят в качестве |
основного прибора на ракетной |
сети |
США в |
июле 1968 г. |
||||||||||||||||
Таблица 5
Некоторые технические характеристики различных метеорологических ракет с неактивной второй ступенью («Дарт») [253]
Характеристика |
|
„Локи- |
„Вайпе- |
„Супер- |
.Метеор-1" „Менака-1* |
|||||
|
Дарт" |
Дарт" |
Локи-Дарт" |
|||||||
Длина (м): |
|
|
|
|
2,62 |
4,12 |
3,17 |
2,55 |
|
2,89 |
общая |
|
|
|
|
|
|||||
ракетного |
двигателя . . . |
1,53 |
2,67 |
1,95 |
1,75 |
|
1,87 |
|||
неактивной |
ступени . . . |
1,09 |
1,45 |
1,22 |
0,80 |
|
1,02 |
|||
Диаметр (м) : |
|
|
|
0,076 |
0,162 |
0,100 |
0,12 |
|
0,100 |
|
ракетного |
двигателя . . . |
|
||||||||
неактивной |
ступени . . . |
0,038 |
0,050 |
0,041 |
0,04 |
|
0,035 |
|||
Поперечный |
размах оперения |
|
|
|
|
|
|
|||
(м): |
|
|
|
|
0,13 |
|
|
0,41 |
|
|
ракетного |
двигателя . . . |
|
|
|
|
|||||
неактивной |
ступени . . . |
0,076 |
|
|
|
|
|
|||
Номинальный вес (кг): |
|
15,0 |
106,3 |
28,25 |
32,5 |
24,68 |
||||
|
|
|
|
|
||||||
двигателя |
без горючего . . |
2,6 |
25,3 |
5,26 |
10,0 |
|
7,18 |
|||
неактивной |
ступени . . . |
4,1 |
13,3 |
6,12 |
4,5 |
|
4,15 |
|||
|
|
|
|
|
8,3 |
67,7 |
16,87 |
18,0 |
12,45 |
|
системы |
без горючего . . |
6,7 |
38,6 |
11,38 |
14,5 |
12,23 |
||||
Характеристики двигателя: |
890 |
|
2018 |
1400 |
|
|
||||
средняя |
тяга |
(кг) . . . . |
3,52 |
|
|
|||||
время работы двигателя (с) |
1,8 |
2,0 |
2,3 |
|
2,31 |
|||||
суммарный импульс (кгХ |
1550 |
|
|
|
|
|
||||
Хс) |
|
|
|
|
14438 |
|
3200 |
|
|
|
Максимальная высота (км) . . |
65 |
125 |
116 |
37 |
58 |
|||||
В этом варианте |
вторая |
ступень —«Дарт» — включает хвостовую часть, |
в том |
|||||||
числе хвостовое оперение, пиротехническое устройство для развертывания |
аппа |
|||||||||
ратуры и поршень. Парашют и зонд удерживаются |
створками, которые |
стянуты |
||||||||
снизу кольцом |
и сверху |
зажаты |
нижним |
срезом носового конуса (рис. 14). При |
||||||
срабатывании пиротехнического устройства поршень ударяет по створкам, вслед ствие чего створки раскрываются, а зонд и парашют освобождаются из кон тейнера.
Ракетный зонд PWN-8B имеет цилиндрическую форму (длина 28,2 см, диа метр 2,8 см) . Антенна и температурный датчик расположены на противопо ложных сторонах зонда. При снижении на парашюте датчик температуры на правлен вниз, навстречу набегающему потоку. Схема передачи и приема теле метрической информации и радиолокационного прослеживания аналогична схеме, указанной в предыдущем разделе для зондирования с прибором «Арказонд-1А».
Затруднения в связи с исчезновением сигнала радиотелеметрии при раскачи вании зонда при спуске на парашюте явились одной из причин разработки тор мозной системы типа «Старут», обеспечивающей стабильное снижение зонда.
Благодаря значительной скорости и стабилизации вращением система «ЛокиДарт» имеет лучшие показатели по чувствительности к ветру и результирующему
рассеянию падения по сравнению с ракетой |
«Аркас». |
М е т е о р о л о г и ч е с к а я р а к е т а « В а й п е - Д а р т » . Метеорологическая |
|
ракета «Вайпе-Дарт» (Viper dart) является |
высотной системой, специально пред |
назначенной для получения данных о плотности и ветре путем сброса и радиоло кационного прослеживания наполняемой сферы «Робин». По конструкции она во
многом аналогична «Локи-Дарт». Ракета |
состоит из твердотопливного двигателя |
|
«Вайпе», являющегося первой ступенью, |
и неактивной второй ступени |
«Дарт» |
(рис. 15). |
: |
, |