Polskie Forum Astronautyczne

Astronautyka => Encyklopedia Forum => Wątek zaczęty przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:05

Tytuł: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:05
WPROWADZENIE
Amerykańska sonda New Horizotns została zaprojektowana w celu wykonania pierwszego w historii przelotu koło Plutona i Charona. Później, w ramach misji rozszerzonej będzie kontynuowała lot do Pasa Kuipera, gdzie odwiedzi jeden, dwa obiekty (maksymalnie trzy). Misja pozwoli na zbadanie powierzchni, atmosfer, budowy wnętrza i otoczenia Plutona i Charona poprzez obrazowanie w świetle widzialnymi i  podczerwieni, spektroskopię UV, pomiary parametrów plazmy, monitoring pyłu oraz pomiary radiowe. Cele naukowe misji zostały podzielone na trzy grupy w zależności od istotności. Do grupy 1 (celów podstawowych które muszą zostać wykonane) zaliczają się: scharakteryzowanie globalnej geologii i geomorfologii Plutona i Charona; zmapowanie składu powierzchni tych ciał; scharakteryzowanie neutralnej atmosfery Plutona i określenie tempa ucieczki tworzących ją gazów.  Do grupy 2 (celów pożądanych) zaliczają się: zobrazowanie i zmapowanie fragmentów Plutona i Charona w wysokiej rozdzielczości blisko terminatora; uzyskanie obrazów stereoskopowych; badania zmienności powierzchni i atmosfery Pluton w czasie; zmapowanie składu wybranych fragmentów powierzchni w wysokiej rozdzielczości; scharakteryzowanie  jonosfery Plutona (jeśli istnieje) i jej oddziaływań z wiatrem słonecznym; wykonanie poszukiwań neutralnych składników atmosfery Plutona, takich jak H, H2, HCN, CxHy, innych węglowodorów i nitryli oraz uzyskiwanie informacji o składzie izotopowym jeśli będzie to możliwe; wykonanie poszukiwań atmosfery Charona; określenie albedo Bonda Plutona i Charona; oraz zmapowanie temperatur powierzchni Plutona i Charona. Do grupy 3 (celów opcjonalnych) zaliczono: scharakteryzowanie środowiska cząstek energetycznych wokół Plutona; precyzyjne określenie promieni, mas i gęstości Plutona i Charona oraz parametrów ich orbit; oraz wykonanie poszukiwań dodatkowych satelitów i pierścieni Plutona. Misja pozwala na zrealizowanie prawie wszystkich celów zdefiniowanych w czasie wyboru misji do Plutona w 2001r. Jedynym nie uwzględnionym celem jest wykonanie poszukiwań pola magnetycznego. Pluton jednak najprawdopodobniej nie posiada magnetosfery. Statek nie został wyposażony w magnetometr dzięki czemu nie musiał być też czysty magnetycznie. Uprościło to projekt i zmniejszyło koszty. Gdyby jednak pole magnetyczne istniało jego występowanie zostanie odkryte na podstawie pomiarów cząstek naładowanych.

W czasie planowania misji księżyce Nix i Hydra nie były znane, dlatego też ich badania nie zostały uwzględnione w celach misji. Planuje się jednak wykonanie ich obserwacji  - obrazowania, mapowania składu powierzchni, pomiarów temperatury i uściślenia parametrów orbity, jako celów dodatkowych. W przypadku zatwierdzenia misji rozszerzonej pojazd scharakteryzuje jeden lub kilka obiektów Pasa Kuipera w sposób podobny do badań Plutona i Charona.

