книги из ГПНТБ / Гайгеров С.С. Исследование синоптических процессов в высоких слоях атмосферы

Ракетный двигатель-ускоритель «Вайпе» калибра 16 см при длине 2,67 м раз­ вивает достаточную тягу для разгона ступени «Дарт», достигающей максималь­ ной высоты 125 км. Неактивная ступень «Дарт» с основным диаметром 5 см, длиной 1,45 м и весом более 13 кг имеет высокое относительное удлинение носовой оживальной части, в которой помещается ра­ диолокационный ответчик. Хвосто­ вая часть «Дарт» суживается кни­ зу (в отличие от расширяющейся

ющейся части «Дарт» с промежу­

участка на высоте около 2,5 км за счет различного лобового сопро­ тивления «Дарт» отделяется от ускорителя и продолжает полет по инерции до вершины траектории.

Рис. 14. Схема развертывания зонда PWN-8B и парашюта ра­ кеты «Локи-Дарт».

В хвостовой части неактивной ступени помещается система выброса полез­ ного груза. Ближе к носовой части находятся сфера «Робин», свинцовый балласт и радиолокационный ответчик. Система выброса полезного груза состоит из пиро-

Рис. 15. Схема метеорологической ракетной системы «Вайпе-Дарт».

/— радиолокационный ответчик, 2 — неактивная ступень «Дарт>, 3 — проме­ жуточный отсек, 4 — ракетный двигатель «Вайпе», 5 — стабилизатор.

технического временного устройства и выталкивающего заряда. Запуск времен­ ного устройства происходит на Земле одновременно с запуском ускорителя «Вайпе». Пиропатрон срабатывает в заданное время и воспламеняет выталкиваю­ щий заряд газогенераторного устройства, которое осуществляет выброс сферы

«Робин» в апогее на высоте около 125 км. Некоторые технические данные приве­ дены в табл. 5.

В ы с о т н ы й в а р и а н т «Л о к и - Д а р т » . Д л я получения данных о ветре в мезосфере с помощью дипольных отражателей в США была разработана ра­

ступени. На вершине траектории срабатывает временное пиротехническое устрой­ ство, воспламеняющее заряд. Поршень выталкивает полезный груз, при этом срезаются болты, удерживающие оживальную часть, створки корпуса от­

Ракета «Супер-Локи-Дарт» достигает большей высоты и значительно де­ шевле, чем ракета «Кеджун», которая выполняла аналогичную программу, до­

Ракетное зондирование в Польской Народной Республике начато в 1965 г. пер­ воначально с помощью малой метеорологической ракеты «Метеор-1А», обеспе­ чивающей вместе с наземным оборудованием получение данных и о ветре ме­ тодом радиолокации облаков дипольных отражателей [436].

Ракета состоит из двух основных частей — двигателя и неактивной второй ступени, представляющей собой удлиненной формы контейнер для диполей. Кон­

ляет 0,6 кг. Максимальная высота полета при угле стрельбы 85° равна 37 км. Другие характеристики ракеты «Метеор-1» приведены в табл. 5.

Ракета запускается с помощью пусковой установки с рельсовыми направ­ ляющими длиной 4 м. Прослеживание облаков диполей осуществляется посред­

тала метеорологическую ракету «Менака-1», рассчитанную на наземное оборудо­ вание и ракетное горючее индийского производства. Предназначенная для регу­ лярного ветрового зондирования ракета «Менака-1» является сравнительно дешевой, надежной и легкой в обращении. Данные о скорости ветра получают в результате радиолокационного прослеживания дрейфа медных дипольных от­ ражателей, сбрасываемых на вершине траектории полета ракеты. «Менака-1» состоит из ускорителя «Рохини» (RH-100) и неактивной ступени («Дарт»). Ракета обеспечивает доставку полезного груза в 4,15 кг на высоту 58 км при угле стрельбы 85°. Запуск производится с рельсовой или трубчатой пусковой уста­ новки; в последнем случае ракете придается вращение в 10 об/с. Двигатель и «Дарт» отделяются за счет различного лобового сопротивления через 2,31 с после пуска,^ и «Дарт» летит по инерции до апогея, где временное пиротехническое устройство инициирует пиропатрон, осуществляющий сброс диполей. Некоторые характеристики ракеты приведены в табл. 5 [350].

