Explorador 36

El sistema de radar de banda C se utilizó para la calibración experimental del radar de alcance y el registro de datos para determinar la precisión del sistema en investigaciones geométricas y gravimétricas. Para mayor redundancia, se instalaron en la nave espacial dos transpondedores, uno operando en 5690 MHz (RCVR) y otro en 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 funcionaban en modo de llamada selectiva para ahorrar 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 en banda C. ^{[ 7 ]}

Para determinar el alcance y el ángulo de la nave espacial, se utilizaron reflectores láser de esquina, compuestos por 322 cubos de cuarzo fundido con superficies reflectantes plateadas . Estos cubos, montados sobre paneles de fibra de vidrio en el borde inferior de la nave, proporcionaban una superficie reflectante total de 0,18 m² ^. Los reflectores conservaban el estrecho ancho del haz de luz incidente y proporcionaban una señal máxima a la Tierra casi exactamente en su punto de origen. El cincuenta por ciento de la luz que incidía en el área del prisma a 90° se reflejaba dentro de un haz de 20 segundos de arco. La luz reflejada, recibida por los telescopios terrestres, era amplificada por un tubo fotomultiplicador que convertía el impulso óptico en una señal eléctrica. El tiempo que tardaba el haz en regresar a la Tierra se registraba mediante un contador digital. El pulso láser reflejado también se fotografiaba contra el fondo estelar, y el tiempo total de viaje de los pulsos de luz se consideraba en el sistema de seguimiento láser óptico. El seguimiento láser fue responsabilidad del Laboratorio de Investigación de la Fuerza Aérea (AFCRL), el Observatorio Astrofísico Smithsoniano (SAO), la Investigación Óptica del GSFC y las estaciones láser internacionales. ^{[ 8 ]}

Este instrumento consistía en un magnetómetro de flujo magnético uniaxial orientado perpendicularmente al plano orbital de la nave espacial. Si bien 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 a 136 MHz y se modulaba con datos de telemetría. Los datos del sistema de seguimiento por interferometría Minitrack se utilizaron en combinación con los datos del sistema de alcance y velocidad de alcance de Goddard (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 , constaba de cuatro tubos de destello de xenón de 670 vatios (1580 candelas-segundo/destello) alojados en reflectores. Estos tubos estaban programados para emitir destellos secuenciales, en series de cinco o siete, en momentos en que podían 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 de 90 cm (35 pulgadas) del Observatorio Astrofísico Smithsoniano (SAO) , cámaras PC 1000 de la USAF, cámaras BC-4 del Servicio Geodésico y Costero de los Estados Unidos (C&GS), y estaciones de cámaras del Servicio Cartográfico del Ejército (AMS, ahora ETR) e internacionales. La posición del satélite y el ángulo de elevación desde cada estación se determinaron utilizando cartas estelares como guía. Si dos de las tres estaciones tenían posiciones conocidas, las coordenadas de la tercera podían calcularse por triangulación. Poco después del lanzamiento, se produjeron fallos de funcionamiento en uno de los conjuntos 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 canal para medir electrones en el rango de energía de 2 a 10 keV. No se obtuvieron datos útiles. ^{[ 12 ]}

La técnica Doppler, que consiste en medir el desplazamiento de frecuencia de las transmisiones de radio de una nave espacial en movimiento, se utilizó para ayudar a establecer la estructura del campo gravitatorio terrestre con una precisión aproximada de cinco partes en 100 millones. Tres transmisores operaban en frecuencias de 162, 324 y 972 MHz. Los transmisores de 162 y 324 MHz emitían marcadores de sincronización (ráfagas de modulación de fase de 60° con una duración de 0,3 segundos, una vez por minuto). La sincronización de los marcadores tenía una precisión de 0,4 ms. La Red de Seguimiento Doppler de la Armada de los Estados Unidos (TRANET) monitorizaba 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 registraban en cinta de papel y posteriormente se reproducían en cinta magnética para su procesamiento. ^{[ 13 ]}

Los datos del sistema Goddard Range and Range Rate (GRARR) permitieron determinar tanto el alcance como la tasa de cambio del alcance de la nave espacial mediante la medición del desfase y el efecto Doppler. El sistema, que operaba a 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 GRARR de banda S se utilizaron para complementar otros datos geodésicos y para comparar este sistema con otros utilizados en el seguimiento de la nave espacial. Los datos recibidos se grabaron en cinta de papel y fueron reproducidos por la computadora CDC 160A en cinta magnética para su posterior procesamiento. ^{[ 14 ]}

El sistema de Cotejo Secuencial de Alcance ( SECOR ), operado por el Servicio Cartográfico del Ejército (ahora identificado como ETR), se utilizó para el sistema de radiocomunicación 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 el alcance del transpondedor de la nave espacial. Las mediciones de alcance se realizaban midiendo el desfase de los tonos laterales de alcance que modulaban la portadora CW. Mediante técnicas de trilateración, se podía determinar con precisión la posición desconocida de una de las cuatro estaciones. ^{[ 15 ]}