Misja New Chorizons jest prowadzona przez John Hopkins Applied Physics Lab (APL) i Southwest Research Institute (SwRI). APL jest odpowiedzialny za projektowanie i budowę sondy, oraz operacje statku. W nim znajduje się Centrum Operacji New Horizons (New Horizons Mission Operations Center). To centrum będzie przyjmowało dane z sondy, obrabiało je i rozprowadzało. SwRI jest odpowiedzialny za projektowanie i budowę większości instrumentów naukowych oraz planowanie obserwacji. W nim znajduje się Centrum Operacji Naukowych misji (Science Operations Center). Tam dane z sondy zostaną ostatecznie skalibrowane. Pozostali partnerzy to Goddard Space Flight Center, Jet Propulsion Laboratory (JPL), Ball Aerospace, oraz Stanford University. Jest jedną z najtrudniejszych wypraw planetarnych z powodu konieczności nadania sondzie ekstremalnie wysokiej energii w czasie startu (około 10 razy większej niż przy typowej misji na Marsa), długiego czasu lotu, konieczności obserwacji wielu obiektów w czasie krótkiego przelotu oraz długiemu opóźnieniu w łączności. Całkowity koszt misji (pojazdu, instrumentów, rakiety nośnej, obsługi startu i prowadzenia misji nominalnej) wynosi około 550 mln dolarów.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:06
KONSTRUKCJA
Sonda New Horizons ma w przybliżeniu kształt graniastosłupa trójkątnego o ściętych narożach, z radioizotopowym generatorem termoelektrycznym (Radioizothope Thermal Generator - RTG) zainstalowanym na jednym z końców i paraboliczną anteną wysokiego zysku o średnicy 2.1 metra na jednej z płaskich podstaw. Masa pojazdu bez paliwa wynosi 401 kilogramów. Masa startowa wynosi 478 kilogramów, wraz z paliwem hydrazydowym o masie 77 kilogramów i instrumentami naukowymi o masie 30 kilogramów. Wymiary zasadniczej struktury pojazdu to 0.68 x 2.11 x 2.74 m. Wysokość statku od łącznika z górnym stopniem rakiety na powierzchni dolnej do szczytu anteny wysokiego zysku na powierzchni górnej wynosi 2.2 m.  Podsystemy statku są oparte na rozwiązaniach zastosowanych w szeregu innych projektów Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (APL). W dużej mierze zastosowano systemy zaprojektowane dla sondy CONTOUR (Comet Nucleus Tour), która częściowo opierała się na satelicie TIMED (Thermosphere-Ionosphere-Mesosphere Energetics and Dynamics) umieszczonym na orbicie w 2001 roku. Użycie elementów rozwiniętych dla projektu CONOTUR zmniejszyło ryzyko związane z pracami nad nowym projektem. Oprócz pokryć ochronnych na pięciu instrumentach, migawki w jednym instrumencie oraz żaluzji termicznych i zaworów zamykających w systemie paliwowym używanych na początku misji sonda nie ma żadnych ruchowych części i platform skanujących, co zwiększyło niezawodność. Ponadto pojazd posiada w pełni podwojone elementy systemów nawigacyjnych, elektronicznych i rejestrujących dane. Znacznie zwiększa to niezawodność pojazdu. Jednymi pojedynczymi elementami są: generator RTG, zbiornik paliwa i filtr paliwa, łącznik hybrydowy systemu komunikacyjnego, oraz antena wysokiego zysku. Wszystkie te urządzenia są bardzo niezawodne. Dużą wiarygodność awioniki zapewnia też stosowanie trybu hibernacji podczas większej części lotu międzyplanetarnego. W trybie takim większość elementów elektronicznych jest wyłączonych dzięki czemu nie zużywa się. Raz na tydzień wysyłany jest sygnał radiolatarni informujący o stanie podstawowych systemów sondy. Metoda taka pozwala też na ograniczenie kosztów prowadzenia misji. Jest to pierwsze praktyczne zastosowanie takiego rozwiązania, wcześniej użyto go w misji Deep Space 1, gdzie stanowiło demonstrację technologiczną. Duża niezawodność jest niezbędna przy misji która zasadniczych danych naukowych dostarczy dopiero po 10 latach od startu. Jest to pod tym względem najbardziej długotrwała misja realizowana przez NASA. Całkowity czas trwania misji jest planowany na 15.25 roku, a w przypadku misji rozszerzonej - na okres nie krótszy od 18.35 roku. W czasie przelotu koło Plutona sonda znajdzie się w odległości 33 AU od Ziemi. Misja rozszerzona obejmie przelot koło KBO w odległości do około 40 AU od Ziemi. Zakończenie misji nastąpi prawdopodobnie w odległości około 50 AU. Zastosowane rozwiązanie pozwoliły jednak na osiągnięcie prawdopodobieństwa sukcesu misji większego od 85%. Czas trwania misji na poziomie 15 lat nie jest dłuższy od okresu trwałości niektórych satelitów komunikacyjnych.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:08
Czynnikami które zdefiniowały konstrukcję struktury mechanicznej pojazdu były: konieczność prowadzenia pojazdu w ruch obrotowy wokół osi przebiegającej przez antenę wysokiego zysku; zachowanie odpowiedniej orientacji osi obrotu po starcie; zainstalowanie instrumentów naukowych oraz silników kontroli orientacji w miejscach gdzie wzajemnie nie wpływają na siebie; uzyskanie odpowiedniej przestrzeni dla poszczególnych podsystemów; oraz sprostanie naprężeniom podczas startu. Bardzo podobne wymogi posiadała konstrukcja sondy Ulysses, dlatego też była punktem wyjścia przy projektowaniu struktury mechanicznej New Horizons. Główny moment bezwładnościowy został więc zorientowany zgodnie z osią anteny wysokiego zysku (osią +Y), a generator RTG umieszczono w płaszczyźnie X-Y w celu zwiększenia momentu kątowego oraz maksymalnego oddalenia RTG od elektroniki i instrumentów. Taka konfiguracja sprawiła, że statek kosmiczny jest bardzo stabilną platformą pozwalającą na precyzyjne pozycjonowanie na wybrany kierunek (zwykle do Ziemi) w czasie gdy jest stabilizowany obrotowo.

Centralną elementem struktury pojazdu jest cylinder główny. Jest on wykonany ze stopu aluminium 7075-T73. Stanowi pojedynczy element. Zapewnia on maksymalną sztywność konstrukcji, ponieważ przejmuje wszystkie siły i naprężenia działające na nią. W dolnej części cylindra znajduje się łącznik z górnym stopniem rakiety nośnej (Payload Adapter Fitting - PAF). We wnętrzu cylindra umieszczono zbiornik paliwa systemu napędowego. Do zewnętrznej powierzchni cylindra są przyłączone panele wewnętrzne. Wnętrze sondy jest podzielone na przegrody przez 3 panele wewnętrzne i 2 małe wstawki od strony RTG. Stanowią one płaskie powierzchnie montażowe dla jednostek elektroniki i miejsca przebiegu kabli łączących poszczególne systemy. Struktura jest zamknięta przez panele boczne, panel górny oraz panel dolny. Powierzchnie boczne są wykonane z 5 paneli. Powierzchnia górna jest złożona z pojedynczego panelu. Powierzchnia dolna składa się z jednego dużego panelu  w przedniej części oraz dwóch paneli małych w części tylnej. W czasie prac nad sondą zdejmowane były dwa małe panele dolne oraz panel boczny zlokalizowany naprzeciw RTG. Dwa panele boczne koło RTG zostały zainstalowane po zakończeniu montażu systemu napędowego. Wszystkie panele są wykonane z płyt aluminiowych mających strukturę pilasta miodu. Ich połączenia na krawędziach, narażone na silne naprężenia są wykonane z magnezu.

Generator RTG jest przymocowany do statku za pomocą struktury mocującej wykonanej z tytanu. Znajduje się ona na panelu zewnętrznym znajdującym się po przeciwnej stronie cylindra w stosunku do panelu zawierającego większość instrumentów naukowych. Zastosowanie tytanu zapewniło małą masę, małą przewodność cieplną oraz wysoką sztywność. Struktura ta musiała zapewnić też izolację elektryczną. Dlatego też zaprojektowano dla niej system izolacji elektrycznej złożony w całości z elementów metalowych, nie zmniejszający jej sztywności. System ten obejmuje wielokrotne nieprzewodzące warstwy powierzchniowe naniesione na metalowe powierzchnie w obrębie łączników elementów struktury tytanowej. Sam generator jest przymocowany do struktury tytanowej za pomocą aluminiowego kołnierza. W celu zapewnienia maksymalnej sztywności tej konstrukcji i zapobieżeniu degradacji materiału wywołanej przez jego nagrzewanie przez RTG na adapterze RTG umieszczono też powierzchnie chłodzące. Zapewniły one też wysoką wytrzymałość całego interfejsu w czasie uruchomienia silnika górnego stopnia rakiety, gdy przeciążenia osiągnęły 10.8G a jego temperatura wzrosła do 260°C.

