Исследователь 2 - Explorer 2
 Запуск спутника Explorer 2
| |
| Тип миссии | Наука о планете Земля |
|---|---|
| Оператор | Армейское агентство по баллистическим ракетам |
| Продолжительность миссии | Не удалось выйти на орбиту 120 дней (планируется) |
| Свойства космического корабля | |
| Тип космического корабля | Исследователь |
| Автобус | Исследователь 1 |
| Производитель | Лаборатория реактивного движения |
| Стартовая масса | 14,22 кг (31,3 фунта) |
| Габаритные размеры | Длина 203 см (80 дюймов) Диаметр 15,2 см (6,0 дюйма) |
| Мощность | 60 Вт |
| Начало миссии | |
| Дата запуска | 5 марта 1958 г., 18:27:57 GMT |
| Ракета | Юнона I RS / CC-26 |
| Запустить сайт | Атлантический ракетный полигон , LC-26A |
| Подрядчик | Армейское агентство по баллистическим ракетам (ABMA) |
| Конец миссии | |
| Дата распада | Не удалось выйти на орбиту |
| Параметры орбиты | |
| Справочная система | Геоцентрическая орбита (планируется) |
| Режим | Средняя околоземная орбита |
| Высота перигея | 358 км (222 миль) |
| Высота апогея | 2,550 км (1,580 миль) |
| Наклон | 32,24 ° |
| Период | 114,80 минут |
| Инструменты | |
| Счетчик Гейгера Детектор микрометеоритов Спутниковое сопротивление Плотность атмосферного сопротивления Термометры Регистратор | |
|
| |
Explorer 2 был американской беспилотной космической миссией в рамках программы Explorers . Космический корабль, задуманный как повторение предыдущей миссии Explorer 1 , в ходе которой спутник был выведен на среднюю околоземную орбиту , не смог выйти на орбиту из-за отказа ракеты во время запуска.
Проводник 2 был запущен с мыса Канаверал ракетного испытательного центра хребта Атлантического ракетного (АСКУЭ), LC-26A в Флориде 5 марта 1958 года в 18:27:57 по Гринвичу на Juno I ракетой - носителем . «Юнона I» возник в 1954 году в рамках проекта «Орбитальный аппарат» армии США . Проект был отменен в 1955 году, когда было принято решение о продолжении проекта «Авангард» .
Задний план
После запуска советского спутника-1 4 октября 1957 года Армейскому агентству баллистических ракет (ABMA) было приказано приступить к запуску спутника с использованием четырехступенчатого варианта Juno I трехступенчатого Jupiter-C , который имел уже прошел летные испытания в ходе испытаний по возврату носового конуса для БРСД Юпитер ( баллистическая ракета средней дальности ). Работая в тесном сотрудничестве, ABMA и Лаборатория реактивного движения (JPL) завершили работу по модификации Jupiter-C и постройке Explorer 1 за 84 дня.
Космический корабль
Explorer 2 был идентичен Explorer 1, за исключением добавления магнитофона, предназначенного для воспроизведения данных. Спутник представлял собой цилиндр длиной 2,03 м и диаметром 0,152 м с носовой частью, который составлял четвертую ступень ракеты-носителя "Юпитер-С". При массе 14,22 кг он был примерно на 0,25 кг тяжелее Explorer 1. Корпус корабля был изготовлен из нержавеющей стали AISI-410 толщиной 0,058 см. Корпус был подвергнут термическому окислению до золотого цвета, и восемь альтернативных полосок белого Rokide A ( оксид алюминия, напыленный пламенем ) были использованы для контроля температуры.
В основании цилиндра находился твердотопливный ракетный двигатель «Сержант». Генераторы поднесущей и ртутные батареи Мэллори для маломощного передатчика находились в верхней части носового конуса. Ниже них находился передатчик малой мощности (10 мВт , 108,00 МГц ) для сигналов несущей и поднесущей, в котором в качестве дипольной антенны использовалась оболочка спутника из нержавеющей стали.
Под носовым обтекателем находилась детекторная дека, в которой находилась счетная трубка Гейгера-Мюллера для эксперимента с космическими лучами, приемник команд для опросов самописца, передатчик воспроизведения высокой мощности (60 мВт, 108,03 МГц) для ответа на запрос, электроника экспериментов с космическими лучами, Ртутные батареи Мэллори для передатчика большой мощности и магнитный магнитофон диаметром 5,7 см и 0,23 кг. Акустический детектор микрометеоритов был установлен внутри цилиндра космического корабля рядом с устройством космических лучей. Вблизи нижней части детекторной деки четыре штыревых антенны из нержавеющей стали турникета с круговой поляризацией радиально выступали со стороны космического корабля, равномерно разнесенные вокруг оси. Между полезной нагрузкой и ракетным двигателем находился зазор для антенны большой мощности и экран для защиты от теплового излучения. Детекторы микрометеоритов располагались кольцом вокруг цилиндра у днища космического корабля. Четыре датчика температуры были установлены в разных местах космического корабля.
