Explorer 29 , также называемый GEOS 1 или GEOS A , аббревиатура от Geodetic Earth Orbiting Satellite , был спутником НАСА , запущенным в рамках программы Explorer , и первым из двух спутников GEOS . «Эксплорер-29» был запущен 6 ноября 1965 года с мыса Канаверал , штат Флорида , с помощью ракеты-носителя «Тор-Дельта Е» . [4]
«Эксплорер 29» представлял собой устройство , стабилизированное гравитационным градиентом и работающее на солнечных батареях , предназначенное исключительно для геодезических исследований . Это был первый успешный действующий космический аппарат Национальной геодезической спутниковой программы . [4]
Инструментарий в комплекте: [4]
Они были разработаны для одновременной работы для решения задач определения местоположения точек наблюдения (геодезических контрольных станций) в трехмерной системе координат центра масс Земли с точностью до 10 м (33 фута), определения структуры нерегулярного гравитационного поля Земли. и уточнение местоположения и величины крупных гравитационных аномалий, а также сравнение результатов работы различных систем на борту космического корабля для определения наиболее точной и надежной системы. За сбор и запись данных отвечала сеть отслеживания космических аппаратов и сбора данных (STADAN ) Центра космических полетов Годдарда (GSFC ). Использовались десять основных сетей наблюдений. [4]
Лазерные угловые отражатели , состоящие из кубов плавленого кварца с посеребренными отражающими поверхностями , использовались для определения дальности и угла космического корабля. 322 куба были установлены на панелях из стекловолокна на нижнем краю космического корабля и обеспечили общую отражающую площадь 0,18 м 2 . Отражатели сохраняли узкую ширину луча падающего света и отражали максимальный сигнал на Землю почти точно туда, где он исходил. Пятьдесят процентов света, попавшего на область призмы под углом 90°, отразилось в луче длительностью 20 угловых секунд . Отраженный свет, полученный наземными телескопами, усиливался фотоумножителем , который преобразовывал оптический импульс в электрический сигнал. Время возвращения луча на Землю фиксировалось цифровым счетчиком. Отраженный лазерный импульс также был сфотографирован на фоне звезды. Общее время, пройденное световыми импульсами, также учитывалось в системе оптического лазерного слежения. [5]
Маяк Minitrack на борту GEOS 1 передавал сигналы на частоте 136 МГц . Система слежения интерферометра Minitrack использовалась в сочетании с системой дальности и скорости НАСА для установления орбиты GEOS-1. Необработанные данные из двух систем использовались для раннего определения орбиты и регулярного обновления орбиты. Вычислительный центр орбиты обработал данные с помощью входной программы определения общей орбиты и подготовил ленту данных для использования в программе дифференциальной коррекции определения общей орбиты на IBM 7094 . Minitrack получила 16 271 точку данных (пересечения оси станции). Станции Minitrack также участвовали в мероприятиях взаимного обзора, которые включали слежение с другими станциями для экспериментов по взаимному сравнению систем слежения. Система работала нормально с 6 ноября 1965 года по 14 января 1967 года, когда система космического корабля была выключена. [6]
Система оптических маяков, используемая для геометрической геодезии, состояла из четырех ксеноновых ламп мощностью 670 Вт (1580 свечей в секунду/вспышка), размещенных в рефлекторах. Эти трубки были запрограммированы на последовательное вспыхивание серией из пяти или семи вспышек в те моменты, когда их можно было оптически наблюдать с Земли. Наблюдения проводились с помощью камер STADAN и SPEOPT MOTS 101 см (40 дюймов) и 61 см (24 дюйма), Смитсоновской астрофизической обсерватории (SAO) Бейкера-Нанна и геодезических камер 91 см (36 дюймов), камер USAF PC 1000 и US C&GS. (Береговая и геодезическая съемка) Камеры ВС-4. Телескопические камеры на трёх и более станциях одновременно фотографировали вспышки на фоне звезды. Положение спутника и угол возвышения каждой станции затем можно было бы определить, используя в качестве руководства звездные карты. Если бы две из трех станций имели известное положение, координаты третьей можно было бы вычислить методом триангуляции. Прибор работал удовлетворительно с 18 ноября 1965 г. по 1 декабря 1966 г., когда была потеряна возможность управления. [7]
Доплеровский метод синхронизации и измерения сдвига частоты радиопередач движущегося космического корабля был использован для установления структуры гравитационного поля Земли с точностью примерно пять частей на 100 миллионов. Три передатчика работали на частотах 162, 324, 972 МГц. Временные маркеры (всплески фазовой модуляции 60°) длительностью 0,3 секунды раз в минуту передавались передатчиками на частотах 162 и 324 МГц. Синхронизация маркеров осуществлялась с точностью до 0,4 мс. Система начала работать в ноябре 1965 года. Доплеровский сигнал на частоте 972 МГц работал до 14 января 1967 года, когда прерывистый ответ системы команд привел к постоянному отключению. Два низкочастотных маяка работали непрерывно до декабря 1967 года, когда их работа стала прерывистой и постепенно слабела. Операции были прекращены 15 января 1968 года. [8]
Бортовой транспондер, работавший на частотах 2271 (приемник) и 1705 МГц (передатчик), а также коническая антенна были компонентами космического корабля системы дальности и дальности НАСА для определения дальности и радиальной скорости космического корабля путем определения фазы сдвиг и доплеровские измерения. Антенна, установленная на обращенной к Земле части космического корабля, могла принимать и передавать данные. Ширина его луча составляла 150°. Данные, полученные от этого инструмента тремя станциями FR ARR S-диапазона, использовались для дополнения других геодезических данных и для сравнения этой системы с другими, используемыми для слежения за космическим кораблем. За время эксплуатации корабля было получено 954 передачи данных, 730 из которых признаны успешными. Отказ системы управления 1 декабря 1966 года сделал измерения невозможными после этой даты. [9]
Система последовательного сопоставления дальности ( SECOR ), управляемая Картографической службой армии (AMS) (теперь известная как ETR), использовалась для системы радиосвязи космического корабля. Транспондер массой 3,6 кг (7,9 фунта) принимал и ретранслировал наземные радиосигналы. Наземное оборудование включало фазомодулированные передатчики, приемники данных о дальности и электронные фазометры. Транспондер предоставил ценные данные о дальности для четырех станций SECOR США, что позволило провести сравнительные испытания с 29 декабря 1965 года по 1 мая 1966 года. Привязка между базами данных и между островами была завершена от Токио до Гавайев с использованием данных станций слежения SECOR и других геодезических данных. наблюдения проводились в период с 24 мая 1966 г. по 8 февраля 1967 г. В этот последний период система также использовалась на первом этапе создания экваториального пояса SECOR. На ранние данные повлиял шум, но все полученные данные считались ценными. Транспондер вышел из строя 8 февраля 1967 года. [10]
В данную статью включен текст из этого источника, находящегося в свободном доступе .В данную статью включен текст из этого источника, находящегося в свободном доступе .В данную статью включен текст из этого источника, находящегося в свободном доступе .В данную статью включен текст из этого источника, находящегося в свободном доступе .В данную статью включен текст из этого источника, находящегося в свободном доступе .В данную статью включен текст из этого источника, находящегося в свободном доступе .В данную статью включен текст из этого источника, находящегося в свободном доступе .В данную статью включен текст из этого источника, находящегося в свободном доступе .