книги из ГПНТБ / Гайгеров С.С. Исследование синоптических процессов в высоких слоях атмосферы
.pdfПрактика использования результатов ракетных измерений температуры с помощью бусинкового терморезистора
При построении Международной справочной атмосферы КОСПАР SIRA 1965 величины температуры по данным бусинковых терморезисторов метеорологической ракетной сети были уменьшены на 5° К на высоте 50 км и 3,5° К на 40 км в соответст вии с рекомендациями Вагнера [435]. Значения температуры на больших высотах не использовались «из-за значительных радиа ционных погрешностей и неуверенности», как указывал Гровс [265]. С другой стороны, при построении еженедельных карт топографии изобарических поверхностей 5, 2 и 0,4 мб в Бюро погоды США поправки вводились до высоты около 60 км. При этом значения температуры по измерениям прибором «Арказонд-1А» исправля лись в соответствии с исследованиями Друза [272], а опубликован ные температурные данные по «Дельтазонду», как правило, вклю чали поправку, поэтому использовались без дальнейших корректи ровок. В 1964—1966 гг. температурные наблюдения проводились приборами «Дельтазонд» и «Арказонд-1А» [412, 413, 414]. В 1967 г. основным источником температурных данных был «Арказонд-1А» [416].
При анализе высотных карт и разрезов и особенно при сопо ставлении с результатами других методов измерений, в частности гранатного метода, выяснилось, что значения температуры, изме ренные приборами с бусинковыми терморезисторами, оказываются сильно завышенными. Наибольший материал для сопоставления результатов акустических и прямых измерений имелся для двух станций: Уоллопс-Айленд, США, 38° с. ш. (57 гранатных экспери ментов и 252 наблюдения по терморезистору), и Черчилл, Канада, 59° с. ш. (42 и 315 соответственно). При составлении предложе ний для Международной стандартной атмосферы Международной организации по стандартизации (МСА ИСО) [177] данные этих станций использовались для таких сравнений. На рис. 21 приве дены вертикальные профили средних годовых температур двух указанных станций по акустическим и прямым методам. Резуль таты последних даны без поправок, а также с поправками по Ваг неру [435], Друзу [272], Болларду и Рубио [245].
Из рис. 21 следует, что поправки Вагнера дают возможность согласовать данные наблюдений с помощью бусинковых терморе зисторов с результатами ракетно-гранатных экспериментов. Си стема коррекции по Вагнеру, рассчитанная, как указывалось выше, на первоначальную конструкцию термоузла, предусматри вает самые большие величины поправок, которые оказываются удовлетворительными для средних условий. Поправки, сущест венно уменьшающиеся от одной модификации термоузлов к дру гой, оказались недостаточными для использованной совокупности данных наблюдений (см. табл. 11). При этом, по-видимому, имеют место различного рода ошибки, не учитываемые теорией, и, воз можно, как предполагает Томпсон [426], у измененных конструкций
4 С. С. Гайгеров |
49 |
появляются новые погрешности. В недавней работе Эземенари величины поправок для терморезистора с пленочным креплением
Н км
80г- ^
-Є0 -50 -40 -30
Рис. 21. Средние годовые профили температуры по суммарным данным станций Уоллопс-Айленд и Чер чилл.
Температура по приборам с бусинковыми |
терморезисторами: |
||||
/ — без поправок, |
2 — с |
поправками |
по Болларду |
и Рубио, |
|
3 — с поправками |
по Друзу, 4 — с |
поправками по |
Вагнеру, |
||
5 — температура |
по |
ракетно-гранатным |
экспериментам. |
«Арказонда-1А» (см. табл. 11) существенно больше, чем получен ные другими авторами, и приближаются к оценкам Вагнера и Томпсона для прибора «Дельта-1» [280].
