Изучение метеорологических параметров в верхних слоях атмосферы, а также их вариаций необходимо для решения ряда теоретических проблем геофизики и практических задач современной техники.

Еще десять лет назад сведения о верхней атмосфере получали лишь косвенными методами — путем наблюдения за метеорами, полярными сияниями, серебристыми облаками, за распространением звуковых и радиоволн, а также при помощи прожекторного зондирования.

Развитие ракетной техники дало в руки ученых новое средство эксперимента — высотные ракеты, которые позволили поднять приборы непосредственно в исследуемые слои. Но для реализации больших возможностей ракетного метода потребовалось преодолеть серьезные трудности и решить ряд задач.

Приборы, установленные на ракете, непосредственно измеряют параметры высокоскоростного потока разреженного газа, по которым затем рассчитываются параметры атмосферы. Большая скорость движения ракеты и вследствие этого малое время пребывания ее в исследуемых слоях требуют малой инерционности приборов. Кроме того, нужно обеспечить устойчивую и надежную работу приборов в трудных условиях полета ракеты - при наличии больших ускорений, вибраций, изменения температуры и давления. Все это потребовало разработки специальных конструкций приборов, проведения лабораторных экспериментов по изучению характеристик приборов и теоретических исследований для создания методов расчета параметров атмосферы по показаниям приборов, а также решения ряда других задач.

Экспериментальные и теоретические исследования и конструкторские поиски в направлении улучшения как самих приборов, так и теории метода нельзя считать законченными. Эта работа продолжается в настоящее время.

Использование в качестве подъемного средства специальной метеорологической ракеты, имеющей сравнительно малые размеры и обеспечивающей удобство и простоту ее использования, выдвинуло в то же время целый ряд жестких требований в отношении механической прочности, габаритов и веса приборов.

Головная часть метеорологической ракеты с находящейся в ней измерительной аппаратурой отделяется от ракеты на заданной высоте и в дальнейшем спускается на парашюте, что увеличивает время пребывания приборов в исследуемых слоях атмосферы. Приборы, измеряющие давление и температуру, вынесены в переднюю часть ракеты; это в значительной мере устраняет влияние газовыделения корпуса ракеты. Измерения производятся как на подъеме, так и на спуске ракеты.

Схема расположения приборов изображена на рис. 1. Впереди ракеты расположен шпиль диаметром 26 мм и длиной 743 мм. В передней, оживальной части его помещаются малогабаритные тепловые манометры типа Пирани, измеряющие давление в диапазоне от 5·10^-3 до 10 мм ртутного столба.

На расстоянии 6,5 калибра от конца шпиля имеются дренажные отверстия, в которые входят заборные трубки манометров. На расстоянии 9,3 калибра от конца шпиля имеется ряд отверстий, сообщающихся с трубопроводом, идущим внутрь ра кеты к мембранным манометрам, измеряющим давление в диапазоне от 760 до 10 мм ртутного столба. В средней части шпиля, между двумя рядами изолированных металлических косынок, расположены четыре термометра сопротивления, изготовленные из вольфрамовой проволоки диаметром 10 μ. Расстояние между двумя рядами косынок равно 300 мм. Ниже термометров, у основания шпиля, помещаются 4 болометра, предназначенные для измерения потока солнечной радиации, попадающего на каждый термометр. На шпиле, в средней его части, имеется термометр сопротивления, служащий дли измерения температуры поверхности шпиля.

При тепловых и мембранных манометрах имеются вспомогательные термометры, установленные для получения данных о поправках на температуру при расчете давления воздуха по показаниям этих приборов. Для определения положения ракеты в пространстве устанавливаются четыре фотографических аппарата, работающих синхронно и размещенных в одной плоскости при угле 90° между осями объективов.

Все измерительные приборы, установленные на ракете, включены в схему неуравновешенных мостов Уитстона и имеют общий источник питания, а диагонали их подсоединены к ламелям механического коммутатора, который последовательно подключает приборы на вход радиопередатчика телеметрической линии. Коммутатор имеет 60 ламелей, период коммутации равен 5 секундам. Напряжение на входе передатчика меняется в пределах от —100 до + 100 мв, что вызывает смещение частоты генерации передатчика на ±50 кгц.

