Explorer 36 (también llamado GEOS 2 o GEOS B , acrónimo de Geodetic Earth Orbiting Satellite ) fue un satélite de la NASA lanzado como parte del programa Explorer , siendo el segundo de los dos satélites GEOS . El Explorer 36 fue lanzado el 11 de enero de 1968 desde la Base Aérea Vandenberg , con el vehículo de lanzamiento Thor-Delta E1 .
La Explorer 36 era una nave espacial estabilizada por gradiente de gravedad , alimentada por células solares , que llevaba instrumentación electrónica y geodésica . El sistema de control térmico de la nave espacial se destacó por ser el primer uso no experimental de un tubo de calor en una nave espacial. [5]
Los sistemas de instrumentación geodésica incluyeron:
Los sistemas no geodésicos incluían un detector láser y una baliza interferométrica Minitrack . Los objetivos de la nave espacial eran optimizar los períodos de visibilidad de la estación óptica y proporcionar datos complementarios para los términos dependientes de la inclinación establecidos por los estudios gravimétricos del Explorer 29 ( GEOS 1 ) . La nave espacial se colocó en una órbita retrógrada para lograr estos objetivos. Se produjeron problemas operativos en el sistema de energía principal, el sistema de destello de la baliza óptica y el reloj de la nave espacial, y los ajustes en la programación dieron como resultado operaciones nominales. [6]
El sistema de radar de banda C se utilizó para la calibración experimental del radar de alcance y la grabación de datos para determinar la precisión del sistema para investigaciones geométricas y gravimétricas. Para la redundancia, se transportaron en la nave espacial dos transpondedores, cada uno operando en 5690 MHz (RCVR) y 765 MHz (XMTR). Un transpondedor tenía un retardo de tiempo de intervalo de 5 ms, y el otro tenía un retardo interno casi nulo que permitía la identificación en tiempo real por parte de los participantes de la banda C. Los transpondedores funcionaron sobre la base de una llamada selectiva para conservar la energía de la nave espacial. Se utilizó un reflector pasivo de banda C junto con los transpondedores para la calibración precisa del retardo de tiempo interno y para proporcionar capacidades de seguimiento pasivo de banda C. [7]
Para determinar el alcance y el ángulo de la nave espacial se utilizaron reflectores láser en las esquinas, compuestos por 322 cubos de cuarzo fundido con superficies reflectantes plateadas . Los cubos, que estaban montados sobre paneles de fibra de vidrio en el borde inferior de la nave espacial, proporcionaban un área reflectante total de 0,18 m2 . Los reflectores conservaban el estrecho ancho del haz de luz entrante y proporcionaban una señal máxima al suelo casi exactamente en el lugar donde se originaba. El cincuenta por ciento de la luz que incidía en el área del prisma en un ángulo de 90° se reflejaba en un haz de 20 segundos de arco. La luz reflejada recibida por los telescopios terrestres se amplificaba mediante un tubo fotomultiplicador que convertía el impulso óptico en una señal eléctrica. El tiempo necesario para que el haz regresara a la Tierra se registraba mediante un contador digital. El pulso láser reflejado también se fotografió contra el fondo estelar y el tiempo total recorrido por los pulsos de luz se consideró en el sistema de seguimiento láser óptico. El seguimiento por láser estuvo a cargo del Laboratorio de Investigación de la Fuerza Aérea (AFCRL), el Observatorio Astrofísico Smithsoniano (SAO), el Centro de Investigación Óptica GSFC y estaciones láser internacionales. [8]
Este instrumento consistía en un magnetómetro fluxgate uniaxial orientado perpendicularmente al plano de la órbita de la nave espacial. Aunque la función principal del magnetómetro era servir como sensor de actitud, se obtuvo una cantidad muy limitada de datos científicamente útiles sobre fluctuaciones en el rango de 0,03 a 3,0 cps mediante el uso de un filtro. [9]
La baliza Minitrack emitía en 136 MHz y estaba modulada con datos de telemetría. Los datos del sistema de seguimiento por interferómetro Minitrack se utilizaron en combinación con los datos del sistema Goddard Range and Range Rate (GRARR) para establecer la órbita del Explorer 36 y calcular predicciones operativas. Las estaciones Minitrack también participaron con otras estaciones en eventos de visibilidad mutua para experimentos de comparación de sistemas de seguimiento. [10]
