Pioneer 4

Questa è stata la prima sonda ad effettuare un flyby "intenzionale" della Luna. Ad esempio Metcha, lanciata tre mesi prima, aveva come missione l'impatto; m questo fu impedito da un errore nel calcolo della traiettoria. Così la navicella sovietica passò a circa 6000 km dal nostro satellite.

Inoltre Pioneer 4 stabilì il record di collegamento fra un veicolo spaziale e la Terra, soffiandolo a Luna 1 che l'aveva stabilito tre mesi prima. Pioneer 5 aumenterà questa distanza di ben 55 volte appena un anno dopo.

DEFINIZIONE DELLA MISSIONE

All'inizio del 1958 l'ABMA (Army Ballistic Missile Agency, 'Agenzia Missilistica Balistica dell'Esercito') e il JPL (Jet Propulsion Laboratory) di Pasadena ebbero l'incarico di costruire una sonda spaziale che rappresentasse il contributo degli Usa all'Anno Geofisico Internazionale IGY (International Geofisic Year) dal 01.07.1957 al 31.12.1958. Era il progetto ‘Red Socks’, ben presto ridimensionato. Comunque il 7 Febbraio 1958 il DoD (Department of Defense, 'Dipartimento della Difesa') istituì l'ARPA (Advanced Research Project Agency, 'Agenzia per i Progetti di Ricerca Tecnologica Avanzata'). Il suo scopo era promuovere, coordinare, gestire tutte l'attività spaziali e civili. Praticamente l'ARPA era un'organizzazione provvisoria in attesa che il Congresso creasse un'agenzia spaziale civile.

Il 27 Marzo 1958 il presidente Usa Eisenhower approvò il progetto Able del DoD in cui si prevedeva d lanciate verso la Luna cinque piccole sonde: tre costruite dall'USAF (United States Air Force, 'Aeronautica Militare degli Stati Uniti') e due dall'Esercito. L'ABMA avrebbe utilizzato come vettore di lancio il nuovo Jupiter IRBM (Intermediate Range Ballistic Missile, 'Missile Balistico a Portata Intermedia'); questo vettore sarà in seguito denominato Juno II. Il JPL per molto tempo aveva contribuito ai programmi di sviluppo di missili per l'Esercito, così venne coinvolto sue missioni. In particolare, il JPL ebbe l'incarico di allestire gli stadi di propulsione ad alta velocità, la sonda (payload in gergo), le strutture da adibire al puntamento (tracking) e la ricezione telemetrica.

Quando il 29 Luglio Eisenhower firmò l'atto di costituzione della NASA (National Aeronautics and Space Administration, 'Amministrazione Nazionale dell'Aeronautica e dello Spazio') tutti gli enti militari ebbero nelle missioni spaziali solo un ruolo consultivo. Comunque all'USAF rimasero queste tre sonde del progetto Able; i loro obiettivi principali erano:

1) stabilire una traiettoria che si avvicinasse alla Luna;

2) eseguire una significativa misura scientifica;

3) progredire la tecnologia spaziale.

Il progetto era soggetto a diverse costrizioni sia per la navicella che per il vettore. Ad esempio, il peso del payload non doveva superare i 6,8 kg (il massimo concesso dalla capacità del razzo e dalla traiettoria scelta). Le sollecitazioni meccaniche durante il lancio (accelerazione lineare di 85 g, rotazione a 600 giri al minuto, vibrazioni ecc.) imponevano severi requisiti strutturali. Inoltre il bilancio termico durante il periodo di costeggio terrestre (coast period ) richiedeva un accurato controllo dell'emissività superficiale. A causa delle limitazioni di peso e della necessaria precisione nella determinazione della traiettoria, fu deciso di adottare una stabilizzazione in rotazione.

LA "RETE" PER LE COMUNICAZIONI CON LA SONDA

La posizione e la velocità angolare di una sonda spaziale, più l'informazione scientifica teletrasmessa, venivano ricevute ed elaborate da una "rete" (network) per il puntamento ed il "trattamento" (handling). Questa rete dello "spazio profondo" (deep space) era conosciuta come TRACE e divenne operativa dal Novembre 1958 per una qualsiasi missione spaziale. I principali obiettivi della rete erano:

1) provvedere ad una ricezione continua dell'informazione teletrasmessa fino a 100.000 km dalla Terra (vedi l'informazioni sui raggi cosmici e le fasce di radiazioni esterne);

2) ottenere almeno una ricezione intermittente per l'informazioni teletrasmesse da distanze oltre la Luna;

3) fare delle precise misure angolari (necessarie per l'accurata determinazione dei piani di volo delle sonde).