Zbiornik paliwa jest scentrowany na głównej osi sondy oraz jej środku ciężkości. W takiej pozycji zmiany poziomu paliwa w trakcie jego zużywania mają minimalny wpływy na pozycję osi obrotu sondy. Gwarantuje to, że w czasie całego okresu trwania misji oś anteny wysokiego zysku może być wycelowana w konkretnym kierunku w czasie gdy pojazd znajduje się w ruchu obrotowym. W zbiorniku można było umieść maksymalnie 90 kg hydrazyny. Łączna masa zastosowanego paliwa i helu podnoszącego ciśnienie w systemie napędowym w czasie startu wynosiła natomiast 77 kg. Wynikało to z ograniczenia masy startowej. Ponadto zagwarantowało stabilność zestawu sonda/górny stopień rakiety. Pozycja zbiornika paliwa zapewniła też dwie inne korzyści. Jest on otoczony centralnym cylindrem przenoszącym wszystkie naprężenia na łącznik z górnym stopniem rakiety. Ponadto znajduje się on pomiędzy RTG a modułami elektroniki i instrumentami naukowymi. Zmniejsza dzięki temu poziom działającego na nie promieniowania. Niewielka emisja promieniowania z RTG i jego umieszczenie za zbiornikiem paliwa zagwarantowało, ze całkowita dawka przyjmowana przez elektronikę (ze wszystkich źródeł) wyniesie 5 krad w czasie trwania misji nominalnej. Większa część tej dawki została przejęta w czasie przelotu koło Jowisza, gdy sonda znajdowała się w odległości 32 promieni Jowisza od tej planety. Pozycja zbiornika pomiędzy RTG i elektroniką pozwoliła też na wykorzystywanie odpadowego ciepła z obu źródeł do utrzymywania odpowiedniej temperatury hydrazyny z minimalnym zaangażowaniem grzejników.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:09
System napędowy sondy obejmuje 12 silników o ciągu 0.8N, 4 silniki o ciągu 4.4N, zbiornik paliwa oraz zawory. Do normalnego prowadzenia misji potrzeba tylko 8 silników, pozostałe są elementami zapasowymi. Całkowita zamiana szybkości możliwa do osiągnięcia za pomocą systemu napędowego wynosi 397 m/s. Silniki są identyczne z silnikami sond Voyager i Cassini. Zbiornik paliwa jest podzielony na dwie części. Pierwsza z nich jest sekcją wypełniioną helem używanym do podnoszenia ciśnienia w systemie. Jest ona oddzielona od sekcji paliwa poziomą przegrodą. Zbiornik jest wykonany z tytanu. Dostarcza on paliwo do silników poprzez filtr, wylot pozwalający na regulację przepływu, oraz zestaw zaworów zamykających. Te ostatnie zapobiegały przepływowi paliwa do czasu otwarcia w krótkim czasie po starcie, według komend z Ziemi. Do podnoszenia ciśnienia używany jest hel. Użycie helu zamiast azotu pozwoliło na umieszczenie w zbiorniku dodatkowego kilograma hydrazyny. Pomiary ciśnienia w zbiorniku oraz temperatur w różnych miejscach pozwalają na monitorowanie pracy systemu napędowego i określanie poziomu pozostałego paliwa.

Poszczególne silniki (Rocket Engine Assemblies - REAs) są połączone w 8 zestawów rozmieszczonych wokół sondy. Pary silników o ciągu 0.8N, w których każdy silnik wchodzi w skład innego zestawu po przeciwnych stronach sondy są zwykle uruchamiane w celu uzyskania rotacji statku wokół jednej z osi. Połączone uruchomienia silników nie są stosowane w czasie kontroli tempa rotacji wokół osi +/-X w czasie obserwacji naukowych. Wtedy pojedyncze uruchomienia są niezbędne do utrzymania tempa dryfu statku mniejszego od maksymalnego dopuszczalnego w trakcie obserwacji. Jedna z par silników o ciągu 4.4N jest zorientowana wzdłuż osi -Y. Jest używana do uzyskiwania większych zmian szybkości, głównie w trakcie korekt trajektorii. Druga para pozwala na  uzyskiwania ciągu skierowanego wzdłuż osi +Y. Silniki te są obrócone o 45 stopni w płaszczyźnie Y-Z. Dzięki temu kontakt wyrzucanych gazów z anteną HGA jest zminimalizowany. Ogranicza to jednak przydatność tych silników do manewrów. Nadal jednak jest zapewniona pełna redundancja silników 4.4N.

Każdy silnik posiada grzejnik pozwalający na nagrzanie jego katalizatora do minimalnej temperatury operacyjnej przed uruchomieniem. Każdy katalizator posiada grzejnik główny i dodatkowy. Każdy z nich pobiera 2.2 W mocy. Obwody kontrolne tych grzejników są funkcjonalnie połączone w pary, w celu zminimalizowana ilości potrzebnych przełączników. Tak więc wszystkie grzejniki silników obsługuje 16 przełączników. Zapewnia to dużą plastyczność w obsłudze systemu napędowego przy minimalnym poborze mocy. Czas trwania uruchomienia każdego silnika jest programowany bardzo precyzyjnie, co pozwala na dokładną kontrolę całkowitego impulsu generowanego podczas danego manewru. Silniki 0.8N mogą być uruchamiane na okres tak krótki jak 5 ms.

Ilość paliwa zużytego w trakcie manewrów korekcyjnych i manewrów zmiany orientacji w trakcie misji nominalnej oraz ich marginesy pozwoli na zachowanie zapasu wystarczającego na wykonanie misji rozszerzonej do jednego lub dwóch obiektów KBO we fragmencie przestrzeni dostępnym dla sondy. Tłumienie nutacji jest wykonywane zarówno pasywnie jak i aktywnie. W trakcie przeprowadzania korekt trajektorii lub w czasie gdy pojazd znajduje się w trybie pozycjonowania na Słońce wykorzystywana jest metoda pasywna. W czasie gdy pojazd znajduje się  w trybie precesji osi obrotu metoda aktywna jest używana tylko gdy kąty nutacji wzrosną do skrajnych wartości. Pod koniec manewru precesji (w czasie ostatnich kilku dziesiątych stopnia) dedykowane programowanie pokładowe uruchamia wtedy silniki. Dzięki temu precesja statku redukuje kąty nutacji, a zredukowane kąty nutacji powodują odpowiednie zorientowanie osi precesji. Ponieważ wartości częstotliwości obrotu i nutacji różnią się od siebie zakończenie manewru precesji wymaga kilku dodatkowych minut. Wartość progowa kątów nutacji wyzwalająca opisany manewr zmniejsza się wraz ze zużywaniem paliwa. W czasie trwania misji zawsze jednak będzie występowała konieczność pasywnego usuwania nutacji. Ilość paliwa potrzebnego do usuwania aktywnego jest jednak bardzo niewielka.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:10
System kontroli orientacji obejmuje zestaw sensorów nawigacyjnych, silniki systemu napędowego będące elementami wykonawczymi, oraz procesory pozycjonowania sondy jako elementy logiczne. Sensorami nawigacyjnymi są dwie bezwładnościowe jednostki pomiarowe (Inertial Measurements Unit - IMU) firmy Honeywell, dwa szperacze gwiazd (Star Trackers - ST) dostarczone przez Galileo Avionica, oraz dwa sensory Słońca (Sun Sensors - SS) firmy Adcole. Każda jednostka IMU posiada trzy przyspieszeniomierze i trzy żyroskopy. Szperacze gwiazd znajdują się na panelu bocznym, niedaleko instrumentu LORRI. Cały system pozwala na określanie pozycji osi obrotu sondy z dokładnością +/-0.027 stopnia oraz kąta fazowego obrotu z dokładnością +/-0.30 stopnia. W czasie gdy pojazd jest stabilizowany trójosiowo pozycja każdej osi jest znana z dokładnością również +/-0.027 stopnia. Algorytmy kontroli orientacji pozwalają na utrzymywanie orientacji statku z dokładnością +/-0.059 stopnia i tempa obrotu z dokładnością +/-0.0019 stopnia na sekundę.

