Ranger 1

Ranger 1
Sonde spatiale « Lune »

La sonde lunaire Ranger 1 et sa coiffe à l'arrière-plan.

Données générales

Organisation	NASA
Constructeur	Jet Propulsion Laboratory
Programme	Programme Ranger
Domaine	Observation de la Lune
Type de mission	Sonde lunaire
Nombre d'exemplaires	2 (Phase 1 - Block I)
Statut	Mission terminée
Autres noms	P-32
Base de lancement	Cape Canaveral, LC-12
Lancement	23 août 1961 à 10 h 04 min 10 s TU
Lanceur	Atlas-Agena B # 1 (Atlas-D # 111 - Agena B # 6001)
Fin de mission	27 août 1961
Durée	4 jours
Durée de vie	10 jours (mission primaire)
Désorbitage	30 août 1961 à 09 h 00 TU
Identifiant COSPAR	1961-021A

Caractéristiques techniques

Masse au lancement	306,18 kg
Propulsion	Chimique
Ergols	Hydrazine
Contrôle d'attitude	Stabilisé sur 3 axes
Source d'énergie	Panneaux solaires

Orbite

Orbite	Terrestre basse
Périgée	179 km
Apogée	446 km
Période de révolution	91,1 minutes
Inclinaison	32,9°
Orbites	111

Principaux instruments

Charged Particle (Chicago)	Détecteur de particules chargées
Charged Particle (Iowa)	Détecteur à particules chargées
Charged Particle Telescopes	Télescopes à particules chargées
Cosmic Dust Detector	Détecteur de poussières cosmiques
Cosmic Ray Ion Chamber	Chambre ionique
Electrostatic Analyzer Experiment	Analyseur électrostatique
Lyman-alpha Telescope	Télescope de type Lyman-alpha
Rubidium Vapor Magnetometer	Magnétomètre à vapeur de rubidium
X-ray Scintillation Counters (Military Experiment)	Compteurs de scintillation à rayons X

Ranger 1 est un véhicule spatial dont la mission principale est de tester les performances des fonctions et des pièces nécessaires à la réalisation de missions lunaires et planétaires ultérieures en utilisant essentiellement la même conception de véhicule spatial. Lancé dans le cadre du programme Ranger de la NASA lié à des missions lunaires. La mission spécifique de Ranger 1 consiste à tester les performances de nouvelles technologies destinées aux missions opérationnelles des sondes Ranger. Un objectif secondaire est d'étudier la nature des particules et des champs magnétiques dans le milieu interplanétaire.

La sonde Ranger 1 est lancée le 23 août 1961 mais en raison de la défaillance de l'étage Agena B, la sonde lunaire ne peut atteindre que l'orbite terrestre basse alors qu'une orbite terrestre elliptique élevée est prévue. Elle ne peut mener à bien qu'une partie de sa mission.

Description du véhicule spatial

Ranger 1 fait partie de la conception de la phase 1 (Block I) du programme Ranger et consiste en une plate-forme hexagonale de 1,5 m sur laquelle est installée une tour conique de 4 mètres de haut constituée d'entretoises et de croisillons en aluminium, contenant l'équipement nécessaire au contrôle et aux communications. Deux panneaux solaires, placés sur les côtés de la plate-forme comme des ailes, mesurent 5,2 m d'envergure lorsqu'ils sont complètement déployés. Une antenne parabolique directionnelle à gain élevé est fixée au bas de la plate-forme. Les différents capteurs pour les expériences scientifiques sont installés sur la plate-forme et sur la tour de la sonde spatiale. Parmi les instruments embarqués à bord du satellite, un télescope Lyman-alpha détectant les raies spectrales Lyman-alpha, un magnétomètre à vapeur de rubidium, des analyseurs électrostatiques, des détecteurs de particules à moyenne énergie, deux télescopes à triple coïncidence, une chambre d'ionisation destinée au rayonnement cosmique, des détecteurs de poussières cosmiques et un détecteur à scintillation pour les rayons X provenant du Soleil. Il n'y a pas de caméra ni de moteur de correction de trajectoire sur les véhicules spatiaux du Block I.