Английская метеорологическая ракетная система «Скуа»

Метеорологическая ракетная система «Скуа» (Skua) Британской метео­ рологической службы применяется для зондирования в Великобритании и не­ которых других странах (Индии, Испании). Ракета « С к у а - Ь сконструирована для доставки полезного груза в 4,5 кг до высоты 70 км при угле стрельбы 85°. При­ борный отсек объемом 8200 см 3 способен нести полезный груз весом до 6 кг. Длина ракеты около 2,3 м, калибр около 13 см, вес 37 кг. Используется твердо­ топливный двигатель с шашками торцевого горения. Более подробные данные приведены в табл. 6.

Стартовый ускоритель развивает тягу 1800 кг за 0,2 с, сообщая ракете ско­ рость при выходе из трубы 107 м/с. Основной двигатель работает 32 с и пре­ кращает работу на высоте 16,5 км при достигнутой скорости 1220 м/с. В этой точке срабатывает термический выключатель, запуская временной электронный прибор с временем задержки 105 с. К концу ее, на высоте 70 км, с помощью пиротехнического устройства происходит отделение и развертывание полезного груза.

В другом варианте ракеты («Скуа-2») продолжительность работы основного двигателя увеличивается на 3 с и при угле стрельбы 85° для веса полезного груза 4,5 км достигается максимальная высота 95 км. При этом варианте можно использовать температурный зонд (данные от 65 до 15 км) и производить сброс дипольных отражателей (данные от 85 до 60 км) .

Схема зондирования близка к описанной для систем «Аркас» и «Локи-Дарт». Зонд опускается на шелковом парашюте диаметром 5 м с чередующимися клинь­ ями, металлизированными и без покрытия. Общий вес полезного груза, вклю­ чающего зонд, парашют, антенну и устройства для выброса, составляет 4,5 кг: Телеметрический транзисторный передатчик мощностью 30 мВт обеспечивает передачу температурных данных на частоте 27,5—28 МГц. Прием телеметриче­ ской информации и радиолокационное прослеживание рассчитаны на использо­ вание наземного оборудования, применяемого в Британской метеорологической службе для радиозондирования [239, 240].

Метеорологические ракеты Японии и Австралии

Японская метеорологическая ракета МТ-135 создана в 1964 г. как недорогая система зондирования до нижней мезосферы. Ракета МТ-135 является твердо­ топливной одноступенчатой ракетой длиной 3,25 м и диаметром 0,135 м. Общий стартовый вес составляет 68 кг, включая зонд и парашют.

В табл. 7 приведены некоторые технические данные ракеты согласно [253,

420].

дами позже удаляется крышка носового конуса. Когда крышка носового конуса убрана, остаточный воздух в парашютном контейнере выдавливает парашют, а зонд вытягивается парашютом за стропу, связанную с парашютом. Давление

и шелкового парашюта диаметром 4 м. Эхозонд является ответчиком, работаю­ щим в метеорологической полосе частот 1680 МГц. Принцип работы описан выше на примере систем «Аркас» и «Локи-Дарт». Радиопрозрачный носовой конус позволяет ответчику работать на восходящей траектории и выполнять просле­

В этом варианте ракета снабжена дополнительным парашютом диаметром 3,5 м для спасения ракетного двигателя весом 27 кг. Контейнер с дополнительным па­

2. РАКЕТНЫЕ ИЗМЕРЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ С ПОМОЩЬЮ ТЕРМОМЕТРОВ СОПРОТИВЛЕНИЯ

Методика измерений температуры на ракете М-100

Измерение температуры на ракете М-100 производится с по­ мощью четырех термометров сопротивления, расположенных так, чтобы обтекание их потоком воздуха было поперечным. Термо­ метры изготовлены из вольфрамовой проволоки или проволоки вольфрам-рениевого сплава. Диаметр проволоки 35—39 мкм, длина одного прогона 13 см. Наличие четырех термометров увели­ чивает надежность измерений. Большая длина проволочных термо­ метров уменьшает роль теплообмена с державками.

Измерительные элементы датчиков включены в схему мостов Уитстона с общим источником питания. Диагонали мостов с по­ мощью механического коммутатора поочередно подключаются ко входу передатчика телеметрической системы.

Основы теории метода измерения температуры (и давления) были разработаны группой сотрудников ЦАО в 1957 г. [1]. В даль­ нейшем М. Н. Изаковым, Г. А. Кокиным и С. П. Перовым метод измерений был усовершенствован. В частности, было изменено положение термометров с продольного на поперечное и методика измерений распространена со стратосферных на мезосферные уровни [101].