El sistema de baliza óptica, utilizado para estudios de geodesia geométrica , consistía en cuatro tubos de destellos de xenón de 670 vatios (1580 candelas por segundo) alojados en reflectores. Estos tubos estaban programados para destellar secuencialmente, en una serie de cinco o siete destellos, en momentos en que pudieran observarse ópticamente desde la Tierra. Las observaciones se realizaron con cámaras SPEOPT MOTS de 1 m (3 pies 3 pulgadas) y 60 cm (24 pulgadas), cámaras Baker-Nunn y geodésicas del Observatorio Astrofísico Smithsoniano (SAO) de 90 cm (35 pulgadas), cámaras PC 1000 de la USAF, cámaras BC-4 del US C&GS (Coast and Geodetic Survey) y estaciones de cámaras del Army Map Service (AMS, ahora ETR) e internacionales. La posición del satélite y el ángulo de elevación de cada estación se determinaron utilizando mapas estelares como guías. Si dos de las tres estaciones tenían posiciones conocidas, las coordenadas de la tercera podían calcularse mediante triangulación. Poco después del lanzamiento se produjeron operaciones erráticas en un conjunto de balizas. Esta baliza (n.º 4) no se utilizó durante el resto de las operaciones. Se obtuvieron datos de las otras tres balizas hasta el 31 de enero de 1970. [11]
Este instrumento constaba de un dispositivo de deflexión electrostática y un detector de canaltrón destinado a medir electrones en el rango de energía de 2 a 10 keV. No se obtuvieron datos útiles. [12]
La técnica Doppler de cronometraje y medición del cambio de frecuencia de las transmisiones de radio desde una nave espacial en movimiento se utilizó para ayudar a establecer la estructura del campo gravitatorio de la Tierra con una precisión de aproximadamente cinco partes en 100 millones. Se utilizaron tres transmisores en frecuencias de 162, 324 y 972 MHz. Los marcadores de tiempo (ráfagas de modulación de fase de 60° de 0,3 segundos de duración una vez por minuto) fueron transportados por los transmisores de 162 y 324 MHz. La sincronización de los marcadores se realizó con una precisión de 0,4 ms. La Red de Seguimiento Doppler (TRANET) de la Armada de los EE. UU. monitoreó la nave espacial para obtener datos Doppler. Las observaciones realizadas desde tres o más estaciones conocidas permitieron deducir los parámetros orbitales. Los datos del sistema se registraron en cinta de papel y luego se reprodujeron en cinta magnética para su posterior procesamiento. [13]
Los datos del sistema Goddard Range and Range Rate (GRARR) fueron capaces de determinar tanto el alcance como la tasa de cambio del alcance de la nave espacial midiendo el desplazamiento de fase y el efecto Doppler. El sistema, que funcionaba en 2271 MHz (receptor) y 1705 MHz (transmisor), utilizaba una antena montada en la parte de la nave espacial orientada hacia la Tierra. El ancho del haz era de 150°. Los datos recibidos de este instrumento por tres estaciones de banda S de GRARR se utilizaron para aumentar otros datos geodésicos y para proporcionar una comparación de este sistema con otros utilizados en el seguimiento de la nave espacial. Los datos recibidos se colocaron en cinta de papel y fueron reproducidos por la computadora CDC 160A en cinta magnética para su posterior procesamiento. [14]
El sistema SECOR (Sequential Collation of Range ), operado por el Army Map Service (ahora identificado como ETR), se utilizó para el sistema de alcance de radio de la nave espacial. El sistema SECOR operaba en 421 MHz (receptor) y 224,5 y 449,0 MHz (transmisor). Un transpondedor de 3,6 kg (7,9 lb) recibía y retransmitía señales de radio terrestres. El equipo terrestre incluía transmisores modulados en fase, receptores de datos de alcance y fasímetros electrónicos. El sistema utilizaba cuatro estaciones terrestres para medir la distancia al transpondedor de la nave espacial. Las mediciones de alcance se realizaban midiendo el cambio de fase de los tonos laterales de medición de distancia que modulaban la portadora de CW. Mediante el uso de técnicas de trilateración, se podía determinar con precisión la posición desconocida de una de las cuatro estaciones. [15]
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