Le système de communication comprend une antenne à gain élevé, une antenne omnidirectionnelle à gain moyen et deux émetteurs, l'un à 960,1 MHz avec une puissance de sortie de 0,25 W et l'autre à 960,05 MHz avec 3 W de puissance de sortie. L'énergie est fournie par 8 680 cellules photovoltaïques installées sur les deux panneaux solaires, un accumulateur argent-zinc de 57 kg et de plus petites piles pour certaines des expériences. Le contrôle d'attitude est assuré par un contrôleur de synchronisation à semi-conducteurs, de capteurs solaire et terrestre et une propulsion par jets de gaz pour le tangage et le roulis. La température est contrôlée passivement par le revêtement en or, la peinture blanche et les surfaces en aluminium poli.

Description des instruments

Détecteur de particules chargées (Chicago), le détecteur de particules à moyenne énergie de surface or-silicium (Au-Si) est conçu par le Cosmic Ray Group de l'université de Chicago pour détecter des protons avec des énergies comprises entre 0,5 et 10 MeV. Il se compose de deux disques de silicium à haute résistivité recouverts d'or et installés l'un derrière l'autre. Les disques ont un diamètre d'environ 5 mm et une épaisseur de 0,2 mm. Un proton dont l'énergie est supérieure à 0,5 MeV mais inférieure à 5 MeV pénètre dans le disque supérieur et produit une avalanche d'ions qui enregistrent un comptage dans le circuit électronique. Un proton dont l'énergie est comprise entre 5 et 10 MeV traverse le disque supérieur et enregistre un comptage dans le disque inférieur. Un proton dont l'énergie est supérieure à 10 MeV traverse les deux disques sans enregistrer de comptage.

Détecteur de particule chargées (Iowa), l'expérience de détection de particules à gamme d'énergie moyenne comprend une suite de modules de détection de particules chargées conçus pour mesurer les caractéristiques des protons et des électrons dans la région d'énergie de quelques keV à quelques MeV (couvrant la gamme des particules de plasma interplanétaires aux rayons cosmiques). Deux types de détecteurs différents sont utilisés : quatre détecteurs au sulfure de cadmium et un compteur Geiger.

Les quatre détecteurs au sulfure de cadmium sont disposés en deux paires pointant dans des directions différentes, toutes deux à environ 45° du Soleil. Les détecteurs ont un carré d'environ 2 mm et une épaisseur comprise entre 0,1 et 0,3 mm. L'un des détecteurs possède un « balai magnétique », un petit aimant qui dévie les électrons avec des énergies inférieures à 500 keV. Les trois autres n'ont pas d'aimants. Les détecteurs sont des cristaux de sulfure de cadmium dans lesquels la conductivité est proportionnelle au taux de dépôt de l'énergie d'ionisation, de sorte que pour une tension constante à travers le cristal, le flux de courant peut être lié au flux d'énergie. La plage de détection pour les trois détecteurs sans aimant est supérieure à 100 eV pour les protons et les électrons. Le détecteur avec l'aimant détecte les protons supérieurs à 400 eV et les électrons supérieurs à 500 keV. Un des détecteurs sans aimant a un obturateur qui limite la résolution angulaire à 0,001 à 0,005 stéradians, les trois autres ont une résolution angulaire de 0,01 stéradians.

Le compteur Geiger est un détecteur de type Anton 213. Il a une surface de comptage effective d'environ 0,12 cm² et intègre une fenêtre de mica de 1,2 mg/cm², qui permet de mesurer des protons supérieurs à 500 keV et des électrons supérieurs à 35 keV. La plage dynamique du détecteur est supérieure à 500 000 comptes par seconde.

Télescopes à particules chargées, la sonde spatiale a deux télescopes à triple coïncidence de particules chargées, constitués de tubes de comptes proportionnels. L'objectif scientifique des télescopes est de déterminer certaines des propriétés du rayonnement à haute énergie dans le milieu interplanétaire, y compris la proportion de comptes dus aux rayons X par rapport à ceux dus aux protons et autres particules de haute énergie. Une comparaison avec les résultats de la chambre d'ionisation à rayons cosmiques permet de déterminer le type et l'énergie des particules responsables de la mesure.

Chaque télescope comprend sept tubes compteurs, six dans un anneau concentrique autour du septième tube. Ces tubes se trouvent sur en saillie à travers le haut d'un des boîtiers d'équipement sur la plate-forme de la sonde Ranger 1. Les trois tubes extérieurs sont exposés à l'espace et les trois tubes sont dans le boîtier d'équipement. Chaque ensemble de trois est connecté électroniquement à un groupe qui alimente un amplificateur d'impulsions et un conformateur d'impulsions. Le tube central alimente son propre circuit équivalent.