Для расчетов температуры по результатам измерений исполь­ зуется уравнение теплового баланса для нити

тальными погрешностями, в том числе ошибками градуировки дат­ чиков, допущениями, сделанными в теории метода наблюдений, и недостатками системы обработки. Ошибки зависят также от точ­ ности определения величин, входящих в уравнения, от точности траекторных измерений и телеметрирования. Поскольку величины ошибок, возникающих по разным причинам, как правило, возра­

давления. Надежность и точность температурных наблюдений воз­ растают также в связи с измерением четырьмя термометрами. По­ вышению точности измерений й уменьшению расхождений по тем­ пературе между ракетными и радиозондовыми данными на сопоставимых высотах способствует тщательная предстартовая градуировка и поверка термоузлов.

На основе анализа различных источников ошибок делается вывод, что максимальная абсолютная ошибка определения темпе­ ратуры составляет 5—8° С на высоте 50 км, достигая 15—20° С на 80 км [101].

По мере усовершенствования наземного оборудования, улучше­

марных случайных погрешностей в ракетных измерениях темпера­

хода температуры автоматически исключалось. Колебания темпе­ ратуры вследствие крупномасштабных метеорологических процес­

Как видно из табл. 9, значения средних квадратических откло­ нений равномерно возрастают с высотой и близки к значениям ошибок метода измерений, которые мы приводили выше на основе работы [101].

было связано в основном с улучшением радиолокационного про­ слеживания, а значит с увеличением точности определения скоро­ стей обдува датчика — параметра, имеющего первостепенное зна­ чение для вычисления поправок на аэродинамическое нагревание.

Для эмпирического определения ошибок измерений Г. А. Кокин использовал более обширные данные зондирования на этих же судах в тропической зоне Индийского океана (25° с. ш.—25° ю. ш), где изменчивость температуры мала. Распределение числа наблю­ дений п по измеренным значениям температуры подчинялось нор­ мальному закону распределения. Соответствующие значения сред­ ней квадратической ошибки о приведены в табл. 10. Как видим, величины а в табл. 10 мало отличаются от тех, которые были най­

Максимальная абсолютная ошибка измерения температуры представляет собой сумму ошибок определения параметров, вхо­ дящих в уравнение (3). Ошибки определения температуры нити термометра Тт (примерно 3°К) зависят от точности градуировки датчика, первичной обработки информации, графического или ма­ шинного осреднения. Ошибки определения полной скорости ра­ кеты V зависят от точности радиолокационного прослеживания головной части ракеты и графического или машинного дифферен­ цирования траекторных данных. Характерные величины скорости падения головной части (на участке траектории, где значения Тт используются для определения температуры атмосферы) возра­ стают от 400 м/с на высоте 80 км до 650 м/с на высоте 60 км,

высоте 40 км. Полная скорость потока относительно датчиков ра­ кеты выше 60 км рассчитывается с учетом скорости ветра на соот­ ветствующих высотах.

Основными аэродинамическими характеристиками термометра являются коэффициент восстановления температуры гт и коэффи­ циент конвективного теплообмена h. Эти коэффициенты довольно сильно зависят от угла атаки головной части ср. Для свободномолекулярного режима обтекания эти зависимости выражаются в об­ щем виде следующим образом:

головной части при ее снижении с вершины траектории до напол­ нения парашюта. Практически при обработке угол атаки ф прини­ мается равным нулю. Однако если угол атаки будет отличным от нуля, то поправки на аэродинамическое нагревание окажутся за­ вышенными, а результирующие значения температуры — занижен­ ными. По теоретическим оценкам Г. А. Кокина за счет отсутствия данных о величине ф в конкретном полете максимальная относи­ тельная ошибка для гт составляет 3%, а суммарная ошибка опре­ деления h достигает +15%.

С. П. Перов и Г. М. Кондратьев использовали термометры со­ противления ракеты М-100 для определения плотности на высотах 70—85 км. В согласии с теорией свободномолекулярного потока коэффициент теплообмена h тела данной формы зависит от плот­ ности газа р, его термодинамических характеристик, массовой скорости потока V, коэффициента аккомодации газовых молекул на поверхности и температуры газа [369]. Расчет производился по формуле

где а — постоянная, включающая константы для воздуха и коэф­ фициент аккомодации, полученные экспериментально; 2 — сумма интегралов, зависящих от формы тела и числа Маха. Существенно, что когда М > 1 , 5 , 2 практически не зависит от М, т. е. от темпера­ туры окружающей среды. Для определения h путем изменения силы измерительного тока создавалась разность показаний двух термометров (около 100°С вблизи уровня мезопаузы). Составля­ лись два уравнения теплового баланса типа (1), из которых опре­ делялись значения h, а затем с помощью (5) —величины р.