Бортовое питание состоит из аккумуляторов 2 АНК-06 (питание анода передатчика 160 в, мотора коммутатора и фотоаппаратов 20 в) и аккумуляторов типа НКН-5 (накал передатчика 6 в и питание измерительных мостов аппаратуры 2,5 в).

Рис. 1. Схема расположения измерительных приборов в головной части метеорологической ракеты. 1 — тепловой манометр для измерения низкого давления, 2 — болометры для намерения солнечной радиации, 3 — мембранный манометр, 4 — передатчик, 5 — термометр сопротивления для измерения температуры воздуха, 6 — коммутатор, 7 — блок аккумуляторов, 8 — фотоаппарат.

Головная часть ракеты разделена на три отсека. В первом отсеке помещается коммутатор, блок мембранных манометров, термометр-атташе манометров и бортовое питание; во втором отсеке размещен радиопередатчик и фотоаппараты; в третьем отсеке расположен парашют головной части.

Схема работы метеорологической ракеты такова. Ракета стартует с вышки (рис. 2). На начальном участке траектории применяется стартовый двигатель. Основной жидкостный двигатель ракеты включается одновременно со стартовым двигателем, затем в заданный момент подается команда с реле времени на разделительный механизм и ракета разделяется на две части: головную (приборную) и двигательную. Вводятся в действие парашюты, с помощью которых обе части ракеты опускаются на землю (рис. 3 и 4).

Рис. 2. Старт метеорологической ракеты.

Прослеживание за траекторией полета ракеты, а затем за траекторией спуска ее частей осуществляется при помощи кинотеодолитных базисных наблюдений.

В радиотелеметрической линии центральной аэрологической обсерватории (ЦАО) использовано временное разделение каналов. Передача сигналов производится путем частотной манипуляции по высокой частоте. Напряжения с ламелей механического коммутатора снимаются вращающейся системой щеток и последовательно подаются на вход радиопередатчика, частота которого изменяется в соответствии с изменением подводимого к нему напряжения.

На входе радиопередатчика включена реактивная лампа, эквивалентная емкость которой, зависящая от величины поданного на ее сетку напряжения, включается параллельно емкости задающего генератора. Результирующая емкость определяет генерируемую частоту. При переходе щеток с одной ламели на другую напряжение на входе реактивной лампы изменяется скачком, также скачком меняется и генерируемая частота.

Приемное устройство радиотелеметрической линии представляет собою комплект из коротковолнового радиоприемника и панорамной приставки. Панорамная приставка содержит систему автоматической перестройки резонансной частоты. Эта система дает возможность, настроив приемник на среднюю частоту передатчика и не перестраивая его более, просматривать на экране электронно-лучевой трубки сигналы всех частот, находящихся в пределах полосы обзора панорамной приставки. Ширина полосы обзора в точности соответствует ширине полосы качания частоты передатчика.

Рис. 3. Приземление корпуса метеорологический ракеты.

Регистрация сигналов производится фотографированием экрана электронно-лучевой трубки панорамной приставки на кинопленку, движущуюся в направлении, перпендикулярном линии развертки трубки. Протяжка пленки осуществляется лентопротяжным механизмом со скоростью 3 м/мин. Вид пленки с результатами работы радиотелеметрической линии показан на рис. 5.

Рис. 4. Приземление головной части метеорологической ракеты.

Рис.5. Вид пленки радиотелеметрической линии

Каждый цикл коммутации начинается с контрольных сигналов. Напряжения, соответствующие этим сигналам, снимаемыми со специального контрольного моста, состоящего из высокостабильных сопротивлений. С помощью контрольных сигналов производится градуировка радиотелеметрической линии в каждом цикле коммутации во время полета. Это позволяет учесть влияние как нелинейности характеристики радиотелеметрической линии, так и нестабильности ее работы за счет возможного изменения напряжения источников питания и изменения внешних условий.

Помехоустойчивость радиотелеметрической линии обеспечивается тем, что каждый сдвиг частоты фиксируется на пленке 4 раза. В результате этого как постоянно действующие, так и кратковременные помехи будут отличаться на пленке от полезных сигналов. Обработка пленки радиотелеметрической линии производится на дешифраторе.