Les deux télescopes sont un télescope à « basse énergie » et un télescope à « haute énergie », étant différent que par la quantité de blindage et sa configuration. Les compteurs du télescope à « haute énergie » sont des tubes en laiton de 7,62 cm de long et 1,27 cm de diamètre avec une épaisseur de 0,07 cm. Un blindage en plomb de 5 g/cm² d'épaisseur entoure l'ensemble. L'unité « basse énergie » a des tubes de même taille mais en acier avec une épaisseur de paroi de 0,508 ± 0,002 5 mm. La moitié de l'assemblage a un blindage en plomb de 5 g/cm² sur la longueur des tubes. La moitié non blindée de l'assemblage est la partie exposée que les particules peuvent atteindre sans rencontrer de matériau structurel de la sonde spatiale, ce qui donne une résolution angulaire inférieure à 180° pour les particules de faible énergie.

Le télescope basse énergie peut détecter des protons avec des énergies supérieures ou égales à 10 MeV et des électrons supérieurs ou égaux à 0,5 MeV. Le télescope à haute énergie détecte 75 MeV et plus de protons et 13 MeV et plus d'électrons en triple coïncidence, et bremsstrahlung au-dessus de 200 keV dans le tube central.

Lorsqu'une particule traverse le faisceau de tubes, le circuit électronique détermine quels groupes sont pénétrés. Si une impulsion provient des trois groupes à la fois, une triple coïncidence, la particule est à haute énergie plutôt qu'à basse énergie ou à rayons X. Les événements de triple coïncidence sont mesurés avec les comptages simples du tube central pour déterminer les comptes dus aux sources de haute énergie par rapport aux sources de faible énergie. Le taux de comptage du télescope à haute énergie permet de corriger les données du télescope à basse énergie afin de pouvoir calculer le flux de particules incident sur la partie non blindée de l'unité à faible énergie. La comparaison des données du télescope à basse énergie et de la chambre d'ionisation à rayons cosmiques (les deux détectent les particules dans la même gamme d'énergie) permet de déterminer l'ionisation moyenne par particule, à partir de laquelle le type et l'énergie de la particule peuvent être déterminés.

Détecteur de poussières cosmiques, est conçu pour mesurer le flux de particules de poussières dans l'espace cislunaire et pour obtenir des valeurs approximatives de la distribution d'énergie et de la quantité de mouvement des particules. Les objectifs scientifiques sont de déterminer la densité de la poussière et les effets du champ gravitationnel de la Terre sur cette densité, les distributions de masse et de vitesse des particules de poussière et toute variation dans le temps de ces propriétés qui peuvent exister. Le boîtier du détecteur de poussières cosmiques est logé dans une boîte en magnésium extrudé de 8,6 × 15,2 × 15,2 cm, plaquée avec 0,005 cm d'or 24 carats pour stabiliser la température de fonctionnement à 15,5 °C. L'expérience a une masse de 1,60 kg et nécessite une puissance de 2 watts. Il est installé au sommet de la structure principale de la sonde spatiale avec les détecteurs pointés à 90° par rapport à la ligne sonde-soleil et dans le plan Terre-sonde-soleil. Le détecteur comprend deux types de capteurs de particules, l'un pour mesurer l'énergie et l'autre pour mesurer la quantité de mouvement.

Le détecteur d'impact énergétique est un détecteur de flash lumineux qui mesure l'émission de lumière durant la formation de micro-cratères et fonctionne en supposant que l'intensité de la lumière émise est proportionnelle à l'énergie cinétique de la particule d'impact. Le détecteur est un tube photomultiplicateur de 3,49 cm de diamètre avec une couche d'aluminium de 800 ångströms d'épaisseur déposée sur la surface avant extérieure du tube pour protéger la photocathode contre la lumière étrangère. Les sorties proviennent de l'anode, de la dixième dynode et de la neuvième dynode du photomultiplicateur, chacune multipliée séparément. Le rapport des tailles d'impulsion est de 1 000, 31,6 et 1 respectivement. Le circuit de l'anode le plus sensible alimente un compteur 5 bits. Les dixième et neuvième sorties de dynode alimentent respectivement des compteurs 3 bits et 2 bits. L'énergie minimale détectable est d'environ 0,005 erg.

