GPS在气象火箭遥测跟踪上的应用

利用GPS全球定位系统、天线云台和宽波瓣天线组成的跟踪系统, 研究了接收位置信息与跟踪之间的时间差, 气象火箭理论弹道误差导致的中断跟踪,气象火箭探空仪分离后至初次定位前的跟踪, 天线云台转到359°位置后反转359°及跟踪过程中跟踪中断后的继续跟踪等关键问题,成功实现了气象火箭探空仪的遥测跟踪. 该跟踪系统在子午工程气象火箭试验中得到较好的应用, 此种跟踪方式相比传统雷达跟踪方式具有体积小、重量轻、操作简单、成本低、机动性强、跟踪可靠性强等诸多优点.      

为“子午工程”打造飞天神箭——航天四院天鹰系列探空运载火箭研制侧记

2010年6月3日凌晨4时,天鹰4A气象火箭携带中国首枚GPS探空仪海燕A成功发射,试验获得了中国低纬度地区高精度临近空间大气温度、压力和风场的完整探测参数。2011年5月7日上午7时,天鹰3C探空火箭携带鲲鹏一号探空仪再次成功发射,成为中国探空火箭飞行高度最高的一次,为中国火箭探空事业竖起了新的里程碑。     

我国火箭探测资料与CIRA 1986稿的比较

本文用我国气象火箭探测获得的中层大气风、温度、密度和气压等数据,与国际参考大气模式CIRA 1986稿作了比较.结果看到,我国火箭探测温度数据值在模式给出的平均值剖面上下波动,符合的程度在国际比对偏差范围之内;用探测数据分析得到的风的季节性和声重波强度等与模式给出的描述都很符合.从而说明,用CIRA 1986稿来表征我国上空的中层大气结构是合适的.      

天鹰探空火箭助力中国高空气象探测

<正>近期,由中国航天科技集团公司四院研制的天鹰-4B探空火箭探测系统首批次两发飞行试验连续获得圆满成功。该试验的成功对提高我国气象保障服务水平具有重要推动作用,是固体动力技术服务国家安全和科学研究的最新成果。气象火箭优势多天鹰已成型谱化气象火箭作为对临近空间大气环境进行原位测量的直接手段,具有系统操作简单、快速、可靠,探测数据高精度     

从探空七号气象火箭到织女三号高空研究火箭——我国实用探空火箭发射成功30年回顾

1960年9月13日我国实用探空火箭——探空七号气象火箭首次发射成功,揭开了我国火箭探空活动的序幕。自那时以来,我国火箭探空事业取得了显著进展。在过去的30年间,我国共发射了17种型号的探空火箭;此外,一种新型号探空火箭——织女三号高空研究火箭也将于近年内发射。本文从火箭气象探测、火箭生物试验、火箭大气取样、火箭试验研究等四个方面对此进行概略回顾。     

辅助式GPS接收机信号发射时间恢复算法研究

当GPS接收机无法进行位同步、帧同步以及导航电文解调时, GPS接收机无法恢复卫星信号发射时间. 为解决该问题, 对基于迭代最小二乘的发射时间恢复算法进行了研究, 利用辅助GPS接收机中无线通信网络提供的卫星星历、卫星修正参数等辅助信息, 结合信号发射时间模糊度的遍历搜索, 完成了信号发射时间的恢复. 详细讨论了算法及其成立条件, 给出算法流程, 并推导出搜索因子的不同选取方案, 使该算法对接收机初始位置误差(150km)和初始时间误差(180s)没有限制. 通过仿真验证了算法的有效性.      

GPS自主式完整性检测技术研究

证明了GPS(Global Positioning System) RAIM(Receiver Autonomous Integrity Monitoring)两种算法:奇偶空间法和残差最小二乘法在数学上是等价的.提出了一种新的GPS RAIM算法,并进行了仿真实验.研究结果表明,该算法具有可用性高、漏警率低,故障检测灵敏等优点,满足了高精度、高可靠性的制导要求.研究了可见星较少时,采用气压高度表辅助、接收GLONASS(GLObal NAvigation Satellite System)信号等实现RAIM的方法,并进行了仿真验证.      