Un obiettivo secondario era quello utilizzare l'hardware (i componenti fisici) per una successiva evoluzione, che sarà la rete DISF e poi il DSN. Infatti la Nasa voleva aggiungere sulle successive sonde esperimenti scientifici più sofisticati e specifici. TRACE venne sviluppata dal JPL in cooperazione con le altre nazioni nel quale erano poste delle "installazioni" (installations). La frequenza di trasmissione delle sonde fu posta sui 960 MHz (la stessa che usata dall'antenne del JPL per esperimenti di radio-scienza). Ad inizio 1959 TRACE si componevano di:

1) "stazioni" (station) solo riceventi poste nella base di lancio a Cape Canaveral, nell'isola di Portorico a Mayaguez e nel deserto californiano a Goldstone Lake;

2) un centro di elaborazione dati (data processing) e calcolo computerizzato (computing) situato a Los Angeles;

3) vari centri per i messaggi via telefono o telescrivente situati a Pasadena e Cape Canaveral.

Le stazioni erano collegate sia al centro di elaborazione dati e calcolo computerizzato di Los Angeles che ad altre stazioni di puntamento e altri centri di calcolo.

Diagramma a blocchi della rete TRACE

Tutte i punti della rete erano collegati da almeno due circuiti half-duplex di telescriventi (teletype) e due circuiti telefonici a voce. Il flusso dell'informazioni che entravano/uscivano dal centro elaborazione dati di Los Angeles veniva regolato da due centri per i messaggi (situati a Pasadena e Cape Canaveral). Praticamente TRACE era un sistema automatico che quando riceveva il segnale di una sonda lo: conteggiava, codificava, trasmetteva e convertiva in informazione di tracciamento. Nello stesso tempo, il sistema elaborava, convertiva, visualizzava e trasmetteva l'informazioni acquisite.

LA MISURAZIONE DOPPLER "AD UNA VIA"

Il ben conosciuto principio Doppler era utilizzato per determinare la velocità relativa della sonda rispetto alla Terra. Infatti lo spostamento Doppler è l'apparente cambiamento in frequenza del segnale riflesso o emesso da oggetti in movimento (che si avvicinano o allontanano rispetto all'osservatore). Un tipico effetto Doppler si ha nel caso di un treno in avvicinamento, il cui rumore è più elevato rispetto al momento in cui passa. I cambiamenti in frequenza del trasmettitore di bordo venivano periodicamente monitorati. Il movimento relativo della sonda, rispetto alla stazione di tracciamento terrestre, era causato: 1) dalla traiettoria della navicella; 2) dall'orbita della Terra intorno al Sole;3) dalla rotazione terrestre intorno al proprio asse. Quando la distanza diminuisce, anche la frequenza cala proporzionalmente. Naturalmente vale il viceversa: quando la distanza aumenta, la frequenza del segnale trasmesso cresce in proporzione. Quindi la differenza fra le frequenze del segnale trasmesso e ricevuto è proporzionale alla velocità radiale fra la Terra e la navicella. Dato che la frequenza del segnale trasmesso non poteva essere conosciuta con certezza, la precisione nella misura della velocità radiale era limitata. Usando una misurazione Doppler "ad una via", la velocità della sonda aveva un margine d'errore di 98 km/h. La molto più precisa misurazione a due vie verrà adottata nelle missioni Mariner e Ranger.

CAPE CANAVERAL, AMR (ATLANTIC MISSILE RANGE)

Prima del lancio doveva controllare l'equipaggiamento radio della sonda. Poi nei primi 10-15 minuti di volo, avrebbe ricevuto la telemetria ed i dati (data) sulla traiettoria iniziale comunicandoli alla stazione successiva o ai centri di calcolo.

PORTORICO

Quando la navicella sarebbe apparsa all'orizzonte dell'isola caraibica, una MTS (Mobile Tracking Station, 'Stazione di Puntamento Mobile') ne avrebbe acquisito il segnale. Questa installazione, denominata anche SDR (Station Down Range), fu allestita nella località di Mayaguez. L'SDR era dotata di un ricevitore a banda "stretta" (narrow) collegato ad un'antenna di puntamento automatico del diametro di 304,8 cm. Il parabolide era montato su un piedistallo che garantiva gli essenziali movimenti in azimuth ed elevazione. Questa stazione d'ascolto poteva ottenere: le coordinate spaziali, la telemetria e lo spostamento Doppler ad una via. I collegamenti con TRACE venivano assicurati da cavi sottomarini che arrivavano a Cape Canaveral. La portata in ricezione per un segnale dalla potenza di 200 mW arriva a 160.000 km.

GOLDSTONE

Dopo circa 6,5 ore di "inseguimento" (tracking) a cura di Mayaguez, il veicolo spaziale appariva a sud-est dell'orizzonte di Goldstone Lake nel deserto californiano del Mojave (circa 241 km da Pasadena). La zona vicino alla Death Valley era naturalmente isolata, però non presentava interferenze radio di rilievo. Così nel Giugno 1958 iniziò la costruzione di un "complesso", il primo ed il più importante, per la navigazione delle sonde spaziali statunitensi. La struttura ricevente, in combinazione con un'antenna di inseguimento dal diametro di 26 metri, fu inizialmente denominata Pioneer Station.