Le détecteur d'impact est un microphone à cristal piézo-électrique couplé mécaniquement à la surface sensible du tube photomultiplicateur. La sortie microphone pilote un amplificateur résonnant avec une fréquence moyenne de 100 kHz et un gain de tension de 80 dB. La sortie alimente à la fois un circuit d'un compteur à 2 bits et un autre amplificateur avec un gain de tension de 20 dB, qui alimente un autre compteur à 2 bits. Les circuits de déclenchement sont disposés de sorte que seule l'impulsion initiale soit vue. En supposant que la réponse du détecteur est proportionnelle à la quantité de mouvement de la particule d'impact, le seuil est d'environ 0,0001 dyne seconde.

L'expérience est sur une minuterie, donc la puissance est mise sous tension après 78,5 minutes de vol pour éviter les problèmes de couronne haute tension. Après la mise en marche, des taux de comptage anormalement élevés sont enregistrés par le détecteur de flash lumineux, probablement en raison de la lumière solaire directe ou réfléchie atteignant la photocathode à travers des trous d'épingle dans la surface de protection en aluminium des impacts de particules précédents. Durant les premières heures après le lancement, le rendement du microphone est erratique, probablement à cause du bruit acoustique en provenance du dégazage.

Chambre ionique à rayons cosmiques, l'objectif est de mesurer le rayonnement cosmique primaire et les autres rayonnements ionisants dans l'espace au-delà de l'atmosphère terrestre. L'instrument est une chambre d'ionisation intégrant des rayons cosmiques de type Neher. Il peut détecter des protons, des neutrons, des particules alpha et des noyaux plus lourds, mais n'a pas de résolution directionnelle. La chambre d'ionisation est une mince coque sphérique en acier (0,05 cm) remplie d'argon. À l'intérieur de la chambre se trouve un collecteur en quartz fondu avec un revêtement conducteur et une fibre de quartz avec un revêtement conducteur positionnée à environ 0,05 cm du collecteur. Le rayonnement pénétrant dans la chambre d'ionisation ionise le gaz argon et les ions sont collectés par le champ électrique entre la chambre et le collecteur. Le courant d'ionisation décharge le collecteur à un point où la fibre le touche et le recharge, produisant une impulsion de tension à travers une résistance de charge. Le temps entre les impulsions varie inversement avec le taux d'ionisation de l'argon.

La particule lourde d'énergie minimale qui est détectée est déterminée par l'épaisseur de la paroi de la chambre d'ionisation. L'épaisseur de 0,05 cm est choisie pour correspondre à l'épaisseur du télescope à triple coïncidence non blindé et à faible énergie. Cela donne une énergie minimale pour les protons de 10 MeV, pour les particules alpha de 40 MeV et pour les électrons de 0,5 MeV. Les électrons de faible énergie sont détectés par le processus de Bremsstrahlung avec une efficacité en fonction de leur énergie. L'instrument utilise une puissance de 4 à 10 MW. La chambre ionique est calibrée à l'intérieur de 1 %. Le fonctionnement de l'expérience durant le vol est normal, mais la valeur des données à des fins scientifiques est compromise par le temps vol et l'incapacité de la sonde spatiale à atteindre l'orbite prévue. Le contenu du registre de comptage de temps est parfois incorrect.

Analyseur électrostatique, l'expérience est conçue pour mesurer le flux de particules à faible énergie en fonction du signe de l'unité de charge, de l'énergie par unité de charge et de la direction du déplacement. L'expérience consiste en six analyseurs électrostatiques pointés dans différentes directions, chacun avec un angle d'environ 15° par rapport à sa normale. Les analyseurs se composent de deux plaques incurvées et d'un collecteur de charge de type Faraday. Le signe de l'unité de charge et l'amplitude de la déviation du courant sont modifiés en plus de 12 étapes, chaque étape ne permettant de compter qu'une seule gamme d'énergie de protons ou d'électrons. La plage d'énergie pour les électrons est de 13,7-110 eV et pour les protons est de 13,7-5 490 eV (particules chargées individuellement). Il peut détecter des flux de particules entre 8,6 × 10⁴ et 8,6 × 10¹¹ par cm²/s.

