WikiDer > Explorer 35 - Википедия

Исследователь 35
Тип миссии	Космическая физика
Оператор	НАСА
COSPAR ID	1967-070A
SATCAT нет.	2884
Продолжительность миссии	2167 дней
Свойства космического корабля
Производитель	Исследовательский центр Лэнгли
Стартовая масса	104,3 кг (230 фунтов)
Начало миссии
Дата запуска	19 июля 1967, 14:19:02 универсальное глобальное время
Ракета	Дельта E1
Запустить сайт	мыс Канаверал LC-17B
Конец миссии
Утилизация	Деактивировано
Деактивировано	24 июня 1973 г.
Дата распада	Середина-конец 1970-х
Параметры орбиты
Справочная система	Селеноцентрический
Большая полуось	7,886 км (4900 миль)
Эксцентриситет	0.0136973
Высота периселена	764 км (475 миль)
Высота апоселена	7,886 км (4900 миль)
Наклон	147,3 градуса
Период	710 минут
РААН	90,2825 градусов
Аргумент периселена	39,3155 градусов
Средняя аномалия	321,7298 градусов
Среднее движение	14.95777010
Эпоха	3 марта 1969 г., 11:06:06 UTC
Революция нет.	16777
Лунный орбитальный аппарат
Орбитальная вставка	21 июля 1967 г.
	Исследователи ← Исследователь 34 Исследователь 36 →

Explorer 35 - Wikipedia

Исследователь 35 (IMP-E, AIMP 2, Anchored IMP 2, Interplanetary Monitoring Platform-E) - это космический аппарат со стабилизированным вращением, приспособленный для межпланетных исследований на лунных расстояниях межпланетных плазма, магнитное поле, энергичные частицы, и солнечная Рентгеновские лучи. Он был запущен в эллиптический лунный орбита. Направление оси вращения было почти перпендикулярно плоскости эклиптики, а скорость вращения составляла 25,6 об / мин. Цели миссии были достигнуты. После успешной эксплуатации в течение 6 лет 24 июня 1973 года космический корабль был выключен.

Инструменты науки

Магнитометры

Эймс магнитометр Эксперимент состоял из установленного на стреле трехосного феррозондового магнитометра и блока электроники. Датчики располагались ортогонально, один датчик ориентирован вдоль оси вращения КА. Мотор менял местами датчик в плоскости вращения с датчиком вдоль оси вращения каждые 24 часа, что позволяло проводить калибровку в полете. В комплект прибора входила схема демодуляции выходных сигналов датчиков в плоскости вращения. Порог шума составлял около 0,2 нТл . Прибор имел три диапазона, охватывающие плюс-минус 20, 60 и 200 нТл полной шкалы для каждого компонента вектора. Точность оцифровки для каждого диапазона составляла 1% от всего охваченного диапазона. Вектор магнитного поля измерялся мгновенно, и диапазон прибора менялся после каждого измерения. Между соседними измерениями прошло 2,05 секунды, а между измерениями с использованием того же диапазона - 6,14 секунды. Инструмент работал нормально.

Эксперимент состоял из установленного на стреле трехосного феррозондового магнитометра. Каждый датчик имел двойные диапазоны от минус до плюс 24 нТл и 64 нТл с разрешением оцифровки от минус до плюс 0,094 нТл и 0,25 нТл соответственно. Дрейф нулевого уровня проверялся периодической переориентацией датчиков до 20 мая 1969 г., когда отказал механизм флиппера. После этого анализ данных был более трудным, так как смещение нулевого уровня датчика параллельно оси вращения космического корабля не было легко определено. Помехи космических аппаратов составляли менее 0,125 нТл. Одно векторное измерение производилось каждые 5,12 с. Полоса пропускания магнитометра составляла от 0 до 5 Гц с уменьшением на 20 дБ на декаду для более высоких частот. За исключением отказа флиппера, эксперимент работал нормально от запуска до выключения космического корабля (24 июня 1973 г.).

Бистатические радиолокационные наблюдения

Целью этого эксперимента было изучение электромагнитных отражательных свойств лунной поверхности. Переданные с космического корабля телеметрические сигналы с частотой 136,10 МГц (2,2 м) были рассеяны от поверхности Луны, а затем зарегистрированы с помощью 150-футового прибора. Стэнфорд тарелочная антенна. Интенсивность отраженного сигнала зависела от лунной отражательной способности, высоты космического корабля над лунной поверхностью и средней кривизны Луны. Ширина полосы отраженного сигнала была пропорциональна среднеквадратичному уклону лунной поверхности. Затмение явления позволили определить рассеивающие свойства лунного лимба. Диэлектрическая проницаемость лунной подповерхности в области рассеяния ниже глубины примерно 25 см была затем определена из профиля значений отражательной способности в зависимости от угла падения на Луну. Также был сделан вывод о среднем наклоне Луны над каждой областью, от которой отражались сигналы. Наблюдения проходили в пределах 10 градусов от лунного экватора. По состоянию на март 1971 года экспериментальная эксплуатация была нормальной.

Ионные камеры и трубки Гейгера

Этот эксперимент состоял из 12-см Neher-тип ионизационная камера и два Lionel type 205 HT Гейгера-Мюллера (GM) пробирки. Ионная камера всенаправленно реагировала на электроны с энергией выше 0,7 МэВ и протоны с энергией выше 12 МэВ. Обе трубки ГМ устанавливались параллельно оси вращения КА. Трубка GM 1 регистрировала электроны с энергией выше 45 кэВ, рассеянные от золотой фольги. Конус приема для этих электронов имел полный угол 70 градусов и ось симметрии, которая находилась на 20 градусах от оси вращения космического корабля. Трубка GM 2 реагировала на электроны и протоны с энергией выше 22 и 300 кэВ, соответственно, в приемном конусе с полным углом 70 градусов с центром на оси вращения космического корабля. Обе лампы GM всенаправленно реагировали на электроны и протоны с энергиями выше 2,5 и 50 МэВ соответственно. Импульсы из ионной камеры и счета из каждой трубки GM накапливались в течение 39,72 с и считывались каждые 40,96 с. Кроме того, время между первыми импульсами ионной камеры в период накопления также измерялось. Первоначально этот эксперимент прошел хорошо.

Детектор микрометеороидов

Этот эксперимент был разработан для измерения ионизации, импульса, скорости и направления микрометеоритов с использованием тонкопленочных заряженных детекторов, индукционных устройств и микрофонов.

Кубок фарадея

Многосеточный сплит-коллектор Кубок фарадея установленный на экваторе космического корабля использовался для изучения направленной интенсивности положительных ионов и электронов солнечного ветра, уделяя особое внимание взаимодействию солнечного ветра с Луной. Двадцать семь интегральных токовых отсчетов (требующих около 4,3 с) были взяты в окне энергии на заряд от 80 до 2850 эВ. Затем ток был измерен в восьми окнах дифференциальной энергии на заряд между 50 и 5400 эВ по азимуту, где пик тока появился в предыдущей серии интегральных измерений. Эти измерения (интегральные и дифференциальные) длились около 25 с. Сумма и разность коллекторных токов были получены для положительных ионов. Только сумма была получена для электронов. Полный набор измерений (две суммы коллекторных пластин и одна разность для протонов и одна сумма коллекторных пластин для электронов) потребовало 328 с. Эксперимент хорошо работал с момента запуска до неудачи в июле 1968 года.