Per evitare la perdita del contatto con una sonda, l'antenna era progettata per garantire un elevato guadagno. Praticamente doveva concentrare in un punto, detto fuoco, della parabola tutta la potenza del segnale trasmesso dallo spazio. Il ricevitore collegato all'antenna "raccoglieva" il segnale e lo "separava" dai disturbi circostanti (in gergo statica). Oltre all'atmosfera terrestre, ci sono anche altre fonti di disturbo: lunari, solari, galattiche. Per definizione ogni ricevitore radio vede la sua sensibilità intrinsecamente "afflitta" dai disturbi generati dagli stessi dispositivi elettronici che lo compongono.

Per questo furono/sono introdotti metodi per amplificare il segnale, sia nel momento della trasmissione (dalla sonda), che della ricezione (sulla Terra). Il complesso californiano aveva un periodo di "copertura" (coverage) — da orizzonte ad orizzonte — di circa 9 ore. Per tutto questo periodo Goldstone forniva le stesse informazioni di Portorico: posizione angolare, spostamento Doppler ad una via e telemetria. A causa della rotazione terrestre la sonda rimaneva "invisibile" a Goldstone per circa 15 ore. La portata di questa stazione nel ricevere un segnale di 200 mW si attestava sui 1,8-2,2 milioni di km.

STAZIONI DI SUPPORTO ALLA MISSIONE

Una delle maggiori stazioni di supporto era il radiotelescopio di Jodrell Bank dal diametro di 76,2 metri (il più grande radiotelescopio allora esistente al mondo). Questa struttura veniva gestita da Bernard Lovell per conto dell'Università di Manchester in Inghilterra. Infine nelle sue vicinanze venne allestito un STL (Space Technology Laboratory, 'Laboratorio Tecnologico Spaziale') della Nasa con il preciso scopo di seguire l'esperimento di ripresa ottica.

CENTRO DI ELABORAZIONE DATI E CALCOLO COMPUTERIZZATO

L'informazioni sullo spostamento Doppler e la posizione angolare, sempre riferite al tempo GMT, venivano automaticamente codificate in un formato per telescrivente e quindi trasmesse al centro di calcolo computerizzato del JPL di Pasadena (Los Angeles). Le telescriventi trasmettevano ad un ritmo di 60 parole/minuto, circa sette secondi per ogni riga. Il centro di Pasadena utilizzava principalmente un IBM 704. I risultati dell'elaboratore venivano controllati con diverse procedure che usavano: calcolatori elettronici, calcolatrici da tavolo, tabelle pre-calcolate. Un altro IBM 704 rimaneva come riserva nella Rand Corporation di Santa Monica (Los Angeles). Nel centro di calcolo computerizzato venivano analizzati i dati delle stazioni di tracciamento. Inoltre a Pasadena si determinava con precisione la "traiettoria" (path) di una navicella quindi il punto dell'orizzonte dove sarebbe apparsa alle stazioni d'ascolto. I risultati veniva trasposti su schede IBM, che erano introdotte in un convertitore scheda-nastro; infine venivano trasmesse via telescrivente all'appropriata stazione.

 NASCITA DELLA NASA E PRIMO TENTATIVO DI UN FLYBY LUNARE

Dopo il fallimento delle prime tre navicelle (Able 1, Pioneer 1 e Able 2) toccò alle due dell'Esercito. Ma il 1° Ottobre 1958 con l'ordine esecutivo n. 10783 il presidente Eisenhower creò la Nasa. Il 15 Ottobre la neonata agenzia spaziale propose all'Esercito di acquisire il JPL. Così con l'ordine presidenziale n. 10793 del 3 Dicembre 1958, Eisenhower trasferì le mansioni e le strutture del Jet Propulsion Laboratory alla Nasa. Da allora il ruolo dei militari nell'esplorazione spaziale venne ridimensionato ad una semplice consulenza.

1958 - Alle 05:45 del 6 Dicembre, decollò un razzo Juno II con a bordo la sonda Able 3. Un consumo eccessivo del propellente fece spegnere il primo stadio 3,7 secondi prima del previsto: l'accensione durò 176,3" invece che 180". La velocità finale fu di 10,553 km/s, ma non avendo toccato la velocità di fuga  (10,836 km/s) diventò impossibile raggiungere la Luna. Inoltre l'angolo di immissione nella traiettoria orbitale fu di 71° invece dei previsti 68°. Infine il sistema di riduzione della rotazione non funzionò. Pioneer 3 raggiunse una distanza di 102.322 km dalla Terra, poi ricadde inesorabilmente. Dopo 38 ore e 6', alle 19:51 del 7 Dicembre, la sonda si disintegrò rientrando nell'atmosfera 88,5 km sopra il Ciad - Africa (16,4° nord e 18,6° est).

