Explorer 2 fue una misión espacial no tripulada estadounidense dentro del programa Explorer . Destinada a ser una repetición de la misión Explorer 1 anterior , que colocó un satélite en la órbita media de la Tierra, la nave espacial no pudo alcanzar la órbita debido a una falla en el vehículo de lanzamiento durante el despegue.
El Explorer 2 fue lanzado desde el Centro de Pruebas de Misiles de Cabo Cañaveral del Atlantic Missile Range (AMR), LC-26A en Florida el 5 de marzo de 1958 a las 18:27:57 GMT por un vehículo de lanzamiento Juno I. [3] El Juno I tuvo sus orígenes en el Proyecto Orbiter del Ejército de los Estados Unidos en 1954. El proyecto fue cancelado en 1955 cuando se tomó la decisión de continuar con el Proyecto Vanguard .
Tras el lanzamiento del Sputnik 1 soviético el 4 de octubre de 1957, la Agencia de Misiles Balísticos del Ejército (ABMA) recibió instrucciones de proceder al lanzamiento de un satélite utilizando la variante de cuatro etapas Juno I del Jupiter-C de tres etapas , que ya había sido probado en vuelo en pruebas de reentrada en el cono frontal del misil balístico de alcance intermedio Jupiter . Trabajando en estrecha colaboración, la ABMA y el Laboratorio de Propulsión a Chorro (JPL) completaron el trabajo de modificación del Jupiter-C y la construcción del Explorer 1 en 84 días.
El Explorer 2 era idéntico al Explorer 1, salvo por la incorporación de una grabadora diseñada para permitir la reproducción de datos. El satélite era un cilindro y un cono frontal de 203 cm (80 pulgadas) de largo y 15,2 cm (6,0 pulgadas) de diámetro que comprendía la cuarta etapa del vehículo de lanzamiento Jupiter-C. Con una masa de 14,22 kg (31,3 libras), era aproximadamente 0,25 kg (0,55 libras) más pesado que el Explorer 1. El cuerpo de la nave espacial estaba hecho de acero inoxidable AISI-410, de 0,058 cm (0,023 pulgadas) de espesor. La caja se oxidó por calor hasta obtener un color dorado y se utilizaron ocho franjas alternas de Rokide A (óxido de aluminio rociado con llama) blanco para controlar la temperatura. [4]
La base del cilindro albergaba el motor cohete de combustible sólido Sergeant. Los osciladores de subportadora y las baterías de mercurio Mallory para el transmisor de baja potencia se encontraban en la parte superior del cono frontal. Debajo de estos se encontraba el transmisor de baja potencia (10 mW, 108,00 MHz) para las señales portadora y subportadora, que utilizaba la cubierta de acero inoxidable del satélite como antena dipolo. [4]
Debajo del cono de la nariz se encontraba la plataforma del detector, que albergaba el tubo contador Geiger-Mueller para el experimento de rayos cósmicos, el receptor de comandos para las interrogaciones de la grabadora, el transmisor de reproducción de alta potencia (60 mW, 108,03 MHz) para la respuesta de interrogación, la electrónica del experimento de rayos cósmicos, baterías de mercurio Mallory para el transmisor de alta potencia y una grabadora de cinta magnética de 0,23 kg (0,51 lb) y 5,7 cm (2,2 in) de diámetro. Se montó un detector acústico de micrometeoritos en el interior del cilindro de la nave espacial cerca del dispositivo de rayos cósmicos. Cerca de la parte inferior de la plataforma del detector, cuatro antenas de alambre de acero inoxidable con polarización circular sobresalían radialmente del costado de la nave espacial, espaciadas de manera uniforme alrededor del eje. Un espacio para la antena de alta potencia y un escudo de radiación térmica estaban entre la carga útil y el motor del cohete. Los detectores de micrometeoritos estaban dispuestos en un anillo alrededor del cilindro cerca de la parte inferior de la nave espacial. Se montaron cuatro medidores de temperatura en varias ubicaciones en la nave espacial. [4]
El Explorer 2 estaba equipado con un contador Geiger para detectar rayos cósmicos . Después del Explorer 3 , se decidió que el contador Geiger original había sido sobrepasado por la fuerte radiación proveniente de un cinturón de partículas cargadas atrapadas en el espacio por el campo magnético de la Tierra (ver: Cinturón de radiación de Van Allen ). El Explorer 2 también estaba equipado con una red de cables y un detector acústico para detectar micrometeoritos .