Kontrola orientacji może być realizowana w trzech grupach trybów - trójosiowym, obrotowym aktywnym i obrotowym pasywnym. Obejmuje też cztery nominalne klasy stanu sondy - manewr korekty trajektorii, stan nominalny, stan pozycjonowania na Ziemię oraz stan pozycjonowania na Słońce. Manewr korekty trajektorii może być wykonywa w każdym z trzech trybów. Wybór konkretnego trybu zależy od wielkości zmiany szybkości, dostępności możliwości transmisji danych  w trakcie manewru i innych czynników. Stosowanie danego trybu operacyjnego zależy od aktualnej aktywności statku, czasu trwania danego trybu kontroli orientacji, potrzeby oszczędzania paliwa oraz możliwości kontroli pracy sondy z Ziemi.

W czasie startu pojazd znajdował się w trybie określanym jako pasywny obrotowy hiberncyjny (Passive Spin Hibernation - PS-H). Wykluczał on stosowanie systemu kontroli orientacji oraz minimalizował zapotrzebowanie na energię. Ponadto tryb ten jest wykorzystywany w trakcie lotu od Jowisza do Plutona, gdy sonda jest zahibernowana. Tryb pasywny obrotowy normalny (Passive Spin Normal - PS-N) również wyklucza używanie aktywnej kontroli orientacji, ale nie limituje poboru energii. Tryb ten był używany w czasie lotu z Ziemi do Jowisza. Jest też okresowo używany w dalszej części misji. Tryb aktywny rotacyjny normalny (Active Spin Normal - AS-N) jest używany w czasie gdy potrzebny jest manewr zmiany orientacji a pojazd rotuje. Pozwala on na utrzymywanie tempa obrotów na nominalnym poziomie 5 rpm lub na uzyskania nowej orientacji przestrzennej.

Tryby trójosiowej kontroli orientacji pozwala na obrót wzdłuż danej osi w celu zwrócenia pojazdu w wybranym kierunku. Pozwala on na pozycjonowanie danego instrumentu na wybrany cel albo na skowanie wybranego celu jego polem widzenia. Tryb kontroli trójosiowej normalny (3-Axis Normal - 3A-N) jest używany podczas większości obserwacji za pomocą instrumentów naukowych, w tym podczas ich pierwszego uruchomienia, testów inżynieryjnych, oraz obserwacji układu Jowisza. Tryb kontroli obrotowej podczas przelotu (3-Axis Encounter - 3A-E) jest przezaczony do zastosowania w czasie największego zbliżenia do Plutona, gdy uzyskiwanie danych ma najwyższy priorytet. Różnicą w stosunku do trybu 3A-N jest sposób w jakim pokładowy system pracy autonomicznej reaguje na krytyczne problemy, np reset procesora obróbki danych. W trybie 3A-E system autonomiczny próbuje skorygować problem i zachować aktualny stan kontroli orientacji w celu kontynuowania zbierania danych. W stanie 3A-N poważny problem powoduje natomiast przejście w jeden ze stanów bezpiecznych - pozycjonowania na Słońce lub Ziemię.

Stan bezpieczny z pozycjonowaniem na Ziemię polega na przełączeniu kontroli orientacji na tryb obrotowy aktywny ze zwróceniem na Ziemię (Active Spin Earth Acquisition - AS-EA). W trybie tym antena wysokiego zysku zostaje zwrócona na Ziemię, co pozwala na użycie awaryjnych trybów łączności w kierunku Ziemia - sonda (z szybkością 7 8125 bps) i sonda - Ziemia (z szybkością 10 bps).

Stan bezpieczny z pozycjonowaniem na Słońce jest uzyskiwany przez system pracy autonomicznej sondy w przypadku niemożliwości nawiązania łączności z Ziemią w stanie pozycjonowania na Ziemię, jako ostatnia szansa nawiązania łączności. Może to być spowodowane wadliwymi efemerydami pokładowymi (potrzebnymi do zwrócenia anteny na Ziemię), awarią szperacza gwiazd (potrzebnego do uzyskiwania układu odniesienia) itp. W trybie obrotowym aktywnym ze zwróceniem na Słońce (Actove Spin Sun Acquisition - AS-SA) system autonomiczny kieruje natnę HGA na Słońce i wysyłka sygnał radiolatarni informujący o wystąpieniu krytycznej awarii. Jest on używany w przypadku utraty wszelkich informacji na temat pozycji Ziemi. Słońce stanowi tutaj jedyny punkt w który może być wycelowana antena.