Comunque i tubi Geiger-Müller ribadirono l'esistenza della seconda fascia di Van Allen (cioè particelle ad alta energia poste fra i 19.100 ed i 57.400 km dalla Terra). Queste due fasce furono scoperte nel 1958 dal satellite Explorer 1, costruito sotto la supervisione di James Alfred Van Allen (1914-2006) che fra l'altro collaborò anche nel progetto delle successive navicelle.

DESCRIZIONE DELLA SONDA

Able 4

Aveva una forma conica dal diametro alla base di 22,9 cm ed un'altezza di 50,8 cm. Praticamente era divisa in quattro parti: il "muso" (nose) conico; l'avvolgimento (wrapping) cilindrico per le batterie — area I; la base anulare per le batterie — area II; la parte rimanente del "carico base" — area III. Il quarto e ultimo stadio del vettore (altezza: 173 cm; diametro: 15 cm; peso: 4,65 kg) sarebbe rimasto unito alla navicella.

Dato che il flusso termico solare poteva cambiare a seconda dell'angolo h (quello fra l'asse di rotazione e la linea sonda-Sole), era necessario calcolare in maniera precisa sia la traiettoria che il momento del decollo. L'angolo h doveva essere 103,5°; una sua qualsiasi variazione non avrebbe garantito il corretto controllo termico. Inoltre c'erano altre difficoltà: una navicella di questa classe avrebbe sperimentato il calore del Sole senza possibilità di periodiche "eclissi artificiali" tipiche dei satelliti terrestri. Per di più il trasmettitore e l'altre apparecchiature elettroniche generavano intrinsecamente calore (che non doveva superare i 48,8 °C pena il malfunzionamento delle batterie).

In particolare, i limiti termici di funzionamento andavano da 20 a 50 °C. Per sicurezza fu deciso di mantenere in ogni parte della sonda una temperatura mediana: 35 °C. Per monitorare le varie sezioni interne furono utilizzati dei termometri a resistenza che trasmettevano i valori sul canale 1. Il controllo termico era conseguito grazie ai tassi di assorbività e emissività della superficie esterna. Il 44% del "muso" conico era coperto da strisce nere, che si alternavano a quelle dorate. Invece per l'area I, costituita da un "foglio" protettivo in alluminio dorato, il 44% della superficie venne colorata con strisce. L'area III invece era placcata in oro. L'interno della sonda fu progettato in maniera che il calore generato internamente fosse disperso nello spazio. Curiosamente nel Pioneer 3 la colorazione era invertita: il muso conico era al 44% coperto strisce bianche, mentre il 40% della superficie laterale aveva delle strisce nere.

Il trasmettitore di bordo

Il sistema trasmittente della Microlock si componeva di: oscillatore al quarzo, unità ed amplificatore UHF (Ultra High Frequencies, 'Frequenze Ultra Elevate'). L'oscillatore al quarzo veniva alimentato con 17,5 V e forniva una portante di 40,0021 MHz con una potenza di 80 mW. Poi seguiva un moltiplicatore x2 della frequenza della portante, che quindi passava da 40,0021 a 80,0042 MHz. Inoltre il moltiplicatore era collegato ad modulatore di fase che acquisiva le tre sottoportanti (una per ogni canale: 1, 2, 3). Infine c'era un altro moltiplicatore x2 che faceva uscire un segnale portante con una frequenza di 160,0084 MHz alla potenza di 50 mW. Per una legge fisica, se si aumenta la frequenza allora la potenza del segnale si riduce in maniera logaritmica. Così l'unità UHF (sempre alimentata a 17,5 V) si componeva di altri due amplificatore UHF: un x2 (da 160,0084 a 320,0168 MHz) ed un x3 (da 320,0168 a 960,0504 MHz). Dopo questa amplificazione di frequenza, la potenza del segnale scendeva a 15 mW. Infine c'era il triodo UHF, cioè una valvola termoionica, che amplificava la potenza da 15 a 180 mW.

Diagramma a blocchi del trasmettitore

In particolare il triodo funzionava nel seguente modo: gli elettroni che fluivano nel filamento a 6,4 V erano attratti da una "griglia" a 8 V e si concentravano così su una maschera anodica (B+). Infatti gli elettroni avendo — per definizione — una carica negativa sono attratti dalle cariche positive, la griglia in questo caso.

Tutto era progettato in maniera tale che l'addensamento degli elettroni producesse un'amplificazione di potenza da 15 a 180 mW per il segnale da 960,05 MHz. Il trasmettitore pesava 498,95 grammi ed aveva un "campo" (range) di circa 1,126 milioni di km. Il suo funzionamento sarebbe iniziato a 13 secondi dal lancio. L'antenna trasmittente doveva incontrare diversi requisiti: leggerezza, rigidità meccanica, semplicità, ottimo guadagno. Per questo il suo progetto fu estremamente semplice e ingegnoso. La sezione conica fu laminata con un "velo" (spessore: 0,4 mm) di resina epossidica, praticamente lana di vetro. Le dimensioni del cono erano [cm] : 23,49 (diametro alla base) per 30,48 (altezza). Infine il guscio conico era coperto da un sottilissimo strato d'oro, il miglior conduttore esistente in natura. Così la punta (alta 8,25 cm) posta al vertice diventava un elemento a dipolo; cioè funzionava da antenna.