4. АКУСТИЧЕСКИЙ РАКЕТНО-ГРАНАТНЫИ МЕТОД ЗОНДИРОВАНИЯ
При акустическом ракетно-гранатном методе зондирования средняя температура и ветер определяются в интервале между
последовательными |
взрывами |
гранат, |
которые выбрасываются |
|
с ракет. На полигоне |
регистрируется время и координаты каждого |
|||
взрыва [288, 419] |
(рис. 22). |
|
|
|
Современные |
акустические |
гранатные |
наблюдения проводятся |
в основном с помощью ракеты «Найке-Кеджун» (рис. 23), в голов ной части которой помещаются гранаты, несущие 0,4, 0,8 и 1,2 кг взрывчатого вещества. Гранаты выбрасываются при подъеме ра
кеты через |
интервалы |
от 2 до |
5 км. |
Обычно полезная |
нагрузка |
состоит из |
19 гранат, |
допуская |
среднее вертикальное разрешение |
||
3 км. Положение ракеты и точные |
координаты каждого |
взрыва |
|||
определяются доплеровской следящей системой DOVAP |
(Doppler |
||||
velosity and |
position), |
прецезионной |
радиолокационной |
станцией |
AN/FPS-16 или той и другой |
одновременно. |
|
|
Время |
каждого взрыва |
определяется |
датчиками, входящими |
в научную |
бортовую аппаратуру ракеты, |
и телеметрируется на |
Рис. 22. |
Схема ракетно-гранатного |
эксперимента. |
||
/ — пусковая |
установка, |
2 — баллистическая |
камера, 3 — радио |
|
локационная |
станция, |
4 — система |
микрофонов, 5 — доплеров- |
|
ская следящая система, |
G,, G2 , G3 , |
. . ., Gi2 |
— разрывы гранат. |
Рис. 23. Схема полезного груза ракеты «Найке-Кеджун» при гранатном экс перименте.
/ — носовой конус, 2 — корпус гранатного отсека, 3 — гранаты весом 0,9 кг, 4 — гранаты
весом 0,45 кг, 5 — фотоэлемент, |
б — отсек |
с батареями питания, 7 — корпус |
приборного |
отсека, 8 — приемопередатчик |
следящей |
системы DOVAP, 9 — временной |
механизм. |
Землю. Наиболее употребительной системой является упомянутая выше фиксация с помощью фотоэлементов, установленных на ра кете, и передача информации по телеметрической секции DOVAP. Для обнаружения и регистрации звуковых волн, генерируемых взрывами гранат, используется расположенная на Земле система микрофонов с подогреваемой проволокой, чувствительных в инфразвуковой области (4 Гц).
Параметрами, измеряемыми при эксперименте, являются мо менты времени и координаты взрывов гранат и моменты времени прихода звуковых волн к расположенным на Земле микрофонам. По разности между временем прихода звуковой волны и временем взрыва гранаты находится время прихода звуковой волны от каж дой гранаты. Угол возвышения и азимут звукового луча (нормали к приходящей звуковой волне) рассчитываются методом наимень ших квадратов для моментов времени прихода к различным ми крофонам. Каждая волна затем аналитически прослеживается вдоль ее пути через атмосферу посредством закона Снеллиуса. Для рас чета влияния ветра и температуры на прослеживаемом пути зву ковой волны от Земли до первого взрыва используются данные по радиозондам и малым метеорологическим ракетам, полученные за срок, ближайший к времени гранатного зондирования. Выше этого уровня используются результаты данного эксперимента для каж дого последовательного взрыва. Положение волны, найденное пу тем прослеживания, сравнивается с известными координатами взрыва гранаты. Величина горизонтального смещения звуковой волны от одного взрыва к следующему определяется вектором средней скорости ветра между двумя соседними взрывами [408]. Кратко изложим теорию гранатного метода, описанную в работах [353, 308, 216, 217, 266].