W czasie pozycjonowania danego instrumentu lub skanowania za jego pomocą wykorzystywane są silniki, pozwalające na wykonanie zadanego obrotu statku. Podczas obserwacji za pomocą instrumentów optycznych można używać dwóch głównych strategii. W pierwszej pole widzenia instrumentu jest celowane na dany obiekt a obroty statku są minimalizowane do wartości mniejszych o szerokości kątowej pojedynczego piksela. W drugiej wykonywane jest skanowanie wzdłuż osi Z w tempie pozwalającym na uzyskanie opóźnienia czasowego integracji podczas obserwacji z użyciem systemu Ralph.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:10
Podsystem zarządzania danymi i komendami (Command and Data Handling Subsystem - C&DH) pozwala na obróbkę poleceń z Ziemi, zarządzanie danymi z instrumentów naukowych i danymi inżynieryjnymi, utrzymywanie czasu oraz wykonywanie funkcji autonomicznych pozwalających na automatyczne rozwiązywanie problemów lub wprowadzanie sondy w tryb bezpieczny. Składa się on z systemów elektronicznych zlokalizowanych w dwóch redundancyjnych zintegrowanych modułach elektroniki (Integrated Electronic Modules - IEMs). Obejmuje on płytę procesora C&DH; rejestrator jednoczęściowy (Solid - State Recorder - SSR); płytkę interfejsów z instrumentami; dekoder poleceń z Ziemi zlokalizowany na płycie obsługującej transmisje odbierane z Ziemi; oraz formater na płycie obsługującej transmisje wysyłane na Ziemię. Płyty w obrębie IEM są połączone za pomocą interfejsów PCI (Peripheral Component Interconnect). Jednostki RIO (Remote Input/Output) dostarczają pomiarów temperatur i woltaży potrzebnych do monitorowania stanu pojazdu. Komunikują się z C&DH za pomocą obwodów I2C (Inter-Integrated Circuit). Obie jednostki IEM są połączone interfejsami MIL-STD-1553. Ponadto w skład C&DH wchodzi oprogramowanie wykonywane przez jego procesor. Procesor w IEM 1 jest oznaczony jako C&DH 1, a w IEM 2 - C&DH 2. Podczas normalnego działania sekcja C&DH jednego z modułów IEM jest w pełni uruchomiona i stanowi jednostkę główną, natomiast analogiczna sekcja w drugim module IEM znajduje się w trybie oczekiwania. W czasie lotu z Jowisza na Plutona ten drugi element pozostaje wyłączony. System chroniący przed błędami odbiera z jednostki aktywnej sygnał informujący o jej prawidłowym działaniu. Jest on emitowany raz na sekundę. Jeśli impuls taki nie jest odbierany przez 180 sekund, automatycznie uruchamiany jest zapasowy układ C&DH, który przejmuje następnie rolę jednostki głównej.

Komendy z Ziemi są przetwarzane przez płytę obsługującą odebrane transmisje. Dekoder komend znajdujący się na tej płycie pozwala na odbiór i wykonanie części komend bez zaangażowania procesora C&DH. Komendy takie obejmują resety procesora C&DH, przełączanie pomiędzy obiema jednostkami IMU, oraz wszystkie polecenia przełączania zasilania. Płyta dla transmisji z Ziemi przekazuje też telemetrię z Ziemi do oprogramowania C&DH. Wyodrębnia ono komendy, które są przesyłane do inny podsystemów statku albo wykonywane przez sam procesor C&DH. Komendy te są wykonywane w czasie rzeczywistym lub przechowywane do późniejszego użycia. Te ostatnie są nazywane makrami komend. Mogą one być pojedynczymi instrukcjami dla konkretnych komponentów, albo też zawierać zestawy instrukcji. Każda jednostka C&DH posiada pamięć 0.75 mb do ich przechowywania. Ponadto C&DH może wykonywać instrukcje z makr w określonym czasie, gdy czas liczony od rozpoczęcia misji osiąga zapisaną w nich wartość lub ją przekracza. Metoda taka jest używana dla wszystkich działań na pokładzie, w tym obserwacji naukowych na Jowiszu i Plutonie. Pamięć pozwala na zapisanie 512 takich komend. Oprogramowanie C&DH wykonuje też czynności systemu pracy autonomicznej.

Utrzymywanie czasu na pokładzie, polegające na skorelowaniu czasu upływającego od rozpoczęcia misji (Mission Elapsed Time - MET) z czasem uniwersalnym UTC jest istotne dla nawigacji, kontroli orientacji przestrzennej oraz zbierania danych naukowych. Oscylator ultrastabilny (Ultra-Stable Oscillator - USO) stanowi źródło impulsu emitowanego raz na sekundę, będącego podstawą czasu pokładowego. Korelacja pomiędzy czasem pokładowym a czasem na Ziemi będzie lepsza od +/- 4 sekund w czasie przelotu koło Plutona.

Połączenie C&DH z instrumentami umożliwia płyta interfejsów. Pozwala ona na przesyłanie komend i wzorca czasu (MET) z IEM do instrumentów, odbieranie i formatowanie danych z instrumentów oraz danych nagłówkowych generowanych przez IEM, przesyłanie pokładowych znaczników czasu do instrumentów; oraz obróbkę i przesyłanie analogowych pomiarów woltaży (danych z RIO przesyłanych za pośrednictwem łącz I2C). Każdy z dwóch IEM posiada niezależne interfejsy, które natomiast łączą się z również podwojonymi systemami elektronicznymi instrumentów. Zapewnia to wysoki poziom niezawodności.