中国探空火箭首获电离层顶原位探测数据

正4月27日凌晨2点,由中国航天科技集团公司四院(以下简称"四院")自主研发的天鹰3F空间环境垂直探测试验火箭在中科院海南探空部发射。火箭正常点火起飞,飞行高度316千米,搭载的鲲鹏1B探空仪开展了多项科学探测及技术试验任务,首次成功获得电离层顶的原位探测数据,发射     

2014年回顾世界导航卫星

1 GPS系统现代化进程受阻
　　截至2014年年底,美国GPS星座有32颗卫星在轨,其中工作星31颗,分别是GPS－2A卫星4颗、GPS－2R卫星12颗、GPS－2RM卫星7颗、GPS－2F卫星8颗。
　　GPS－2F卫星持续补网
　　2014年,美国成功发射4颗GPS－2F卫星,加快了GPS星座的更新步伐,按计划将在2016年前完成全部12颗GPS－2F卫星的发射。该型号卫星由波音公司研制,质量为1.63t,设计寿命12年,提供更高的精度和抗干扰能力。     

忘我工作 大力协同——专访王希季院士

王希季,中国科学院院士,中国早期从事火箭及航天器的研制者和组织者之一。中国第一枚液体燃料探空火箭、气象火箭、生物火箭和高空试验火箭的技术负责人;提出发射中国第一颗卫星的运载火箭—长征-1的技术方案,并主持该型运载火箭初样阶段的研制;曾任返回式卫星的总设计师,负责制定研制方案,采用先进技术,研究卫星返回的关键技术;曾任小卫星首席专家,双星计划工程总设计师等职。1985年、1992年各获国家科学技术进步奖特等奖1项,1999年获"两弹一星"功勋奖章。今年是中国发射首颗卫星45周年,为此,本刊记者专访了王老,请他讲述了当年的一些难忘经历,以此激励后人。     

Validation of the stratospheric sounding unit

The Stratospheric Sounding Unit (SSU) is part of the TOVS (TIROS Operational Vertical Sounder) on NOAA operational meteorological satellites. SSU measurements can be validated by comparison with temperature measurements from colocated rocket sondes. Systematic differences are found which vary with rocket station and sonde and are a function of height. However, these measurements are not adequate to define the performance of individual SSUs to a precision which would allow the observations from different SSUs to be combined in the study of diurnal and semidiurnal tides and of long term trends in stratospheric temperature. Instead this is achieved by detailed radiometric and spectroscopic investigation of each individual SSU, both prior to launch and during its operational life. Using the techniques descirbed, it is demonstrated that measurements from different SSUs can be combined with a relative error of less than 0.2K in equivalent brightness temperature.     

子午工程首次火箭探空数据准单色惯性重力波特性分析

利用2010年6月3日子午工程首次气象火箭探测的温度和风场数据,采用矢端曲线法分别从平流层（20~50km）和对流层（0~15km）廓线提取了海南火箭发射场上空准单色惯性重力波参数.火箭探测的平流层和对流层两个准单色惯性重力波分别向上和向下逆风传播,固有周期为20.1h和22.4h,垂直波长为9.5km和4.0km,水平波长为2900km和753km,垂直群速度c_gz为0.0887m·-1和0.0298m·-1,水平群速度c_gh为12.7m·-1和3.65m·-1,λ_h/λ_z为305:1和188:1,c_gh/c_gz为143:1和122:1.      