Se utilizó un detector de tubo Geiger omnidireccional Anton 314 para medir el flujo de partículas cargadas energéticas (protones E>30 MeV y electrones E>3 MeV). El instrumento constaba de un solo tubo Geiger-Mueller , un circuito de escalado para reducir el número de pulsos y un sistema de telemetría para transmitir los datos a las estaciones receptoras terrestres. El tubo Geiger-Mueller era un contador halógeno Anton tipo 314 con pared de acero inoxidable (aproximadamente 75% hierro, 25% cromo) de aproximadamente 0,12 cm (0,047 pulgadas) de espesor. El instrumento estaba montado dentro del casco de la nave espacial, que tenía paredes de acero inoxidable de 0,58 mm (0,023 pulgadas) de espesor. El contador tenía 10,2 cm (4,0 pulgadas) de largo por 2,0 cm (0,79 pulgadas) de diámetro y el cable interno tenía 10 cm (3,9 pulgadas) de longitud. El tubo tenía una variación muy pequeña en la eficiencia de conteo en el rango de -55° a +175 °C. Tenía aproximadamente un 85% de eficiencia de conteo para rayos cósmicos y alrededor de un 0,3% de eficiencia de conteo para fotones de energía 660 keV. El "tiempo muerto" (tiempo para reiniciar para registrar el siguiente conteo) de los contadores era de aproximadamente 100 microsegundos. El contador estaba conectado a un amplificador de corriente , que alimentaba directamente una etapa de escalador, un multivibrador de transistor biestable que podía operar en un amplio rango de voltajes y un rango de temperatura de -15° a +85 °C, limitado principalmente por las baterías de suministro. El tiempo de resolución del escalador era de 250 microsegundos. Para conteos de pulsos superiores a 4000 por segundo, el escalador indicaba un conteo de 4000. Los resultados se enviaban a tierra a través del sistema de telemetría en tiempo real. El experimento no tenía ningún dispositivo de almacenamiento de datos a bordo, y sólo podía enviar telemetría a tierra cuando pasaba sobre una estación receptora terrestre, por lo que algunas regiones no tenían cobertura durante el vuelo. [5]
Las mediciones directas de micrometeoritos se realizaron en Explorer 1 utilizando dos detectores separados: un detector de rejilla de alambre y un transductor de cristal. Los parámetros determinados fueron las tasas de entrada de cada intervalo de tamaño, la velocidad de impacto, la composición y la densidad del micrometeorito. [6]
El detector de rejilla de alambre estaba formado por 12 tarjetas (conectadas en paralelo) montadas en un anillo de soporte de fibra de vidrio que, a su vez, estaba montado sobre la superficie cilíndrica del satélite. Cada tarjeta estaba enrollada con un alambre de aleación de níquel esmaltado de 17 micrones de diámetro. Se enrollaron dos capas de alambre en cada tarjeta para asegurar que un área total de 1 × 1 cm (0,39 × 0,39 pulgadas) estuviera completamente cubierta. Un micrometeorito de aproximadamente 10 micrones fracturaría el alambre al impactar, destruiría la conexión eléctrica y, por lo tanto, registraría el evento. [6]
El detector acústico (transductor y amplificador de estado sólido) se colocó en contacto acústico con la sección central de la piel, donde podría responder a los impactos de meteoritos en la piel de la nave espacial, de modo que cada evento registrado sería una función de la masa y la velocidad. El área efectiva de esta sección fue de 0,075 m 2 y la sensibilidad umbral promedio fue de 0,0025 g-cm/s. [6]
Debido a su forma simétrica, se seleccionó a Explorer 2 para su uso en la determinación de densidades atmosféricas superiores en función de la altitud, latitud, estación y actividad solar . Los valores de densidad cerca del perigeo se dedujeron a partir de observaciones secuenciales de la posición de la nave espacial, utilizando técnicas de seguimiento óptico ( red de cámaras Baker-Nunn ) y de radio y/o radar. [7]
El satélite Explorer 2 estaba equipado con cuatro termómetros de resistencia que realizaban mediciones directas de temperatura, tres externos y uno interno. El objetivo principal del experimento era estudiar la eficacia del control térmico pasivo (en este caso, aislamiento y revestimientos exteriores) en el exterior y el interior de un satélite, y documentar la temperatura de la instrumentación para estudiar su efecto en el funcionamiento de los instrumentos. [8]