La "vista" ( sight ) dell'antenna rispetto ad una stazione di puntamento terrestre

Il corretto orientamento della sonda poteva non verificarsi a causa di errori nel lancio; in questo caso la missione sarebbe fallita. Quindi era necessario definire un "angolo di vista" (viewing angle), denominato a. L'asse di rotazione e la linea sonda-antenna terrestre definivano questo angolo. Per diverse ragioni a poteva essere previsto solo con una precisione modesta. Dato che a era in funzione di una particolare traiettoria, fu necessario dotare l'antenna di un fascio d'ampiezza (beamwidth in gergo) abbastanza largo. Così si poteva "coprire" la maggior parte delle possibili variazioni di traiettoria.

(10)

(11)

L'energia elettrica veniva fornita da un "pacco" (pack) di 18 batterie Mallory RM-42R al mercurio. La loro disposizione ad anello, intorno alla base conica, permetteva di avere il massimo momento di inerzia rispetto all'asse di rotazione. Dal punto di vista elettrico, le batterie erano sistemate in tre gruppi da sei. Ciascuno gruppo forniva un'uscita nominale di 7,2 V. L'energia per i circuiti "scalari" (cioè quelli posti all'interno del trasmettitore) derivava da un convertitore statico che produceva 17,5 V. Invece un circuito regolatore di tensione forniva sia i 6,4 V per il filamento del triodo che i 5,5 V a favore dei due contatori Geiger-Müller.

Per programmare una futura missione fotografica, era essenziale la riduzione della velocità di rotazione (despin in gergo). Lo spin rate poteva essere ricavato dalle variazioni di forza nel segnale trasmesso dalla sonda. Tale velocità di rotazione al momento del distacco dal quarto stadio era stimata in 600 giri/minuto. Dopo circa 10 ore di volo, una volta attivato il meccanismo di despin, si sarebbe ridotta a 11 giri/minuto in meno di 0,25 secondi! Il meccanismo si componeva di contrappesi della massa di 6 grammi ciascuno. Questi oggetti metallici erano collegati a due fili in Nichrome lunghi 152,4 cm. Ogni filo era unito alla sonda grazie ad una feritoia incernierata su un gancio (a sua volta montato nel centro di gravità interno). La disposizione dei due cavi era antitetica: cioè stavano all'opposto l'uno dall'altro. Inizialmente i due cavi erano avvolti intorno al veicolo spaziale; mentre i contrappesi erano chiusi in posizione statica. Una volta attivato l'elemento (assembly) di rilascio, i contrappesi avrebbero iniziato a penzolare fuori. Conseguentemente i fili si sarebbero subito srotolati. La velocità di rotazione diminuiva rapidamente perché la posizione dei cavi passava dalla tangente al raggio. Praticamente era l'effetto "pattinatrice sul ghiaccio". Nell'ultima fase della de-rotazione (despinning), i fili avrebbero raggiunto una posizione radiale. Il distacco del dispositivo di despin avrebbe portato via anche la maggior parte dell'energia cinetica di rotazione inizialmente accumulata.

(12)

Diagramma a blocchi del Pioneer 4

Il rilascio del meccanismo di despin era attuato dall'accensione (firing) di un dispositivo esplosivo. Questi riceveva il segnale d'innesco dal timer. La corrente elettrica per l'accensione era fornita da un "pacco" separato di batterie al nichel-cadmio da 4 V. Il timer idraulico era un semplice sistema a chiusura stagna. Uno stantuffo (plunger), caricato a scatto, forzava del silicone fluido contenuto in un tubicino di 76,2 cm. La sequenza degli eventi era determinata dalla loro spaziatura nella piccola conduttura. Quando il flusso di silicone superava un interruttore si "avviava" un evento. Il timer era progettato per attivarsi 3,5 ore prima del lancio.

STRUMENTAZIONE SCIENTIFICA:

1) tubi Geiger-Müller;

2) dispositivo di scansione ottica.

Il lancio era inizialmente programmato per il 2 Gennaio 1959 (lo stesso giorno di Luna 1). Ma la necessità di apportare delle modifiche al Juno II, impose un rinvio di almeno 60 giorni. Anche in questa missione, la rete TRACE era pronta a seguire la seconda ed ultima sonda dell'Esercito. Alle 05:10:56 del 3 Marzo Able 4 decollò alla testa del piccolo vettore.