冬季西北地区临近空间气象火箭探测数据分析

在获取冬季西北地区一次临近空间气象火箭探测数据后,将火箭探测温度、密度与MSIS00模式和TIMED/SABER卫星数据进行对比,并将火箭探测风场与HWM07模式和MERRA再分析资料进行对比,分析火箭探测温度误差组成,计算各项温度修正量。结果表明:火箭、卫星、MSIS00模式获取的温度和密度随高度整体变化趋势一致;相对于MSIS00模式,火箭和卫星实测数据能够反映出更多的变化细节,且二者在细节上具有较多一致性。火箭实测风场与MERRA的一致性较好,而与HWM07模式差异较大,在平流层中部火箭探测风场明显强于HWM07模式。相对于HWM07模式和MERRA,火箭探测风场能够体现更多细节,在22 km和45 km附近均探测到较强的风切变。在火箭探测温度的各项修正量中,气动加热、温度滞后、支撑结构热传导及测量电流焦耳效应带来的影响较大,该影响整体上随着高度降低而逐渐减小。分析表明,本次气象火箭获取的探测数据是有效可靠的,但在数据处理方法尤其是温度误差修正等方面还需不断迭代完善。      

Preliminary results of a meteorological payload being developed by IITM

A meteorological rocket payload developed at the Indian Institute of Tropical Meteorology (IITM) using thermistor as a temperature sensor was flight tested on RH-200 rocket at Thumba (08° 32'N, 76° 52'E), India, during February/April 1982 on four occasions. The corrected data obtained with this payload are compared with Russian rocket, M-100, data. The temperature profile obtained with IITM payload is warmer above 45-km, as compared with M-100 temperature profile, on all occasions. Meridional and zonal winds also agree up to 45-km level. Temperature records show a wave pattern varying in amplitude and frequency in the 20 to 45-km range.     

The ozonesonde intercomparison experiment at Thumba

An Indo-Soviet collaborative experiment on Ozonesonde Intercomparison was conducted at TERLS in March 1983. Thirteen rocket ozonesondes, eleven balloon ozonesondes and seven meteorological rockets were launched from Thumba. The rocket and balloon soundings were supported by on site Dobson spectrophotometric observations, surface ozone measurements as well as measurements with a Volz type filter photometer. The programme has yielded data on ozone vertical profiles from eleven rocketsondes, seven balloon-sondes and four sets of Umkehr observations. The data is studied with a view to intercompare the various sensors.     

Measurements of upper atmosphere wind and temperature from meteorological rocket experiments during winter 1979

This institute conducted a series of meteorological rocket experiments for the upper-atmospheric sounding in the winter of 1979. Within the overlap altitude range with balloon flights, a comparison of the results with the standard radiosonde data indicated that the rocket-borne system was reliable. The measurements from foru rocket flights for the region between 20 and 30 km showed a degree of compatibility to each other while those for above 30 km differed considerably from one another. At low latitude, the temperature profiles in the winter stratosphere in general showed a reasonably good agreement with the U.S. Standard Atmospheric Supplements, 1966 (USSAS 66). A temperature of 2–24°C lower than the USSAS 66, however, was recorded in the lower mesosphere. Above 30 km the maximum diurnal variation in temperature was 9°C or so. In the winter, the wind profile showed the westerlies and the maximum wind velocity of 92.1 Msec^?1 was obtained from these experiments at the height of 60 km.     

液体火箭发动机爆震波点火技术初步研究

对液体火箭发动机各种点火技术优缺点进行了对比分析,探讨了各种点火技术方案应用于未来先进推进系统的多管多次点火系统的可行性,讨论了各种点火技术应用方案的结构形式.对爆震波点火技术进行了初步研究,建立了气氢气氧爆震波点火的简化理论分析模型,对其在实际液氢液氧发动机中应用的具体方案进行了分析.分析结果表明,爆震波点火技术可以由低压混合气体产生高温高压的爆震产物,爆震波以高马赫数速度传播,迅速到达各点火位置.爆震波点火技术具备良好的同步性能和简单的结构方案形式,适用于液体火箭发动机多管多次同步点火.     

凝胶推进剂粘度计现场校准装置研究

通过对液体火箭发动机凝胶推进剂粘度计开展现场校准装置的研究，论述了基于振动法的凝胶模拟液加载装置的结构设计和安装方式，重点阐述了液体火箭发动机凝胶推进剂在线粘度计现场校准的工艺流程，通过测试试验获得了凝胶推进剂的压力/温度——粘度的流变数据及规律，并确定了现场校准测量装置的测量不确定度。