|
Пусть |
G\—граната, |
|
взорвавшаяся |
на высоте Z\, U — момент прибытия |
звука |
|||||||||||||
к наземному микрофону, |
г 2 и h — соответствующие |
величины, |
относящиеся |
к |
по |
||||||||||||||
следующему взрыву гранаты G2 (см. рис. 22). Обозначим через |
г / |
время |
про |
||||||||||||||||
хождения звуковым лучом от гранаты пути между уровнем zx |
и |
наземным |
ми |
||||||||||||||||
крофоном; |
W — время |
прохождения |
того же |
луча |
от |
G% слоя |
между |
уровнями |
|||||||||||
Zi |
и z2. |
Очевидно, |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
h = *2 + C |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
(8) |
||
|
Допустим, что структура ветра и температура между поверхностью Земли и |
||||||||||||||||||
уровнем Z\ известны. Искомыми величинами являются |
ветер |
и |
температура |
||||||||||||||||
между |
уровнями Z\ и |
z2 . Тогда |
обусловленное |
ветром |
смещение |
звукового |
луча |
||||||||||||
г2, |
идущего от уровня |
22 |
к Земле, |
будет |
равно |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
Г2 = г'2 + г"2 = г'2 |
+v12t"2, |
|
|
|
|
|
|
|
(9) |
|||||
где |
г2 |
— обусловленное |
ветром |
смещение |
звукового |
луча, |
идущего |
от |
G2 , |
||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
rf |
— обусловленное |
|
|
|
|
|
|
||||
между |
подстилающей |
поверхностью |
и |
Zi, г2 |
|
ветром |
смещение |
||||||||||||
звукового |
луча, идущего |
от G2 , |
между |
уровнями |
Z\ и |
z2 ; |
|
— средний |
вектор |
||||||||||
ветра между Zi и г2 . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
G\ |
к |
Земле |
(Гі), |
|||||
|
Вызванное ветром смещение звукового луча, идущего от |
||||||||||||||||||
выразится |
произведением |
среднего |
вектора |
ветра |
между |
Землей |
и |
|
уровнем Z\ |
(г>оі) на время прохождения лучом этого пути:
аналогично |
|
Г\ |
= |
«01*1 • |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
r'2=v0it'2. |
|
|
|
|
|
|
(10) |
||
Так как время пробега звуковым лучом одного |
из |
слоев |
At=Az/C |
cos і, |
|||||||
можно записать |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ti |
cos ti = |
t2 cos І2 , |
|
|
|
|
|
|
(11) |
|
где cos j'i и |
cos t2 — соответственно |
средние величины |
углов |
падения |
звуковых |
||||||
лучей гранат |
G\ и G2 между z\ |
и земной |
поверхностью. Согласно |
формулам (10) |
|||||||
и (11) можно записать: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Г\ |
cos/] = |
r 2 cosJ2 . |
|
|
|
|
|
|
(12) |
|
При эксперименте измеряется время прихода звуковых |
лучей |
(tj |
и t2), |
вычисля |
|||||||
ются их углы падения, откуда |
находятся величины Г\, |
r% |
cos i\ |
и |
cos i2. |
Затем |
|||||
из других приведенных здесь формул можно определить r 2 , |
t2, |
t2n |
v |
12. Вектор |
vl2 является искомой величиной. Аналогичные послойные подсчеты дают воз можность определить распределение скорости ветра по высоте.