Explorer 2 был оснащен счетчиком Гейгера для регистрации космических лучей . После Explorer 3 было решено, что оригинальный счетчик Гейгера был подавлен сильным излучением, исходящим от пояса заряженных частиц, захваченных в космосе магнитным полем Земли (см .: Радиационный пояс Ван Аллена ). Эксплорер 2 также был оснащен решеткой из проволоки и акустическим детектором для обнаружения микрометеоритов .
Инструменты
счетчик Гейгера
Всенаправленный детектор с трубкой Гейгера Anton 314 использовался для измерения потока энергичных заряженных частиц ( протонов E> 30 МэВ и электронов E> 3 МэВ). Инструмент состоял из одной трубки Гейгера-Мюллера , схемы масштабирования для уменьшения количества импульсов и системы телеметрии для передачи данных на наземные приемные станции. Трубка Гейгера-Мюллера представляла собой галогеновый счетчик типа 314 Anton со стенками из нержавеющей стали (примерно 75% железа , 25% хрома ) толщиной примерно 0,12 см (0,047 дюйма). Прибор был установлен в корпусе космического корабля со стенками из нержавеющей стали толщиной 0,58 мм (0,023 дюйма). Счетчик имел длину 10,2 см (4,0 дюйма), диаметр 2,0 см (0,79 дюйма), а внутренний провод имел длину 10 см (3,9 дюйма). Трубка имела очень небольшой разброс в эффективности счета в диапазоне от -55 до +175 по Цельсию . Он имел примерно 85% эффективности счета космических лучей и примерно 0,3% эффективности счета фотонов с энергией 660 кэВ. «Мертвое время» (время сброса для записи следующего счета) счетчиков составляло около 100 микросекунд. Счетчик был подключен к усилителю тока , который напрямую питал каскад скалера, бистабильный транзисторный мультивибратор, который мог работать в широком диапазоне напряжений и температурном диапазоне от -15 до +85 по Цельсию, ограничиваясь в основном батареями питания. Время разрешения скейлера составляло 250 микросекунд. Если число импульсов превышает 4000 в секунду, скейлер показывает 4000. Результаты отправляются на землю через систему телеметрии в реальном времени. В эксперименте не было бортового устройства хранения данных, и он мог отправлять телеметрию на землю только тогда, когда он проходил над приемной станцией Земли , поэтому некоторые регионы не имели покрытия во время полета.
Детектор микрометеоритов
Прямые измерения микрометеоритов проводились на Explorer 1 с использованием двух отдельных детекторов: детектора с проволочной сеткой и кристаллического преобразователя. Определяемыми параметрами были скорость притока для каждого интервала размеров, скорость падения, состав и плотность микрометеорита.
Детектор проволочной сетки состоял из 12 плат (соединенных параллельно), установленных в опорном кольце из стекловолокна, которое, в свою очередь, было закреплено на цилиндрической поверхности спутника. Каждая карта была намотана эмалированной проволокой из никелевого сплава диаметром 17 микрон . На каждую карту наматывали два слоя проволоки, чтобы обеспечить полное покрытие общей площади 1 см на 1 см. Микрометеорит размером около 10 микрон может сломать провод при ударе, разрушить электрическое соединение и, таким образом, зафиксировать событие.
Акустический детектор (преобразователь и твердотельный усилитель) был помещен в акустический контакт с обшивкой средней секции, где он мог реагировать на удары метеорита о обшивку космического корабля, так что каждое зарегистрированное событие зависело от массы и скорости. Эффективная площадь этого участка составляла 0,075 квадратных метра, а средняя пороговая чувствительность составляла 0,0025 г-см / с.
Плотность атмосферы при торможении спутника
Из-за своей симметричной формы Explorer 2 был выбран для использования при определении плотности верхней атмосферы в зависимости от высоты , широты , сезона и солнечной активности . Значения плотности около перигея были выведены из последовательных наблюдений за положением космического корабля с использованием оптических ( сеть камер Бейкера-Нанна ) и радио и / или радиолокационных методов слежения.
Термометры сопротивления
Спутник Explorer 2 был оснащен четырьмя термометрами сопротивления, которые производили прямые измерения температуры, тремя внешними и одним внутренним. Основная цель эксперимента заключалась в изучении эффективности пассивного терморегулирования (в данном случае изоляции и внешних покрытий) на внешней и внутренней части спутника, а также в документировании температуры приборов, чтобы изучить их влияние на работу приборов.