Связь между основными параметрами радиотелеметрической линии устанавливается выражением

Величины Т_с и m задаются исходя из требований к числу измеряемых параметров и к скорости работы радиотелеметрической линии. Величина N определяется из условий помехоустойчивости. Величина Т_a связана с предыдущими тремя величинами выражением Но с другой стороны, Вследствие того, что время анализа составляет 0,02 секунды, а 2ω_g= 100 кгц, то скорость перестройки частоты γ = 5 ·10³ кгц/сек.

По произведенным расчетам средняя квадратичная ошибка, вносимая радиотелеметрической линией в результаты измерений метеорологических параметров атмосферы, составляет ±1%.

Для измерения давления в диапазоне от 760 до 5 мм применялись малогабаритные мембранные реостатные датчики (МРД). Для измерения давления в диапазоне от 5 до 5·10^-3 мм были использованы тепловые манометры Пирани двух типов. Первый тип, имеющий в качестве индикатора давления вольфрамовую нить диаметром 13μ, измерял давление в диапазоне от 5 до 0,1 мм, второй имел в качестве индикатора спиральную вольфрамовую проволоку с диаметром спирали 60μ и измерял давление в диапазоне от 0,3 до 5·10^-3 мм. Диапазон давления, измеряемого мембранными манометрами, был разбит на три поддиапазона, для каждого из которых применялся отдельный манометр. Для контроля температуры манометров во время полета использовались термометры сопротивления.

При градуировке манометров в качестве первичных стандартов применялись ртутные U-образные манометры и манометры Мак-Леода, а в качестве вторичного стандарта — термопарные манометры. Максимальная относительная ошибка градуировки равнялась 5%.

Необходимость измерения статического давления воздуха накладывает очень жесткое требование на выбор места расположения манометров. Для мембранных манометров положение облегчается тем, что они измеряют давление на нисходящей ветви траектории, при спуске на парашюте, когда скорость движения невелика. Тепловые манометры измеряют давление в основном при сверхзвуковой скорости движения, поэтому их расположение играет большую роль. Кроме того, необходимо учитывать возможные ошибки за счет выделения газа из тела ракеты. Лучшим местом для размещения тепловых манометров является нос ракеты, где давление выделяющегося газа порядка 10^-5 мм рт. столба.

Связь между давлением внутри манометра и давлением в свободной атмосфере может быть представлена в следующем виде:

Для нахождения величин r и p использовался как путь экспериментального определения их зависимости от чисел Маха (М_∞) и Рейнольдса (Re_∞), так и путь теоретического расчета.

При выводе соотношения (2) были сделаны следующие предположения:

1) На высотах, больших 40 км, значительную роль начинает играть явление термической эффузии, т. е. возникновение разности давлений вследствие наличия разности температур между пограничным слоем насадка и внутренней полостью манометра.

2) Температура заторможенного потока газа на поверхности манометрического насадка определяется соотношением

Зависимость r от M_∞ и Re_∞ была определена экспериментально с максимальной относительной ошибкой, равной 3%.

Проведенные оценки и сравнение с экспериментом показали, что коэффициент давления p может быть рассчитан с применением линеаризированной газодинамической теории. Был произведен расчет зависимости p от М_∞ при сверхзвуковых скоростях. Та же зависимость при дозвуковых и околозвуковых скоростях течения была исследована экспериментально. Максимальная относительная ошибка в определении p с учетом некоторых упрощающих предположений равна 13%.

Правая часть уравнения (2) содержит еще величины Т_∞, М_∞ и l; первые две могут быть получены из заранее известной зависимости р_∞= f(z), где z — высота, с использованием формулы гидростатики

Так как зависимость р_∞= f(z) является искомой, то для нахождения Т_∞ и М_∞ использовался метод последовательных приближений. Расчеты показали, что достаточно трех приближений, ибо процесс быстро сходится.

Были проведены эксперименты по определению коэффициента инерции тепловых манометров, по определению стабильности их показаний, по выяснению зависимости вида градуировочной кривой от небольших изменений напряжения питающей батареи, зависимости коэффициента инерции от давления и другие исследования.

Максимальная величина постоянной времени манометра равнялась 4,5 сек. Поэтому при обработке результатов полетов вносилась поправка на инерцию тепловых манометров. Эксперимент показал, что стабильность показаний тепловых манометров хорошая, зависимость их показаний от небольших изменений напряжения питающей батареи незначительна, а диапазон работы тепловых манометров может быть расширен до 30—40 мм рт. столба. Установлено, что возможные систематические ошибки в измерениях в некоторой степени исключаются путем контрольных измерений перед стартом, а величина средней квадратической ошибки единичного измерения давления равна 4%.