El termómetro denominado termómetro externo n.° 1 se montó en el casco exterior, en la parte inferior de la sección superior (instrumentación) del satélite. Este termómetro medía la temperatura del revestimiento del cilindro en un rango de -50 °C a +110 °C, con una precisión de 4 °C en el rango de -10 °C a +80 °C. El termómetro externo n.° 2 se montó a lo largo de la parte inferior del cono de la nariz para medir la temperatura del revestimiento del cono de la nariz. Podía cubrir un rango de -50 °C a +220 °C. La precisión era de 16 °C a una temperatura de 50 °C y de 18 °C a 0 °C. El termómetro externo n.° 3 se montó en la parte superior del cono de la nariz y medía la temperatura del punto de estancamiento. Cubría desde -50 °C a +450 °C con una precisión de aproximadamente 20 °C. [8]
El medidor de temperatura interna se montó en el transmisor de alta potencia en la base de la sección de instrumentación. Podía cubrir un rango de -60 °C a +110 °C. La precisión era de 2 °C a temperaturas de 0 °C a +30 °C y caía a una precisión de 20 °C a una temperatura de 90 °C. Los medidores de temperatura externa n.° 2 y n.° 3 transmitían en el transmisor de baja potencia (10 mW, 108,00 MHz), y los otros dos medidores transmitían en el transmisor de alta potencia (60 mW, 108,03 MHz). Además, la temperatura interna del cono frontal podía estimarse indirectamente midiendo la frecuencia del canal de rayos cósmicos. Las calibraciones del oscilador indican que la temperatura interna del cono frontal podía conocerse con una precisión de 12 °C desde 0 a +25 °C, y de 6 °C desde 25 a 50 °C. [8]
La telemetría se transmitía de forma continua. No había grabadoras ni dispositivos de almacenamiento de datos a bordo, por lo que los datos de temperatura solo se podían recibir en tiempo real durante los períodos en los que el Explorer 1 se encontraba sobre una estación receptora. Había cinco estaciones receptoras: la base aérea Patrick (Cabo Cañaveral), Earthquake Valley (cerca de San Diego), San Gabriel (California), Singapur (Malasia) e Ibadan (Nigeria). Las cinco podían recibir datos del transmisor de baja potencia; solo Patrick AFB y San Gabriel podían recibirlos del transmisor de alta potencia. Normalmente se producían cuatro pasadas al día sobre Patrick AFB, Earthquake Valley y San Gabriel, y siete pasadas al día sobre Nigeria y Singapur. [8]
El control de la temperatura exterior se logró recubriendo una fracción de la carcasa de acero inoxidable del satélite con una cerámica de óxido de aluminio (Rokide A). Aproximadamente el 30% del cono de la nariz (los 30 cm superiores del satélite) y el 25% de los 51,4 cm superiores (20,2 pulgadas) del cuerpo cilíndrico estaban recubiertos con rayas longitudinales. Había aislamiento entre el cono de la nariz y el compartimento de instrumentos, y entre el compartimento de instrumentos y la sección del motor del cohete. [8]
Para el correcto funcionamiento del equipo del satélite se requería un rango de temperatura interna de -5 °C a +45 °C. Las baterías no funcionarían por debajo de los -5 °C, pero las bajas temperaturas no dañarían las baterías ni el equipo. No se producirían daños permanentes en el equipo a menos que la temperatura superara los +80 °C. [8]
Los datos se transmitieron de forma continua mediante un transmisor de 60 mW con modulación de amplitud y un transmisor de 10 mW con modulación de fase, ambos transmitiendo a una frecuencia de 108 MHz. Los datos se registraron únicamente cuando la nave espacial se encontraba sobre una de las diecisiete estaciones receptoras. Tanto los transmisores de alta potencia como los de baja potencia funcionaban con baterías. [9]
El vehículo de lanzamiento era un Juno I, una variante del Jupiter-C de tres etapas con una cuarta etapa propulsora añadida, que en este caso era el Explorer 2. La primera etapa era un vehículo de lanzamiento de combustible líquido Redstone mejorado. La segunda etapa comprendía un grupo de once motores cohete de combustible sólido Sergeant y la tercera etapa albergaba tres Sergeant. El propulsor estaba equipado para hacer girar la cuarta etapa en incrementos, lo que daba lugar a una velocidad final de 750 rpm sobre su eje largo. [4]
El Explorer 2 fue lanzado desde el Centro de Pruebas de Misiles de Cabo Cañaveral del Atlantic Missile Range (AMR), plataforma 26A, el 5 de marzo de 1958 a las 18:27:57 GMT. [1] El vuelo fue nominal hasta el encendido de la tercera etapa. La cuarta etapa no logró encenderse, lo que hizo imposible alcanzar la velocidad orbital. La nave espacial reingresó a la atmósfera y cayó al océano Atlántico cerca de Trinidad , a unos 3000 km (1900 mi) del sitio de lanzamiento. Se cree que la causa del fallo se debió a la falla de un cono de plástico ligero, que mantenía el encendedor en su lugar en la boquilla de la cuarta etapa, bajo las tensiones del lanzamiento. Esto permitió que el encendedor se cayera de su posición. El soporte del encendedor fue reforzado para vuelos posteriores. [4] [10]
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