Составляющая |
иц |
вектора |
vl2 |
в направлении от места |
взрыва |
на |
высоте |
|||||
z2 к микрофону входит |
также в выражение, |
получающееся |
из закона |
Снеллиуса |
||||||||
|
|
|
|
С\2 |
|
^ |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
sin |
г',2 |
V l 2 |
sin i 2 |
' |
|
|
|
^13^ |
где С 0 |
— скорость |
звука у |
земной |
поверхности, |
Ї2 — угол |
падения |
на |
поверх |
||||
ность |
Земли (где |
скорость |
ветра |
принимается |
нулевой), |
С\2 |
— скорость |
звука |
||||
в слое между Z\ и г 2 , или |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
С 1 2 |
с о 5 |
; 1 2 = ( г 2 |
~ г і ) . |
|
|
|
(14) |
Таким образом может быть определена средняя скорость звука С между двумя смежными взрывами гранат G\ и G2 , а следовательно, найдена средняя температура атмосферы Т по известной формуле
|
|
|
|
(15) |
где |
М — средний молекулярный |
вес, а |
у=———отношение |
удельных теплоем- |
костей в том ж е слое, R — универсальная |
cv |
|
||
газовая постоянная. |
|
|||
|
В результате зондирования температурный профиль составляется из отдель |
|||
ных |
точек, каждая из которых |
представляет среднюю температуру слоя между |
последовательными взрывами. Распределение температуры с высотой, найденное по экспериментальным данным, используется для определения профилей давле ния и плотности по величинам давления, полученным при радиозондировании, ближайшем к сроку ракетно-гранатного зондирования.
Анализ ошибок всех измерений температуры и ветра проведен в работах Смита и др. [405—408], в которых, в частности, показано, что более 90% ошибок эксперимента вызвано неточностью определения моментов времени прихода звука к различным микрофонам. Погрешность определения времени обусловливает по
явление ошибок в вычислении азимута и |
зенитного угла |
звукового луча (нор |
мали к звуковой волне). Таким образом, |
путем анализа |
только азимутальных |
и зенитных погрешностей можно получить хорошее приближение к оценке точ ности метода.
По |
более ранним оценкам (наблюдения до 1960 г.) |
погрешности |
опреде |
ления |
температуры по акустическому ракетно-гранатному |
методу на |
высотах |
менее |
75 км не превышают |
± 3 ° К , |
а |
ошибки |
определения скорости и направления |
|||||||
ветра |
составляют примерно |
± 5 |
м/с |
и ±15° |
соответственно. |
Звуковые |
сигналы, |
|||||
приходящие на Землю при взрывах гранат |
на высотах более 75 км, значи |
|||||||||||
тельно |
ослабевают, так что ошибки иногда возрастают на порядок [253]. Для бо |
|||||||||||
лее поздних определений |
(наблюдений до 1965 |
г.) |
Вебб приводит |
следующую |
||||||||
общую |
ошибку |
метода |
безотносительно к |
высоте: |
±10° К |
по температуре и |
||||||
± 5 м/с по ветру |
[439]. Просматривая табличные |
данные гранатных |
наблюдений, |
|||||||||
можно |
заметить, что в последние годы ошибки уменьшились, хотя |
встречаются |
||||||||||
случаи |
значительного возрастания |
ошибок, |
обычно |
сопровождающиеся |
резким |
изломом профиля температуры или резким изменением направления и скорости ветра. Однако десятикратного возрастания ошибок для высот более 75 км не наблюдается. Следует отметить, что однозначная система оценок ошибок, при веденная выше, помогает критически относиться к используемому материалу на блюдений.
5. МЕТОД ПАДАЮЩИХ СФЕР
Определение параметров свободно падающих сфер, сбрасывае мых с ракет, служит основой для расчета плотности атмосферы. Используются следующие типы сфер: 1) активные жесткие сферы небольшого диаметра — металлические шары, содержащие акселе
рометры и телеметрическую аппаратуру; 2) активные |
наполняе |
мые сферы более значительного размера, снабженные |
акселеро |
метрами и телеметрией; 3) пассивные наполняемые сферы, пара метры движения которых определяются с помощью радиолокаци онного прослеживания [253].