Télescope Lyman-alpha, l'expérience est conçue pour balayer la Terre dans la région de Lyman-alpha (1 050 à 1 350 Å) et pour étudier le constituant hydrogène de l'exosphère. Le télescope Lyman-Alpha est un télescope à balayage ultraviolet qui peut obtenir une série d'images à basse résolution de la Terre et de son exosphère en lumière ultraviolette près de la longueur d'onde Lyman-alpha (1 216 Å). Il est également capable de fournir des informations sur l'étendue géographique de toute activité aurorale. Le télescope est installé dans un système de cardan permettant le mouvement de l'axe du télescope dans deux plans perpendiculaires. Le télescope se compose d'un miroir parabolique de 25,4 cm de diamètre installé à l'intérieur d'un bouclier de rayonnement cylindrique.

Tenue au-dessus du miroir à sa mise au point par un trépied est une chambre d'ionisation cylindrique. Le miroir est une coque en magnésium soutenue par une matrice en époxyde. Le miroir est recouvert d'aluminium, puis de MgF₂ pour améliorer la réflectivité à 1 216 Å. Le miroir a une réflectivité de 0,6 à 0,8 à 1 216 Å et est F /0,6. La butée de champ mesure 0,295 cm de diamètre. Le gain optique est d'environ 100 et le champ de vision est de 1,1° d'angle conique complet. La chambre d'ionisation mesure 2,54 cm de diamètre et 3,8 cm de long. Elle est remplie de monoxyde d'azote (NO) sous pression de 15 mm et d'un gaz de remplissage, du dioxyde de carbone (CO₂), sous pression de 35 mm. Il a une fenêtre de fluorure de lithium (LiF) de 1 cm de diamètre à une extrémité, cimentée avec du chlorure d'argent (AgCl). Le seuil de sensibilité à la longueur d'onde supérieure est d'environ 1 350 Å, en raison de la concentration d'ionisation de monoxyde d.azote (NO). La longueur d'onde inférieure est d'environ 1 050 Å en raison de l'absorption de la fenêtre de fluorure de lithium (LiF). La tension de la chambre d'ionisation peut être ajustée pour donner le gain de gaz souhaité. La masse totale de l'expérience est de 6,35 kg et la puissance totale requise est de 1,15 watt.

Le télescope est conçu pour fonctionner en se déplaçant dans une position avec son axe de symétrie pointant à 20° du centre de la Terre dans le plan de roulis et de lacet de la sonde spatiale. Il numérise en balayant une image, en utilisant deux moteurs pour balayer l'altitude d'avant en arrière une fois, puis en progressant de 2° dans l'azimut et en répétant le balayage d'élévation. Durant le mouvement ascendant du balayage d'élévation, le gain de gaz est de 13, durant le mouvement descendant 650. Les données résultantes sont deux séries (une pour chaque gaz) d'images de 20 bandes de luminosité en fonction de l'élévation, 1,1° de largeur, 40° de longueur, séparées de 2°. Après un balayage, le télescope reste dans sa position finale en prenant des données de fond avec un gain de gaz de 650. Alors que le télescope balaye mécaniquement les régions, le détecteur produit un signal électrique proportionnel à la quantité de rayonnement Lyman-alpha qui lui est incidente, donnant une image brute semblable à une image de télévision. Les données sont impossibles à interpréter, car le satellite ne quitte pas le voisinage de la Terre et le véhicule commence à culbuter. Une partie de 5 images numérisées, plusieurs étalonnages en vol et des mesures de fond de l'intensité de Lyman-alpha sont émises. La direction du pointage du télescope n'est pas connue et les images sont tachées en raison de la chute de la sonde spatiale.

Magnétomètre à vapeur de rubidium, un magnétomètre installé au centre d'une coque sphérique creuse en fibre de verre de 33 cm de diamètre, est conçu pour mesurer l'amplitude et la direction du champ magnétique dans le milieu interplanétaire et pour détecter les occurrences de fluctuations de temps et d'espace. Des bobines de polarisation sont enroulées autour de la coque pour envoyer des courants électriques de forces connues durant la séquence de mesure. Un séquençage correct des courants dans les bobines permet de déterminer à la fois la force et la direction du champ magnétique dans l'espace. L'instrument prend des mesures des fluctuations rapides du champ jusqu'à 30 gamma par seconde afin d'étudier la structure fine du champ. La plage de sensibilité de l'expérience est de 0,05 à 105 gamma, avec une précision de 0,05 gamma. Les mesures sont faites du champ magnétique terrestre à une distance d'environ 6 rayons de la Terre. L'expérience transmet des données pour la durée de vie de la sonde spatiale (10 jours), mais une orbite terrestre basse, plutôt que l'orbite spatiale profonde prévue, empêche la réalisation des objectifs de la mission. En raison de l'orbite basse, la sonde spatiale ne s'éloigne jamais suffisamment de la Terre pour que l'intensité du champ soit inférieure à 105 gamma, ce qui est en dehors de la plage de l'instrument, et aucune donnée de vol n'est obtenue.