03.03.1959, 05:11 - Lancio Able 4

Lo stadio 1 (in gergo booster) spinse il carico scientifico alla quota di 70 miglia (112,65 km) con una velocità di oltre 10.000 miglia orarie, circa 16.092,44 km/h. Dopo circa 5" dallo spegnimento del booster, il sistema di propulsione contenente il motore principale ed i serbatoi del propellente si separò dai restanti tre stadi.

(16)				(17)
	Il distacco del primo stadio (booster)		"Muso" e velo di protezione

Per proteggere la sonda ed i motori dell'ultimo stadio dal riscaldamento aerodinamico, venne usato un "muso" (cone) a forma di cono; questi era costruito in lana di vetro e ricoperto da uno strato di alluminio. Il velo di protezione esterno aveva 15 finestre in plastica ampie 96,77 cm² che permettevano la trasmissione dei segnali radio dalla navicella alle stazione di tracciamento terrestri.

Un gruppo anulare di undici motori a razzo formavano il secondo stadio. Entro 37" dall'espulsione del cono e velo di protezione, tutte l'oscillazioni transitorie nell'assetto venivano corrette dal compartimento di controllo. L'intera struttura così puntava nella direzione programmata. Un timer elettrico inviò un segnale d'accensione agli iniettori nel motori a propellente solido dello stadio 2.

L'accensione del terzo stadio

Un "grappolo" (cluster) di tre motori a razzo costituiva il terzo stadio; questi erano "nidificati" (nested ) all'interno dello stadio 2. Entro nove secondi dall'accensione di quest'ultimo stadio, il propulsore si accese grazie ad un timer e sparato fuori. Durante questa fase la velocità di rotazione del vettore rallentò fino a 480 giri al minuto.

L'accensione del quarto stadio

Un singolo motore a razzo, chiuso in un alloggiamento conico, costituiva il propulsore del quarto ed ultimo stadio del vettore. Alla sua estremità superiore, dei perni esplosivi ed un morsetto ad anello tenevano il carico scientifico (la navicella). Circa 9 secondi dopo l'accensione del terzo stadio, un altro timer accese il motore ad alto rendimento. Pochi secondi dopo, ad una quota di 140 miglia (225 km), venne raggiunta la velocità di fuga rispetto alla Terra.

(22)

Il distacco del quarto stadio dalla sonda

Allo spegnimento del quarto stadio, circa quattro minuti e mezzo dopo il lancio (05:16), l'alloggiamento del propulsore si separò dal carico strumentale. Tale separazione era necessaria perché il dispositivo ottico di scansione si trovava alla base della sonda. Il quarto stadio continuò a viaggiare nello spazio ma in una traiettoria separata. Intanto la stazione di Mavaguez fu informata dall'AMR in quale punto a nord-ovest del suo orizzonte sarebbe apparsa la sonda. Alle 05:17 il segnale fu acquisito dall'MTS, poi venne perso per mezz'ora e riacquisito alle 06:30 dalla stazione di Cape Canaveral e Portorico.

(23)

(24)

I dati iniziali furono utilizzati per avere previsioni sulla successiva traiettoria. Alle 06:31 i controllori di volo costatarono che c'erano stati degli errori nel lancio. Il secondo stadio aveva funzionato 1" in meno del previsto. Così mancarono 302,56 km/h rispetto alla velocità richiesta (39.828 km/h). Inoltre il razzo deviò leggermente dalla traiettoria prevista. Sicuramente la sonda non sarebbe impattata sulla Luna, evento ipoteticamente previsto per le 15:11 del 5 Marzo, ma almeno Pioneer 4 aveva imboccato il "corridoio" verso il nostro satellite naturale.

(25)

La traiettoria del Pioneer 4 rispetto alla superficie terrestre

Alle 08:00, due ore e 49' dopo il lancio, l'antenna a Cape Canaveral (Launch Station) riacquisì il segnale. Durante il tracciamento iniziale l'IBM 704 accumulò abbastanza dati per prevedere in quale punto dell'orizzonte a est-sud est sarebbe apparsa la sonda per il complesso di Goldstone. Come previsto, alle 11:47 l'antenna a disco da 25,9 metri di diametro e 120 tonnellate di peso acquisì il segnale della sonda distante 96.561 km che viaggiava a 11.394,16 km/h. Dalle 11:47 per un quarto d'ora ben quattro stazioni (Florida, Portorico, Inghilterra, California) "ascoltavano" il trasmettitore da 180 mW. Alle 12 la temperatura nell'alloggiamento internò toccò i 40 °C. Alle 12:02 Launch Station perse il collegamento perché era stata superata la sua distanza massima di ricezione (100.000 km). Anche il radiotelescopio inglese non poté più seguire la sonda ma perché non era più nel suo orizzonte. Alle 14 al temperatura all'interno del veicolo spaziale si stabilizzò sui 40 °C.