Плотность рассчитывается из уравнений движения для сферы, движущейся в атмосфере. На падающую сферу действует следую
щая сумма |
сил: |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
т |
а = |
vBpg±mg-\-^rpV2CDA |
|
+ 2<»xV, |
|
(16) |
|||
где а — ускорение |
сферы, измеренное |
в |
системе |
координат, |
свя |
|||||
занной |
с Землей, |
Vb — объем |
сферы, |
р — плотность атмосферы, |
||||||
g— гравитационное ускорение, т—масса |
сферы, |
CD — коэффици |
||||||||
ент торможения сферы, А—площадь |
поперечного сечения сферы, |
|||||||||
V — скорость сферы |
с учетом |
скорости |
ветра, |
со — угловая |
ско |
|||||
рость вращения |
Земли, х — горизонтальная координата. Таким |
об |
||||||||
разом, |
первый |
член |
правой части уравнения (16) |
выражает подъ |
||||||
емную |
силу, второй |
член — силу |
тяжести, |
третий — силу торможе |
||||||
ния, четвертый член — ускорение |
Кориолиса. |
|
|
Приближенно плотность воздуха можно найти, пренебрегая первым и четвертым членами правой части выражения (16), по
формуле |
|
|
|
|
|
|
величины т, |
CD |
и А известны по |
наземным |
измерениям |
заранее, |
|
а скорость |
V и |
ускорение а = |
получаются по |
акселерометру |
||
или по данным |
радиолокационных |
измерений |
во |
время |
экспери |
|
мента. |
|
|
|
|
|
|
в пластиковый материал. Крышка упаковки сферы выдергивается при отделении. Остаточный воздух в упаковке способствует выбросу сферы из головной части. Сначала выбрасывается и наполняется пластиковая защитная подушка, служащая для предохранения сферы от повреждений горячими частицами, разлетающимися при срабатывании разделительного движка. Затем происходит наполнение сферы.
Внаполнительной капсуле содержится 35 см 3 изопентана.
Спомощью ракеты «Аркас» зондирование сферой «Робин» проводится в вы сотном диапазоне 70—35 км. Однако при применении сферы «Робин» с ракетой «Аркас» обнаружились недостатки метода из-за раннего разрыва сфер или их недостаточного наполнения в нижней части зондируемого слоя [444, 445, 338].
Использование сферы «Робин» с ракетой «Локи-Дарт» показало большую надежность, очевидно, потому, что пассивная вторая ступень — «Дарт» — имеет
меньше источников повреждения оболочки. Поэтому создана высотная |
ракета |
этого типа — «Вайпе-Дарт» — с выбросом сферы на высоте 125 км (и с |
приме |
нением усовершенствованной методики наполнения сферы). Система измерений
«Вайпе-Дарт» — «Робин» обеспечивает удовлетворительные данные о |
плотности |
|
и ветре в слое от 90—85 до 40—35 км. При одновременных |
пусках |
с системой |
«Локи-Дарт»—«Дейтазонд» обеспечивается полный профиль |
плотности, темпе |
ратуры и ветра от тропопаузы до мезопаузы. Ограничения точности измерений «Вайпе-Дарт» — «Робин» возникают при утечке изопентана, при этом изменяется масса и форма сферы. Имеется расчетный способ контроля и коррекции, свя занной с временем снижения сферы. Основные источники ошибок в определении плотности обусловлены недостаточной точностью коэффициентов торможения и влиянием вертикальных слагающих скорости ветра. В целом погрешности из мерений сферами «Робин» характеризуются средними квадратическими откло нениями по ветру 5—4 м/с на высотах 80 и 70 км и по плотности от 5 до 3% в слое 90—70 км. Результаты сравнений данных о плотности по одновременным
измерениям с помощью сфер «Рвбин», трубок Пито |
и |
гранат хорошо |
согла |
суются выше 70 км, но расходятся до 10—15% ниже |
этого уровня (что связано |
||
с неточностью определения коэффициента торможения |
в |
околозвуковом |
режиме |
обтекания) [254]. |
|
|
|
Сферы с аппаратурой, или активные сферы, применяются для измерений на •больших высотах. Первоначально это были наполняемые азотом нейлоновые сферы диаметром 1,2 м, весом от 2,3 до 0,9 кг с миниатюрным приемопередат чиком доплеровской следящей системы или Р Л С (AN/FPS-16). С помощью при емопередатчика и наземной части этой системы определялись траекторные дан ные. При максимальной высоте полета 123 км измерения проводились в слое 82—32 км. Суммарные ошибки определения плотности расцениваются в 5%. В первых экспериментах сферы начинали менять форму на высоте около 50 км [248].