Термометры
На термометре обозначен внешний датчик температуры № 1 устанавливался на внешнем корпусе в нижней части верхней (приборной) части спутника. Он измерял температуру оболочки цилиндра в диапазоне от -50 ° C до +110 ° C с точностью до 4 ° C в диапазоне от -10 ° C до +80 ° C. Датчик наружной температуры № 2 был установлен вдоль дна носового конуса для измерения температуры кожи носового конуса. Он может охватывать диапазон от -50 ° C до +220 ° C. Точность составила 16 ° C при температуре 50 ° C и 18 ° C при 0 ° C. Датчик наружной температуры № 3 был установлен в верхней части носового конуса и измерял температуру точки торможения. Он работал от -50 ° C до +450 ° C с точностью примерно 20 ° C.
Датчик внутренней температуры был установлен в передатчике большой мощности в основании приборной части. Он может охватывать диапазон от -60 ° C до +110 ° C. Точность составила 2 ° C при температурах от 0 ° C до +30 ° C и упала до точности 20 ° C при температуре 90 ° C. Внешние датчики температуры нет. 2 и нет. 3 передается на маломощный (10 мВт , 108,00 МГц ) передатчик, а два других датчика передаются на высокомощный (60 мВт, 108,03 МГц) передатчик. Кроме того, внутренняя температура носового конуса может быть косвенно оценена путем измерения частоты канала космических лучей. Калибровка генератора показывает, что температура внутреннего носового конуса может быть известна в пределах 12 ° C от 0 до +25 ° C и до 6 ° C от 25 до 50 ° C.
Телеметрия
Телеметрический непрерывно транслируется. На борту не было записывающих устройств или устройств хранения данных, поэтому данные о температуре можно было получать только в режиме реального времени за периоды, когда Explorer 1 находился над приемной станцией. Было 5 приемных станций: База ВВС Патрик (мыс Канаверал), Долина Землетрясений (около Сан-Диего ), Сан-Габриэль, Калифорния , Сингапур ( Малайя ) и Ибадан ( Нигерия ). Все 5 могли получать данные от маломощного передатчика, только Патрик AFB и Сан-Габриэль могли получать данные от мощного передатчика. Обычно было 4 прохода в день над авиабазой Патрик, Землетрясением и Сан-Габриэлем и 7 проходов в день над Нигерией и Сингапуром.
Температурный контроль
Контроль внешней температуры был достигнут путем покрытия части корпуса спутника из нержавеющей стали керамическим покрытием из оксида алюминия (Rokide A). Примерно 30% носового конуса (верхние 12 дюймов спутника) и 25% верхних 51,4 см (20,2 дюйма) цилиндрического корпуса были покрыты продольными полосами. Между носовым обтекателем и приборным отсеком, а также между приборным отсеком и отсеком ракетного двигателя была изоляция.
Для правильной работы оборудования на спутнике требовался внутренний температурный диапазон от -5 ° C до +45 ° C. Батареи не будут работать при температуре ниже -5 ° C, но низкие температуры не повредят батареи или оборудование. Необратимого повреждения оборудования не произойдет, если температура не поднимется выше +80 ° C.
Телекоммуникации
Данные непрерывно передавались с использованием передатчика с амплитудной модуляцией мощностью 60 мВт и передатчика с фазовой модуляцией мощностью 10 мВт, оба передавали с частотой 108 МГц. Данные регистрировались только тогда, когда космический корабль находился над одной из семнадцати приемных станций. И мощные, и маломощные передатчики питались и работали от батарей.
Ракета-носитель
Ракета-носитель представляла собой Juno I, вариант трехступенчатого Jupiter-C с добавленной четвертой двигательной ступенью, которой в данном случае был Explorer 2. Первой ступенью была модернизированная ракета Redstone на жидком топливе. Вторая ступень состояла из одиннадцати сержантских твердотопливных ракетных двигателей, а третья ступень состояла из трех сержантов. Ракета-носитель была оборудована для постепенного вращения четвертой ступени, что привело к конечной скорости вращения 750 об / мин вокруг ее длинной оси.
Миссия
«Эксплорер-2» запущен из ракетного испытательного центра Атлантического ракетного полигона (AMR) на мысе Канаверал , площадка 26А, 5 марта 1958 года в 18:27:57 по Гринвичу. Полет был штатным через зажигание третьей ступени. Четвертая ступень не загорелась, что сделало невозможным достижение орбитальной скорости. Космический корабль повторно вошел в атмосферу и упал в Атлантический океан недалеко от Тринидада , примерно в 3000 км от места запуска. Причиной отказа считалось повреждение легкого пластикового конуса, который удерживал воспламенитель на месте сопла четвертой ступени под действием пусковых напряжений. Это позволило воспламенителю выпасть из положения. Опора воспламенителя была усилена для последующих полетов.