Compteurs de scintillation à rayons X, est une expérience militaire de la USAF, les compteurs sont conçus pour détecter des variations à très court terme des sursauts de rayons X solaires de faible énergie, à la fois pour les études scientifiques du Soleil et pour permettre aux futurs instruments de différencier les événements nucléaires des sursauts solaires. L'instrument se compose d'une paire de compteurs à scintillation/photomultiplicateurs installés à environ 30 cm de distance avec les surfaces sensibles face au Soleil. Six fenêtres opaques à l'avant de chaque compteur protègent contre la perforation de la poussière des rayons cosmiques tout en laissant passer les rayons X. Ils peuvent détecter des rayons X solaires à faible énergie dans la plage de 1 à 20 keV. L'instrument a une masse de 5,4 kg et comprend sa propre alimentation par batterie de 2 watts, sa logique et son système de traitement des données. Les minuteries activent l'alimentation haute tension des photomultiplicateurs, 8 heures après le lancement pour éviter d'éventuels dommages lors du passage à travers les ceintures de Van Allen de la Terre.

L'expérience des rayons X est construite et fournie par le laboratoire scientifique Los Alamos en coopération avec Sandia Corporation dans le cadre du projet Vela Hotel de la USAF et de la Commission de l'énergie atomique, afin de les aider à identifier les essais nucléaires. L'instrument est ajouté aux sondes spatiales Ranger 1 et Ranger 2 à la demande de l'ARPA et à la demande de la NASA après confirmation du dossier scientifique, d'où le caractère autonome de l'instrument. L'instrument est logé sur la sonde spatiale après un certain remaniement des composants de la sonde spatiale. L'opération est normale durant le déroulement de la mission. Bien que la mission ne fonctionne pas comme prévu, n'atteignant qu'une orbite terrestre basse durant une semaine plutôt que l'orbite elliptique élevée planifiée dans l'espace lointain, les données envoyées sont considérées comme n'ayant qu'une valeur scientifique mineure. La revue des données de l'expérience est réalisée par le laboratoire national de Los Alamos.

Déroulement de la mission

La sonde lunaire Ranger 1 est la première d’une série sondes lunaires conçus pour prendre des photos de la surface lunaire durant sa descente vers la Lune et de capsules instrumentées à la surface de la Lune. La sonde Ranger 1 est conçu pour entrer sur une orbite d'attente terrestre, puis sur une orbite elliptique élevée d'environ 60 000 × 1 100 000 km pour tester des systèmes et des stratégies pour de futures missions lunaires.