В австралийских экспериментах с наполняемыми металлизированными сфе рами диаметром до 2 м определение скоростей и ускорений также производилось или с помощью доплеровской следящей системы, или Р Л С (AN/FPS-16). Измерения проводились в слое 98—73 км. Ошибка определения плотности оце нивалась примерно в 5% для доплеровской системы, в случае радиолокационного прослеживания она возрастала [371].
Наполняемые майларовые сферы диаметром 2,74 м с акселерометром и теле метрическим передатчиком использовались для получения данных о плотности выше 90 км. Система акселерометров измеряла ускорения вдоль трех диамет рально противоположных осей. Аппаратура поддерживалась в центре сферы на
полняемой цилиндрической |
стойкой диаметром 10 см. При |
расчетах |
плотности |
||||
использовались данные об ускорении по |
акселерометрам |
[285]. Были |
получены |
||||
заниженные |
величины плотности. Усовершенствованная система сферы 1 с аксе |
||||||
лерометром |
при сбросе с |
высоты около |
200 км позволяла |
измерять |
плотность |
||
в слое 88—128 км [286]. Основными источниками ошибок являются |
неточности |
||||||
определения |
коэффициента |
торможения |
и учета скорости ветра. Эти ошибки |
||||
были в значительной |
степени устранены |
при измерениях |
со сферами |
этого типа |
|||
в диапазоне |
высот 77—115 км в период 1967—1969 гг. [287]. |
|
|
||||
1 Диаметр сферы |
1 м, она наполнена |
изопентаном до давления 50 мм рт. ст. |
|||||
и снабжена |
жесткой |
приборной стойкой. |
|
|
|
|
Жесткие сферы
Д л я |
измерения плотности |
высоких слоев атмосферы в 1950-х годах исполь |
|||||
зовались |
алюминиевые сферы |
диаметром |
17,8 |
см и |
весом 5 кг |
[373]. Сфера |
вы |
брасывалась на уровне 60 км |
на восходящей |
ветви |
траектории |
и достигала |
ма |
||
ксимальной высоты 150 км с |
ракетой «Найке-Кеджун» или 200 км с ракетой |
||||||
«Найке-Апач». Этими сферами исследовался |
слой |
атмосферы |
преимущественно |
||||
от 35 до 115 км. |
|
|
|
|
|
|
|
Основными составляющими сферы являются: акселерометр, электронная вре |
|||||||
менная схема, модулятор, передатчик и антенна. |
|
|
|
||||
Акселерометр состоит из |
сферической |
катушки |
диаметром |
2,5 см, помещен |
ной в полость диаметром 2,9 см. Поверхность полости представляет собой ком мутационную матрицу. Если бы ускорение сферы соответствовало гравитацион ному ускорению, катушка находилась бы в центре сферы. При наличии тормо жения катушка смещается и касается коммутационной матрицы. После контакта катушка автоматически возвращается в исходное положение. Этот цикл повто ряется. Основными данными, телеметрируемыми на Землю, являются: время, когда катушка свободна — находится в центре полости, и время контакта, когда
катушка касается стенок полости. |
Время между разъединением и контактом со |
||
ставляет |
время перехода т. Зная |
пройденный путь S |
при падении за время т, |
|
|
2S |
|
можно |
рассчитать ускорение торможения а с = |
; согласно формуле (17) |
отсюда плотность атмосферы
_ AmS
Это один из примеров конструкции акселерометра и методики наблюдений. Точ ность измерений плотности расценивается от 3 до 5% [373, 253].