Rejestrator SSR charakteryzuje się pojemnością 64 gigabitów. Pamięć ta jest podzielona na 16 segmentów dopowiadających 16 fizycznym kością pamięci zainstalowanym na karcie SSR. Surowe dane z instrumentów mogą być przesyłane do pamięci z szybkością do 13 mbps. Po wypełnieniu jednego segmentu rejestrator przełącza się na zapisywanie danych w następnym segmencie. Następnie surowe dane są odczytywane, poddawane kompresji, formatowania do standardu CCSDS (Consultative Committee for Space Data Systems) i zapisywane ponownie w celu późniejszego przesłania na Ziemię. Kasowanie jest wykonywane w obrębie jednego segmentu, gdy wszystkie zawarte w nim dane zostaną przesłane na Ziemię albo odczytane, skompresowane i zapisane w innym segmencie. Po skasowaniu segment jest gotowy do zapisania nowych danych. Oprogramowanie C&DH zapewnia kilka mechanizmów kontrolujących transmisję i zapisywanie danych w obrębie rejestratora. W rejestratorze zastosowano podział danych na różne typy pozwalający na ich kontrolowanie. Łącznie istnieje 51 rodzajów danych, w tym surowe dane naukowe z instrumentów przesyłających je  z wysoką szybkością, skompresowane dane naukowe, dane naukowe z instrumentów przesyłających je z niskimi szybkościami, oraz dane inżynieryjne. Każdy poziom kompresji definiuje inny typ danych. System zakładek realizowany przez programowanie C&DH pozwala na dostęp do danych związanych z konkretnymi działaniami na pokładzie. Zakładki są otwierane przy starcie danego działania i zamykane po jego zakończeniu. Uwzględniają też rodzaj danych. Są one substytutem używania MET do wyboru danych przeznaczonych do transmisji lub kompresji. Możliwe jest ustalenie priorytetów w transmisji poszczególnych rodzajów danych. Oprogramowanie pojazdu obsługuje zarówno kompresję stratną jak i bezstratną. Ponadto istnieje opcja odczytu surowych danych z SSR, formatowania ich do postaci pakietów CCSDS i ponownego zapisywania bez kompresji. Kompresja bezstratna może być połączona z uzyskiwaniem subklatek. Można wykonać sekwencję do 8 subklatek a następnie poddać je kompresji. Dla sensora LEISA instrumentu Ralph zastosowano specjalną metodę uzyskiwania subklatek, tzw Dark-Sky Editing. Każdy obraz z LEISA zawiera jeden wymiar przestrzenny (X) i jeden spektralny (Y). Obserwacje są wykonywane przy orientacji statku kosmicznego pozwalającej na obrót w ten sposób, że obraz obserwowanego obiektu przesuwa się w płaszczyźnie ogniskowej w tempie jednego piksela w wymiarze przestrzennym na klatkę. Dla każdej klatki wykonywana jest subklatka zestawu pikseli który z największym prawdopodobieństwem zawiera obraz obserwowanego obiektu i tylko ona jest zapisywana w SSR. Pojedyncza subklatka "spaceruje" w sekwencji obrazów z LEISA. Kierunek przesuwania z obrazu do obrazu i szybkość przesuwania pikseli pomiędzy obrazami mogą być zaprogramowane, podobnie jak wielkość subklatki.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:11
System komunikacyjny pozwala na przesyłanie danych na Ziemię i ich odbiór z Ziemi, wykonywanie pomiarów nawigacyjnych oraz przeprowadzanie eksperymentu radiowego REX. Łączność ze stacjami DSN jest możliwa zarówno w trybach obrotowej kontroli orientacji jak i w trybach kontroli trójosiowej. System ten obejmuje układ anten, sieć przełączającą transmisje radiowe, łącznik hybrydowy, dwa redundancyjne wzmacniacze (Traveling Wave Tube Amplifiers - TWTAs), dwa redundancyjne oscylatory ultrastabilne USO, oraz karty elektroniki obsługujące transmisje odbierane i wysyłane zlokalizowane w dwóch redundancyjnych modułach IEM.

W skład zestawu anten wchodzi pojedyncza antena wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA), pojedyncza antena średniego zysku (Medium Gain Antenna - MGA), oraz dwie anteny niskiego zysku (Medium Gain Antenna - MGA). W dolnej części pojazdu znajduje się pierwsza antena LGA, skierowana wzdłuż osi -Y. Posiada ona pokrycie półseryczne. Układ anten znajdują się w górnej części statku (skierowany wzdłuż osi +Y) obejmuje paraboliczną antenę HGA o średnicy 2.1 metra, paraboliczną antenę LGA o średnicy 30 cm umieszczoną przy zwierciadle wtórnym HGA, oraz drugą półsferyczną antenę LGA. HGA jest podwójnym reflektorem. Pozwala na transmisję danych z minimalną szybkością 600 bps w odległości 36 AU od Ziemi.  Maksymalna szybkość transmisji w tej odległości wynosi 1 200 bps, a podczas przelotu koło Jowisza - 38 kbps. HGA zapewnia zysk lepszy od 42 dBic przy kątach pomiędzy osią +Y i Ziemią w granicach 0.3 stopnia. Antena ta pracuje w paśmie X. Antena MGA zapewnia łączność w szerszym zakresie kątów pomiędzy osią +Y i Ziemią (do 4 stopni) oraz odbiór komend przy odległościach od Ziemi do 50 AU. Pozwala na transmisję z szybkością do 7.8 bps z odległości 50 AU. Dwie anteny LGA posiadają pola widzenia o szerokości +/-40 stopni. Pozwalały na łączność we wszystkich orientacjach przestrzennych statku na początku misji. Zapewniały łączność dwukierunkową w odległości do 1 AU od Ziemi. Ponadto były przeznaczone do użycia w czasie nagłych problemów w czasie lotu do Jowisza, do odległości 3 AU. W większych odległościach użyteczne pozostają tylko MGA i HGA.

Płyta elektroniki obsługująca transmisje odbierane  z Ziemi zapewnia zdolność odbioru komend oraz przeprowadzania konwersji sygnału dla eksperymentu REX. Odbiornik komend wykorzystuje architekturę odbiornika cyfrowego, co znacznie redukuje pobór mocy. Wcześniejsze odbiorniki zużywały około 12 W mocy, natomiast cyfrowy odbiornik New Horizons zużywa tylko 4 W. Ponieważ normalnie włączone są oba odbiorniki oszczędność wynosi 16 W. Jest to istotne ponieważ budżet mocy dla całej sondy to tylko około 200 W. Ponadto karta ta zapewnia też dekodowanie komend, demodulację sygnału używanego do nawigacyjnych pomiarów odległości do sondy, oraz demodulację sygnału śledzenia nawigacyjnego w paśmie X. Pomiary szybkości sondy na podstawie przesunięć dopplerowskich do celów nawigacyjnych charakteryzują się dokładnością lepszą od 0.1 mm/s w czasie całej misji. Pomiary odległości polegają na przesyłaniu modulowanego sygnału radiowego ze stacji DSN do sondy, gdzie jest on odbierany przez odbiornik szerokopasmowy i retransmitowany do stacji DSN. Tam sygnał jest obrabiany w celu precyzyjnego pomiary czasu jego przelotu w obu kierunkach i tym samym odległości pomiędzy Ziemią i sondą. Głównym źródłem błędu jest tutaj szum w sygnale odbieranym na sondzie. New Horizons posiada regenerowalny obwód pomiarów odległości (Regenerative Ranging Circuit - RRC) pozwalający na jego ograniczenie i zwiększenie dokładności pomiarów. Wykorzystywana jest w nim pętla stabilizująca opóźnienie (Delay-Locked Loop - DLL). Generuje ona pokładową replikę odebranego sygnału i dopasowuje sygnał pokładowy do sygnału odebranego z Ziemi w czasie. Dzięki temu sygnał retransmitowany na Ziemię jest wolny od szerokopasmowego szumu w sygnale odebranym z Ziemi, co znacznie redukuje poziom błędu pierwszego rzędu w pomiarach odległości. Dzięki temu odległości do sondy może być wyznaczona z dokładnością lepszą od 10 m w zakresie odległości od 1 do 50 AU od Ziemi. Technika ta została opracowana przez APL.