В ракетных исследованиях верхней атмосферы температура определялась несколькими методами. Все эти методы довольно сложны, а точность их не выше результатов косвенных методов, использующих наземные наблюдения.

Для измерения температуры в ЦАО был использован термометр сопротивления. Трудности такого метода велики, так как температура термометра вследствие влияния ряда факторов существенно отличается от температуры среды. Однако оказалось возможным на основе рассмотрения физической картины явлений, происходящих при движении термометра в газе, уменьшить нежелательные влияния соответствующей конструкцией прибора и разработать метод расчета температуры атмосферы по температуре термометра, пригодный до высот 70-80 км.

Для расчета температуры среды по температуре термометра рассматривается уравнение теплового баланса термометра, затем его члены выражаются через параметры, измеряемые во время полета или известные из предварительных лабораторных экспериментов, и, наконец, уравнение разрешается относительно искомой температуры среды, в результате чего оно принимает следующий вид:

Здесь Т_н — температура термометра, V — скорость ракеты, Т_ш — температура шпиля, на котором укреплен термометр, ρ_н и с_н — плотность и теплоемкость материала термометра, W и S — объем и площадь поверхности термометра, γ и R — отношение теплоемкостей и газовая постоянная, h — коэффициент теплообмена, t — время, ε₁ и ε₂ коэффициенты поглощения термометром коротковолновой и длинноволновой радиации, ε₃ — коэффициент излучения длинноволновой радиации, a₁ и a₂ - коэффициенты отражения шпилем коротковолновой и длинноволновой радиации, Ф_с и Ф_з — потоки солнечной радиации и длинноволновой радиации Земли и атмосферы, Q — джоулево тепло, выделяемое в термометре током измерительной схемы, ξ — параметр теплоотвода через поддерживающую систему термометра.

Второй член в правой части уравнения (6) выражает влияние торможения потока, т. е. тот факт, что при движении ракеты термометр воспринимает не только тепловую энергию молекул воздуха, но и кинетическую энергию их упорядоченного движения.

Так как прибор движется в газе, плотность которою изменяется на несколько порядков, на определенных высотах, когда газ уже нельзя считать сплошной средой, усложняются законы теплообмена термометра с потоком. Это выражается в том, что изменяется зависимость коэффициентов r и h от параметров потока. Для свободномолекулярного течения имеется теория, выводы которой использовались в рассматриваемых расчетах; для течения со скольжением использовались экспериментальные данные, полученные при продувках вольфрамовых проволок в аэродинамической трубе.

Третий член (6) учитывает тепловую инерцию термометра, т. е. тот факт, что при движении ракеты с большой скоростью термометр не всегда успевает принять равновесную температуру газа. Четвертый член выражает влияние солнечной радиации и длинноволновой радиации Земли, падающих как непосредственно на термометр, так и после отражения от шпиля, а также влияние собственного излучения термометра и шпиля. Пятый член выражает влияние нагрева термометра током измерительной схемы, шестой — теплоотвода через поддерживающую систему термометра.

В уравнении (6) все члены, кроме второго, пренебрежимо малы до высот около 50 км и невелики в интервале высот 50—70 км. На больших же высотах их величина резко возрастает. Малая величина этих членов на значительной части траектории обусловлена тем, что чувствительный элемент термометра представляет собой весьма тонкий (диаметр 40μ) и длинный (между поддерживающими проволоку косынками 30 см) цилиндр, что уменьшает тепловую инерцию теплоотвода с концов и в некоторой степени радиационные влияния.

Из входящих в уравнение (6) величин Т_н измеряется термометрами и по этим же данным получаются и Q; Т_ш измерялась вспомогательным термометром на шпиле, Ф_с — болометром, V получается из данных о траектории, полученных в результате прослеживания ракеты. Из этих же данных и данных о положении ракеты в пространстве, полученных по снимкам бортовых фотоаппаратов, находится угол атаки, от которого в некоторой степени зависят r и h. Значения остальных входящих в уравнение величин находятся по данным лабораторных экспериментов и теоретических работ.