К методу жестких сфер возвращались в последующие годы. В новых кон струкциях (принципиально сходных с ранними) использовались более чувстви тельные акселерометры, миниатюрные электрические схемы на транзисторах [281, 253]. Результаты измерений плотности (и температуры) в январе—марте 1971 г., полученные через короткие промежутки времени и отлично согласовывавшиеся, были представлены недавно Фейром, Чемпионом и Мерфи [282].
6.МЕТОДЫ ИЗМЕРЕНИЯ ПЛОТНОСТИ И ДАВЛЕНИЯ
СПОМОЩЬЮ МАНОМЕТРОВ
Давление и плотность в верхней стратосфере и нижней мезосфере, использующиеся для синоптического анализа, обычно вы числяются с помощью уравнения статики по данным ракетных из мерений температуры. Однако на высотах более 80 км, где прямые наблюдения методом термометрического тела становятся неприме нимыми, манометрический метод измерений приобретает первосте пенное значение. Теория и методика измерения давления и плот ности с помощью манометров весьма полно изложены в моногра фиях К. Я- Кондратьева [121], И. А. Хвостикова [217], А. А. Кмито [116].
В ранних ракетных экспериментах для измерения низких дав лений и плотности применялись трубки Пито, манометры Пирани, ионизационные и магнитные электроразрядные манометры [131, 419, 150, 119]. Е. Г. Швидковским [230, 231], А. И. Ивановским и
А. И. Репневым [98] были выполнены исследования по взаимодей ствию прибора с разреженной атмосферой.
С помощью ракеты МР-12 исследуется давление, суммарная плотность и температура на высотах 70—120 км. Аппаратура со стоит из аэродинамического насадка и приборного отсека. В аэро динамическом насадке расположены три ионизационных мано
метра, измеряющие |
давление в диапазоне 1—Ю- 5 мм рт. ст., один |
|||
тепловой |
манометр Пирани (5—5- 10~2 мм рт. ст.) и два вспомога |
|||
тельных |
термометра |
сопротивления для измерения |
температуры |
|
стенок манометров. |
В приборном |
отсеке находятся |
энергетические |
|
источники питания, |
электронное |
оборудование, коммутатор, теле |
метрический передатчик и радиолокационный ответчик [11]. Ошибка определения температуры с помощью ионизационных ма нометров составляет 13%, измерения плотности 24%.
Измерения плотности по сходной методике проводятся в США на восходящей траектории полета двухступенчатой ракеты «НайкеАпач». В бортовую аппаратуру включены радиоактивные иониза ционные манометры для измерения плотности и давления окру жающего воздуха. Выходные данные этих приборов телеметрируются на приемное и регистрирующее оборудование, расположенное на Земле. Прослеживание траектории ракеты производится доплеровским методом, с помощью радиолокационной станции или обоими средствами одновременно. Этим обеспечивается определе ние высот в точках, соответствующих измерениям, а также скоро сти ракеты [405—408].
Проводятся также измерения давления и плотности с помощью термопарных вакуумметров на высотах 30—90 км на ракете «Найке-Апач» [254, 392]. При рас чете плотности р по формуле Релея
_ 0,144^0 — 0,066^
РУ2
используются наиденные экспериментально напорное давление ро, статическое давление ps и скорость ракеты V.
Как уже указывалось в разделе 1 настоящей главы, аппаратура для изме рения давления (два манометра Пирани и мембранный датчик давления) входит в состав стандартного метеорологического комплекса ракеты М-100. Методика
измерений и обработки подробно изложена |
в работах [1, 20]. Давление свободной |
|||
атмосферы р |
вычисляется с помощью |
соотношения |
|
|
|
|
|
4 - 1 Mi |
|
|
Рт = Рм |
|
Ту |
(18) |
|
|
|
||
Здесь рш — давление внутри манометра; |
р |
коэффициент давления, вычисляемый |
||
по формуле |
|
|
|
|
Рп — Р,
P = —z
р К