Alle 16:31 il timer idraulico attivò il meccanismo di despin che rallentò la velocità di rotazione da 420 ad 11 giri al minuto. Alle 17:16:48 Pioneer 4 era in un'orbita solare con questi parametri: 0,98 x 1,13 UA; 298 giorni. Alle 18:11 la Terra distava 150.000 km; dieci minuti dopo l'MTS di Mavaguez perse definitivamente il segnale. Da allora in avanti solo il radiotelescopio di Jodrell Bank e l'antenna a disco di Goldstone potevano seguire il Pioneer 4. Alle 21:04 la stazione californiana terminò la sua copertura di 9 ore; la Terra era a 188.293 km.

L'angolo di elevazione (g) del Pioneer 4 rispetto alle stazioni di tracciamento in funzione del tempo

- 4 Marzo 1959 -

| flyby della Luna |

Il radiotelescopio di Jodrell Bank seguì la sonda dalle 05:23 alle 12:23. Intanto il computer del JPL calcolò il nuovo punto nell'orizzonte dove puntare l'antenna di Goldstone. Come previsto, alle 12:33 il segnale fu riacquisito da una distanza di 313.822 km. La navicella, che viaggiava a 7741 km/h, si trovava in una posizione nello spazio dove le forze gravitazionali della Terra e del Sole erano quasi uguali. A causa della rotazione terrestre, la sonda tramontò come una stella dietro le colline del deserto californiano; alle 21:14 il segnale si perse. Secondo i calcoli, alle 22:24 Pioneer 4 transitò a 60.028 km dalla superficie lunare (ai 7,2° est e 5,7° sud) alla velocità relativa di 7.230 km/h. La distanza di transito era troppo elevata per far funzionare il trigger ottico. La luce riflessa dalla faccia nascosta della Luna (al suo 23° giorno d'età) non fornì alcun dato. In conseguenza del flyby, i parametri orbitali diventarono: 0,987 x 1,142 UA; 394,75 giorni; 1,3° d'inclinazione.

Alle 11:37 del 5 Marzo Goldstone riuscì a ripristinare per la terza volta il contatto con la sonda, distante 487.631 km. La sua velocità rispetto al Sole (v. eliocentrica) era di 6759 km/h. Il collegamento fu mantenuto per otto ore, quando la navicella "tramontò", era distante ben 547.177 km. Alle 11:50 del 6 Marzo la stazione di Goldstone fece la quarta ed ultima acquisizione del segnale proveniente da 642.128 km. La sonda americana aveva ampiamente battuto il record di Luna 1 conseguito il precedente 5 Gennaio. Pioneer 4 fu seguito fino alle 15:15, ottantadue ore e quattro minuti dopo il lancio, quando si esaurirono le batterie di bordo. In quel momento la velocità radiale rispetto alla Terra era di 6.244,24 km/h. Così la massima distanza di collegamento fra una sonda spaziale ed il nostro pianeta si fermò a 654.389,83 km.

(28)

Alle 01:00 del 18 Marzo, Pioneer 4 raggiunse il primo perielio (91,7 milioni di km) ad una velocità eliocentrica di 30,9 km/s. Il primo afelio (circa 106 milioni di km) fu toccato il 29 Settembre 1959 ad una velocità eliocentrica di 26,6 km/s. Nel 1971 la Terra e la sonda si sono trovate ad una distanza di un milione di miglia, abbastanza "vicino" perché la gravità terrestre influenzasse la traiettoria del veicolo spaziale. Da allora Pioneer 4 non è stato più visto in prossimità del nostro pianeta.

(30)

L'informazioni scientifiche fornite dai tubi GM confermarono l'esistenza delle due fasce di Van Allen. Inoltre ne venne individuata una terza a circa 91.000 km dalla Terra; era estesa per non più di 80 km e composta da elettroni. Rispetto alle misurazioni eseguite da Pioneer 3, il "picco" del contatore non schermato era 100.000 volte il normale valore di raggi cosmici nello spazio cislunare. Nelle stesse zone, entro l'orbita della Luna, Pioneer 3 aveva toccato un "picco" di 12.000. La probabile causa fu la quantità di "brillamenti" (flare) solari nei sei giorni precedenti al lancio. Infatti un'intensa tempesta magnetica investì l'atmosfera terrestre; la prova evidente furono delle aurore viste per cinque notte consecutive. Apparentemente il Sole sembrava l'unica sorgente delle particelle intrappolate dal campo magnetico terrestre nella fascia di Van Allen superiore. Il drastico cambiamento d'intensità in soli tre mesi (12.1958-03.1959) indicava che il tempo di vita delle particelle nella fascia superiore poteva essere di qualche anno, forse settimane, ma certamente non secoli. L'assenza di una variazione d'intensità nella fascia inferiore poteva indicare che quelle particelle non provenivano dal Sole. Valutando i dati trasmessi da oltre 650.000 km (103 volte il raggio della Terra), Van Allen scrisse che << [la navicella] confermò l'esistenza delle zone interne/esterne della regione di "intrappolamento" geomagnetico e rilevò che nelle zone esterne l'intensità delle radiazioni varia in maniera sensibile [...] >>.