Oscylator ultrastabilny USO jest krytycznym elementem systemu komunikacyjnego, dostarczającego częstotliwości odniesienia (30 MHz) dla łącza sonda - Ziemia, Ziemia - sonda oraz eksperymentu REX. Został on opracowany przez APL na bazie doświadczeń zebranych na przestrzeni 30 lat podczas realizacji misji Mars Observer, Cassini, GRACE (Gravity Recovery and Climate Experiment) i Gravity Probe B. Sonda posiada dwa urządzenia tego typu. Każde z nich jest oscylatorem krystalicznym (Ovenized Crystal Oscillator - OCO). Stabilność sygnału w krótkim czasie, 1 s i 10 s wynosi odpowiednio 3 x 10^-13 i 2 x 10^-13, co jest istotne dla eksperymentu REX.

Płyta elektroniki obsługującej transmisje wysyłane na Ziemię jest pobudzana przez TWTA a następnie koduje dane z C&DH do postaci bloków CCSDS. Ponadto oblicza i wprowadza do transmisji sygnały nawigacyjne używane do śledzenia dopplerowskiego. Ponadto służy do wysyłania sygnałów radiolatarni okresowo określających stan sondy w czasie hibernacji. Układy TWTA wzmacniają sygnał przeznaczony do wysłania na Ziemię. Łącznik hybrydowy łączy wyjście TWTA pobudzające transmisję oraz wejście RF TWTA. Pozwala to na przyłączenie obu TWTA do obu płyt transmisji sonda - Ziemia. Sygnał wyjściowy z TWTA jest następnie przenoszony do anteny przez przełącznik RF. Siec przełączająca transmisje umożliwia na jednoczesną transie przez HGA sygnałów z obu TWTA, jeśli pozwala na to poziom zasilania. Wtedy też jeden z sygnałów jest spolaryzowany kołowo prawo a drugi - kołowo lewo. DSN może odbierać oba sygnały i łączyć je w celu poprawienia współczynnika sygnału do szumu i tym samym zwiększenia szybkości transmisji danych 1.9 razy w stosunku do użycia pojedynczego TWTA. System transmisji danych pozwoli na przesłanie całego zestawu danych z przelotu koło Plutona (5 gigabitów po kompresji) teoretycznie w czasie 178 dni, jeśli dostępne będzie codzienne okno komunikacyjne trwające 8 godzin na antenach DNS o średnicy 70 metrów. Jeśli poziom zasilania pozwoli na używanie dwóch wzmacniaczy okres ten teoretycznie może zostać skrócony do około 88 dni.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:12
W skład systemu zasilania wchodzi generator radioizotopowy zaprojektowany dla różnorodnych misji (General Purpose Heat Source Radioisotope Thermoelectric Generator - GPHS-RTG); regulator przepływu (Shunt Regulator Unit - SRU); jednostka dystrybucji zasilania (Power Distribution Unit - PDU); oraz jednostka diod systemu napędowego (Propulsion Diode Box - PDB). Pojazd nie posiada baterii.

Generator RTG został dostarczony przez Departament Energii USA (U.S. Department of Energy), w jego przygotowaniu brała też udział firma Lockheed Martin. Jest najnowszym generatorem z serii RTG o podobnej konstrukcji stosowanych od końca lat 80-tych. Jest on prawie identyczny z generatorami sondy Cassini, różni się od nich głównie parametrami paliwa. Dostarczy on około 200 W mocy (najprawdopodobniej 202 W) podczas spotkania z Plutonem w 2015 roku (po starcie dostarczał 240 W). Moc generatora spada o około 3.5 wata na rok. Generator przetwarza na elektryczność ciepło powstające podczas rozpadu promieniotwórczego plutonu-238 w postaci tlenku plutonu (PuO2). Do konwersji ciepła na elektryczność służą obwody termoelektryczne SiGe. Zapas tlenku plutonu to około 11 kg. Jest on złożony z 72 indywidualnych kul PuO2. Każda kula jest zamknięta w okładzinie z irydu. Są one połączone po cztery w moduły paliwowe. Generator zawiera łącznie 18 takich modułów.

SRU stanowi interfejs przesyłu energii z RTG. Reguluje on napięcie w sieli elektrycznej pojazdu na 30 V. Nadmiarowy woltaż z RTG przesyła do zewnętrznych elementów usuwających napięcie lub do wewnętrznych grzejników elektrycznych gdy jest to potrzebne. Ponadto zawiera też kondensator 33.6 mF pozwalający na krótkotrwałe gromadzenie ładunku używanego np. podczas wyrównywania skoków energii produkowane przez RTG  czy podczas nagłych problemów w systemie zasilania. Dodatkową ochronę przed skokami napięcia z RTG zapewniają szybkie bezpieczniki elektroniczne.

Jednostka PDU zawiera jednoczęściowe przełączniki zasilania oraz elementy monitorujące sieć elektryczną. Są one w pełni redundancyjne. Ponadto pozwala na sprzętową ochronę przed błędami. Jest ona połączona z modułami IEM poprzez redundancyjne interfejsy 1553 z redundancyjnymi łączami seryjnymi UART (Universal Asynchronous Receiver/Transmitter) pozwalającymi na przesyłanie krytycznych komend i danych telemetrycznych. Ponadto PDU zawiera przekaźniki danych na temat konfiguracji statku, interfejsy z sensorami Słońca oraz elementy mierzące napięcia, woltaże i temperatury w systemie zasilania. Przekaźniki konfiguracji pozwalają na nieulotne gromadzenie informacji na temat aktualnej konfiguracji statku. Są używane przez system zabezpieczający przed błędami w przypadku wystąpienia konkretnych anomalii, np. przejściowej utraty zasilania lub automatycznego przełączenia na zapasową jednostkę C&DH. Gwarantują zachowanie krytycznych informacji na pokładzie.

Jednostka PDB jest interfejsem zasilania pomiędzy PDU a silnikami systemu napędowego, zaworami zamykającymi i grzejnikami katalizatorów silników.