Retards du lancement

• Retard du 1^er compte à rebours :
  • 26 juillet : les informations pour la trajectoire, requises par l'officier de sécurité du complexe de lancement, sont en retard ;
  • 27 juillet : dysfonctionnement du système de guidage sur le lanceur Atlas ;
  • 28 juillet : les ingénieurs constatent que le programme de guidage à introduire dans l'ordinateur de la base de lancement de Cap Canaveral contient une erreur.
• 1^er compte à rebours le 29 juillet :
  • 83 minutes avant le lancement : des pannes de courant se produisent. Elles nécessitent des mises en attente momentanées pour permettre à toutes les stations terriennes de vérifier les installations et être à nouveau opérationnelles ;
  • 28 minutes avant le lancement : panne d'électricité sur le réseau principal. Des variations de températures causent un affaissement des câbles sur les poteaux électriques. Ceux-ci viennent d'être installés à la base aérienne de Cap Canaveral. Ce phénomène est insuffisamment pris en compte. Le lancement est reporté d'un jour.
• 2^e compte à rebours le 30 juillet : les ingénieurs découvrent une fuite dans le système de contrôle d'attitude de Ranger 1.
• 3^e compte à rebours le 31 juillet : dysfonctionnement d'une soupape dans le réservoir d'oxygène liquide du lanceur Atlas.
• 4^e compte à rebours le 1^er août : les contrôleurs au sol activent une commande appliquant une haute tension aux expériences scientifiques du véhicule spatial à des fins d'étalonnage. Immédiatement après, toutes les stations signalent une défaillance majeure du satellite. Un dysfonctionnement électrique a déclenché plusieurs commandes au niveau de la minuterie de l'horloge centrale et Ranger 1 s'« allume » comme il est censé le faire une fois en orbite. Les explosifs sont déclenchés, les panneaux solaires se sont étendus à l'intérieur de la coiffe du lanceur et toutes les expériences commencent à fonctionner. Les ingénieurs de projet dégagent Ranger 1 de l'étage supérieur Agena B et le renvoient à la hâte au Hangar AE. En attendant les réparations, le lancement est reporté au 22 août, la prochaine opportunité disponible. Des essais et des investigations ultérieures montrent que l'activation du satellite est due à une décharge dans le châssis du véhicule spatial ; bien que les ingénieurs soupçonnent un ou deux des instruments scientifiques, ils ne peuvent déterminer avec certitude la source de cette décharge. Dans les jours qui suivent, ils remplacent et qualifient les pièces endommagées. Ils modifient les circuits pour éviter la répétition de ce type de défaillance.

Lancement

Le lancement de la sonde Ranger 1 par le lanceur Atlas-Agena B # 1 depuis l'aire de lancement LC-12.

Au cours du premier semestre de 1961, Lockheed introduit le nouvel étage Agena B, qui remplace le modèle d'essai Agena A qui a œuvré de 1959 à 1960. L'étage Agena B est plus puissant et peut redémarrer en orbite. Son premier vol est le lancement du satellite d'alerte précoce Midas 3 le 21 juillet 1961 est un succès.

Après plusieurs reports, la sonde Ranger 1 est lancé le 23 août 1961 à 10 h 04 min 10,26 s TU sur une orbite d'attente terrestre comme prévu, mais la séquence de redémarrage de l'étage Agena B s'arrête lorsqu'un interrupteur fonctionne mal et arrête le flux d'acide nitrique fumant rouge vers le moteur de l'étage Agena B. Le moteur de l'étage Agena B se coupe presque immédiatement après son allumage pour une injection trans-lunaire (au lieu de s'allumer durant 90 secondes). La sonde Ranger 1 se sépare de l'étape Agena B et entre sur une orbite terrestre basse (179 × 446 km). La télémétrie cesse le 27 août, date à laquelle l'accumulateur principal est mort.

Une enquête ultérieure conclut qu'un circuit électrique dans l'étage Agena B a surchauffé à la suite d'une exposition au Soleil. L'orbite rend difficile l'exploitation des différents systèmes de Ranger 1, bien que les contrôleurs au sol essayent. Le principal problème auquel ils sont confrontés concerne les panneaux solaires ; la sonde Ranger 1 est en éclipse lorsqu'elle passe du côté de la Terre non exposé de la Terre au Soleil.

De plus, les antennes des diverses stations de repérage de la NASA rencontrent des difficultés pour pointer la sonde en raison de son plan orbital trop peu incliné. Durant ce temps, le système informatique commande à plusieurs reprises que le contrôle d'attitude corrige son orientation via ses propulseurs dans une vaine tentative de se verrouiller sur le Soleil. Cela a pour effet que la sonde épuise toutes ses réserves de carburant seulement un jour après son lancement et commence à culbuter lorsque son alimentation en gaz pour le contrôle d'attitude est épuisée. Le 27 août, l'accumulateur principal est mort. Sur sa 111e orbite, la sonde entre dans l'atmosphère terrestre au-dessus du golfe du Mexique vers 09 h 00 TU le 30 août 1961.

Ce n'est pas un échec total cependant, les différents systèmes de la sonde ont bien fonctionné et certaines données sur le rayonnement cosmique et les radiations sont retournées vers la Terre mais l'orbite empêche l'utilisation du magnétomètre. L'objectif principal d'essai en vol de l'équipement est atteint, peu de données scientifiques sont reçues cependant.

Voir aussi

Articles connexes

• Programme Ranger
• Liste des objets artificiels sur la Lune