x FOTO, SCHEMI, IMMAGINI, DISEGNI, DIAGRAMMI A BLOCCHI, gif ANIMATA:

+

- diagramma (1): Technical Release 34-26 (“Evalutation of Pioneer IV orbit-determination program”), pagina 27 - LINK;

- immagine con diagramma (2): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 19 - LINK;

- schema (3): Technical Release 34-11 (“Pioneer III and IV space probes”), pag. 26 - LINK;

- foto (4): LINK;

- schema (5): Technical Release 34-11, pag. 20 - LINK;

- immagine (6): External Publication number 647 (“Temperature control in ... Pioneer space probes”), pag. 55 - LINK;

- immagine (7): Technical Release 34-11, pag. 22 - LINK;

- diagramma (8): Technical Release 34-11, pag. 22;

- schema (9): Technical Release 34-11, pag. 24;

- foto (10): LINK;

- immagine (11): LINK;

- diagramma (12): Technical Release 34-11, pag. 21 - LINK;

- schema (13): Technical Release 34-11, pag. 20 - LINK;

- schema (14): Technical Release 34-1, pag. 20 - LINK;

- foto (15): LINK;

- immagine (16): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 10 - LINK;

- immagine (17): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 10;

- immagine (18): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 10;

- immagine (19): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 10;

- immagine (20): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 11;

- immagine (21): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 11;

- immagine (22): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 11;

- gif animata (23): LINK;

- immagine (24): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 9;

- schema (25): LINK;

- immagine (26): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 11;

- schema (27): Technical Release 34-26, pag. 31;

- schema (28): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 18;

- disegno (29): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 7;

- disegno (30): LINK;

- schema (31): “The moon probe Pioneer IV”, pag. 15.

Nota: Le immagini, i diagrammi, gli schemi relativi a documenti pdf sono stati ritagliati.

x il TESTO:

• National Space Science Data Center, 1958-008A (Pioneer 3);

• National Space Science Data Center, 1959-013A (Pioneer 4);

• Space.40, 1958-008A [nota: il testo è in ceco];

• Space.40, 1959-013A;

• AstroLink.de, LINK [nota: il testo è in tedesco];

• Epizodsspace.narod.ru, Biblioteka, Biblioteka, 1960 - LINK [nota: il testo è in cirillico];

• Idio.kemsu.ru, Space, AMS, (“Pioneer 3-4”), LINK [nota: il testo è in cirillico];

• Deep Space Chronicle, 1958 - LINK [file pdf];

• Deep Space Chronicle, 1959 - LINK;

• Deepspace.jpl.nasa.gov (“History”, “1950's”, “Pioneer Station at Goldstone, California”) - LINK;
• Deepspace.jpl.nasa.gov (“History”, “1950's”, “Mobile Tracking Station”) - LINK;

• Paolo Ulivi (“L'ESPLORAZIONE DELLA LUNA”, 28.12.2002), pagg. 23-25;

• Jodrell Bank Observatory (“Jodrell Bank's role in early space tracking activities - Part 1”), LINK;

• Sven's space place (“Mission profiles of early U.S. lunar probes”), LINK;

• NASM Space Artifacts (“Pioneer IV”), LINK;

• NASM, (“Apollo to the Moon”) - LINK;

• Sven's space place ("Space Frequency Listing, 700-1600 MHz, Downlink”) - LINK;

• Nasa-JPL (“The moon probe Pioneer IV”), LINK [file pdf · 61,5 MB · 24 pagine];

• JPL Technical Release 34-26 (“Evalutation of Pioneer IV orbit-determination program”), LINK [file pdf · 12,8 MB · 39 pagine];

• JPL Technical Release 34-11 (“Pioneer III and IV space probes”), LINK [file pdf · 11,1 MB · 27 pagine];

• JPL External Publication number 647 (“Temperature control in the Explorer satellites and Pioneer space probes”), pagg. 29-32 - LINK [file pdf · 2,57 MB · 57 pagine];

• JPL Technical Report 1993-0349 (“The original and Evolution of the Deep Space Network”), pagg. 1-15; LINK [file pdf · 2,39 MB · 58 pagine];

• Nasa SP-2001-4227 (“Uplink-Downlink, A history of the Deep Space Network 1957-1997”), pagg. 55-60; LINK [file pdf · 27,9 MB · 736 pagine];

• JPL Technical Memorandum 33-205 (“DISF: GOLDSTONE”), pagg. 5, 9-10, 13-14, 21-22, 24-26, 28; LINK [file pdf · 35,8 MB · 33 pagine];

• Nasa (“Aeronautics and Astronautics Chronology, 1958”) - LINK;

• Nasa (“Aeronautics and Astronautics Chronology, 1959”) - LINK;

• Saguaro Astronomy Society (“The great Moon race: in the beginning...”); June 1992 - Issue #185, LINK.