Gezgin 15 - Explorer 15
 Explorer 15 uydusu
| |||||||||||||
| İsimler | EPE-C | ||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Görev türü | uzay fiziği | ||||||||||||
| Şebeke | NASA | ||||||||||||
| Harvard tanımı | 1962 βλ1 | ||||||||||||
| COSPAR kimliği | 1962-059A | ||||||||||||
| SATCAT numarası | 00445 | ||||||||||||
| Görev süresi | 12 ay (planlı) | ||||||||||||
| uzay aracı özellikleri | |||||||||||||
| Uzay aracı | Gezgin | ||||||||||||
| Otobüs | EPE | ||||||||||||
| kitle başlatmak | 44,4 kg (98 lb) | ||||||||||||
| Görevin başlangıcı | |||||||||||||
| Lansman tarihi | 27 Ekim 1962, 23:17 GMT | ||||||||||||
| Roket | Delta A | ||||||||||||
| Siteyi başlat | Cape Canaveral , LC-17B | ||||||||||||
| Görevin sonu | |||||||||||||
| çürüme tarihi | 19 Aralık 1978 | ||||||||||||
| yörünge parametreleri | |||||||||||||
| Referans sistemi | yer merkezli yörünge | ||||||||||||
| rejim | Son derece eliptik yörünge | ||||||||||||
| Yerberi yüksekliği | 300 km (190 mil) | ||||||||||||
| apoje yüksekliği | 17.438 km (10.835 mi) | ||||||||||||
| Eğim | 18.0° | ||||||||||||
| dönem | 311.40 dakika | ||||||||||||
| Enstrümanlar | |||||||||||||
| |||||||||||||
|
| |||||||||||||
EPE-C olarak da adlandırılan Explorer 15 , Explorers programının bir parçası olarak başlatılan bir Amerikan uydusuydu . Explorer 15 at, 27 Ekim 1962 tarihinde başlatıldı Cape Canaveral Hava Kuvvetleri İstasyonu'ndan , Florida , ABD bir ile, Delta roket .
Misyon
Explorer 15, Temmuz 1962'de Starfish yüksek irtifa nükleer patlaması tarafından üretilen yapay radyasyon kuşağını incelemek için donatılmış , spin stabilize, güneş pili ile çalışan bir uzay aracıydı. Explorer 14 için yedek yük değiştirildi ve Explorer 15 için kullanıldı. Enstrümantasyon şunları içeriyordu: hem elektronları hem de protonları incelemek için üç set parçacık detektörü ve manyetik yönü belirlemek için iki eksenli bir fluxgate manyetometresi . 16 kanallı bir PFM/PM zaman bölmeli çoklamalı telemetre kullanıldı. 16 kanalı örneklemek için gereken süre (bir çerçeve periyodu) 0.323 saniyeydi. Kanalların yarısı sekiz seviyeli dijital bilgiyi iletmek için, diğerleri ise analog bilgi için kullanıldı. Telemetre verilerinin zeminde işlenmesi sırasında analog bilgiler tam ölçeğin 1/100 doğruluğu ile sayısallaştırıldı.
Bir analog kanal, 16 kare uzunluğunda bir modelde alt-komütasyona tabi tutuldu ve uzay aracı sıcaklıklarını , güç sistemi voltajlarını , elektrik akımlarını vb . telemetre etmek için kullanıldı . Bir dijital güneş en-boy sensörü, dönüş periyodunu ve fazını ölçtü, 0.041 saniyeye sayısallaştırıldı ve arasındaki açı dönme ekseni ve güneş yönü yaklaşık 3° aralıklarla. Fırlatma sırasında uzay aracı hayal kırıklığına uğradı. Dönme hızı , uzay aracının ömrü boyunca 72,9 ila 73.2 rpm arasında değişiyordu . Dönme ekseni 80.97° sağ yükselişi ve 20.9° eğimi gösteriyordu.