Так как r и h хотя и слабо, но зависят от искомой температуры среды, то сначала в расчет вводятся их значения, взятые при средней температуре; затем, после нахождения температуры среды, эти значения уточняются и вновь находится уточненное значение температуры среды. Этот процесс последовательных приближений сходится на втором-третьем шаге; кроме того, он необходим лишь для измерений, относящихся к высотам, большим 60 км.

При выводе уравнения термометра считалось, что термометр обтекается поперечным потоком и не попадает в пограничный слой шпиля. Первое требование выполняется практически всегда. Второе требование, учитывая, что ракета всегда движется под некоторым углом атаки, выполняется хотя бы для одного из четырех термометров. Показания тех термометров, которые попадают в пограничный слой шпиля, приходится исключать из расчета. В связи с этим были проведены эксперименты с термометрами с поперечной нитью, которые обнаружили как некоторые преимущества, так и недостатки таких термометров. При вращении ракеты термометры поочередно то освещаются Солнцем, то попадают в тень шпиля; это дает возможность проверки правильности учета влияния радиации.

Этот расчет показал, что средняя квадратическая ошибка отдельного измерения температуры до высот 40 км не превышает ±5% на высоте 50 км она составляет ±10% и на 70-75 км достигает ±20%. При увеличении частоты коммутаций эта ошибка может быть уменьшена в несколько раз.

Максимальная высота применимости метода в его современном виде, определяемая как высота, на которой средняя квадратическая ошибка измерения температуры достигает ±20%, составляет 75—80 км. Кроме того, на части восходящей ветви траектории (вблизи пика скорости) ошибка также превышает допустимую. Однако данные, полученные на подъеме, все же имеют значение для сравнения с данными, полученными на спуске на тех же высотах при других скоростях, что помогает исключению систематических ошибок.

Кроме давления, полученного непосредственно с помощью манометров, по кривым распределения температуры по высоте, полученным с помощью термометров, рассчитывалось давление по формуле

Аналогично, кроме температуры, полученной непосредственно с помощью термометров, по данным манометров рассчитывается температура по формуле

Таким образом, получаются данные как о давлении, так и о температype одновременно двумя независимыми методами. Сравнение таких данных дает возможность исключить трудно учитываемые систематические ошибки, которые могут быть в результатах каждого из методов. Оказалось, что обработанные таким образом результаты хорошо согласуются между собой.

Рис. 6. Распределение по высоте давления (p), температуры (T) и плотности (ρ) согласно ракетным измерениям.

По данным как манометров, так и термометров находилось среднее взвешенное распределение температуры и давления, причем веса, как обычно, принимались обратно пропорциональными квадратам средних квадратичных ошибок. Эти результаты приведены в табл. 1 и на рис. 6. По температуре и давлению, найденным как указано выше, рассчитывалась средняя плотность по уравнению состояния газа. Данные о распределении плотности по высоте приведены также в табл. 1 и на рис. 6.

Таблица 1

Представляет интерес сравнение полученных данных со средней кривой американского ракетного комитета. Максимальное расхождение по температуре составляет 9°, причем по нашим измерениям верхняя атмосфера несколько теплее. Средняя кривая распределения давления, полученная в опытах ЦАО, расположена в сторону более низких значений давления, чем кривая США, максимальное расхождение составляет 22% на высоте 80 км. Результаты, полученные в ЦАО, дают несколько меньшие значения плотности, до 25% на высоте 80 км.

Одним из главных инициаторов организации ракетных исследований верхних слоев атмосферы в СССР является В. А. Путохин, скончавшийся в 1953 г. До этого момента он являлся руководителем работ, результаты которых изложены выше.

Митра С. К. Верхняя атмосфера. ИИЛ, М., 1955. — Ракетные исследования верхней атмосферы (обзор). «Вопросы ракетной техники» № 5, 1956. - Newell M. Е. High Altitude Rocket Research. Academic Press, inc. Publishers, N.-Y., 1954. - Ed. by Boyd R. L. F., Seaton M. J. Rocket Exploration of the Upper Atmosphere. Pergamon Press. Ld, 1954.— Rocket Panel, Phys. Rev., v. 88, No 5, 1952, — International Association of Geomagnetism and Aeronomy, Bulletin, No 5 b. ,,Problemes de la Physique de la haute atmosphere", Paris, 1956.