Pobór mocy zależy od działań wykonywanych przez statek. Jest on najmniejszy w czasie lotu międzyplanetarnego, gdy większość instrumentów i część systemów (np. transmiter i IMU) są wyłączone. Po przelocie koło Plutona dane będą transmitowane  w trybie stabilizacji obrotowej. Normalnie pracować będzie tylko jeden wzmacniacz TWTA. Zastawanie drugiego wzmacniacza w celu zwiększenia szybkości transmisji danych będzie wymagało zastosowania trybu pasywnej stabilizacji obrotowej. W trybie tym część elementów (np grzejniki katalizatorów silników) może zostać wyłączonych, dostarczając dodatkowych 31W mocy dla systemu komunikacyjnego. W czasie obserwacji naukowych, gdy statek jest stabilizowany trójosiowo normalnie w danej chwili używany jest tylko jeden instrument wykonujący konkretną obserwację, co ogranicza pobór mocy. W obu trybach bezpiecznych (pozycjonowania na Ziemię i na Słońce) grzejniki katalizatorów muszą być włączone, co zwiększa pobór mocy.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:12
Sonda posiada autonomiczny system chroniący przed błędami wykorzystujący podwojenie systemów. W przypadku wykrycia anomalii dany elementem jest automatycznie przełączany na zapasowy. Zwiększa do szanse na wykonanie starannie zaplanowanych obserwacji w odpowiednim czasie podczas przelotu koło Plutona. Szereg tych funkcji jest związanych z PDU. Monitoruje on przesył danych w obrębie C&DH i automatycznie przełącza pojazd na zapasową jednostkę C&DH, gdy wykryje zaprzestanie normalnej pracy procesora C&DH dla konkretnego systemu który kontroluje. Większość innych funkcji wykonuje oprogramowanie wykonywane przez procesor C&DH, będące nadrzędnym składnikiem systemu autonomii pojazdu. Analizuje ono dane telemetryczne w czasie rzeczywistym. Na tej podstawie może wykonać jedno lub kilka działań, takich jak: wykonanie serii komend korygujących wykrytą anomalię; wysłanie na Ziemię sygnału radiolatarni informującej o konieczności podjęcia działań przez kontrolerów; lub wprowadzenie statku w jeden z dwóch trybów bezpiecznych w przypadku wystąpienia krytycznej awarii.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:13
System kontroli temperatury pozwala na zbalansowanie utraty ciepła przez izolację, otwory wejściowe instrumentów i silniki oraz emisji ciepła przez RTG i system elektryczny w celu zachowania odpowiedniej temperatury wewnętrznej statku. Do konstrukcji pojazdu nie przenika nadmiar ciepła z RTG dzięki zastosowaniu koło niego osłony przeciwcieplnej. Konstrukcja statku stanowi rodzaj termosu. W czasie misji temperatura we wnętrzu statku wahał się w granicach od +40°C (po starcie, gdy górny panel sondy był zwrócony w stronę Słońca w odległości 1AU) od około +20°C. Wszystkie elementy systemu napędowego, w tym moduły silników są termicznie połączone z korpusem statku i utrzymywane w cieple dzięki kontaktowi z ciepłymi powierzchniami jego struktury. Temperatura instrumentów jest kontrolowana dzięki przewodzeniu ciepła ze struktury statku. Tylko HGA i szperacze gwiazd są termicznie izolowane od korpusu statku. Zewnętrze powierzchnie pojazdu są pokryte izolacją wielowarstwową. Do nagrzewania jego wnętrza używane jest odpadowe ciepło z elektroniki oraz około 15 W odpadowego ciepła z RTG. W początkowej fazie misji usuwanie nadmiaru ciepła z wnętrza było wykonywane poprzez otrawcie żaluzji, gdy temperatura wewnętrzna przekraczała +25°C. Zapobiegało to przegrzaniu komponentów wewnętrznych. Okresy takie występowały gdy duża emisja ciepła z elektroniki następowała w czasie gdy orientacja przestrzenna pojazdu powodowała przyjmowanie dużych ilości ciepła ze Słońca. Żaluzje znajdują się w czterech zestawach na dolnym panelu sondy. Sonda posiada też grzejniki elektryczne. Są one kontrolowane nie przez pomiary temperatur, ale przez pomiary całkowitego poziomu mocy używanej przez systemy pojazdu. Pozwala na to konfiguracja termosu, w której większość ciepła we wnętrzu pojazdu pochodzi z odpadowej emisji elektroniki. Połączenie funkcji kontroli temperatury i zasilania uprościło konstrukcję całego systemu. Oprogramowanie kontrolujące grzejniki monitoruje całkowity poziom mocy rozpraszanej w postaci ciepła w systemach sondy poprzez dodawanie mocy poszczególnych włączonych w danym czasie systemów i włącza lub wyłącza odpowiedniej grzejniki w celu zachowania go na zaprogramowanym poziomie. W centralnej części pojazdu umieszczono grzejniki o mocach 2.5 W, 5 W, 10 W i 20 W. Ich rozmieszczenie jest mniej istotne od całkowitej mocy dostarczanego ciepła. Ponieważ niektóre systemy, takie jak TWTA i katalizatory silników nie rozpraszają całego ciepła do wnętra sondy, oprogramowanie kontrolujące grzejniki uwzględnia tylko część produkowanego przez nie ciepła. Ponadto pojazd posiada dwa radiatory umieszczone na panelu dolnym, dwa osobne radiatory dla systemu komunikacyjnego na panelu górnym, oraz radiator dla instrumentu LORRI na panelu dolnym. Nie posiadają one rur odprowadzających ciepło, działają na zasadzie przewodnictwa cieplnego.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:14
WYPOSAŻENIE
W skład instrumentów naukowych pojazdu wchodzą:
- system obrazujący w zakresie światła widzialnego i podczerwieni Ralph (nazwa pochodzi od postaci z serialu komediowego The Honeymooners z lat 50-tych);
- spektrometr ultrafioletu Alice (nazwa pochodzi od postaci z The Honeymooners);
-  system obrazujący dalekiego zasięgu (Long Range Reconnaisance Imager - LORRI);
- instrument do badań wiatru słonecznego wokół Plutona (Solar Wind Around Pluto - SWAP);
- spektrometr cząstek energetycznych występujących w okolicach Plutona (Pluto Energetic Particle Spectrometer Investigation - PEPSSI);
- studencki licznik pyłu (Student Dust Counter - SDC).

Ponadto sonda wykona eksperyment radiowy (Radio Exploration Experiment - REX). Całkowita masa instrumentów naukowych wynosi 31 kg, a ich pobór mocy - 21W.

Na sondzie umieszczono też amerykańską flagę, płytę CD z 434 738 nazwiskami osób którzy wpisali się w Internecie, fragment pojazdu SpaceShipOne oraz pojemnik z prochami odkrywcy Plutona, Clyde Tombaugha.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:18
Ralph
System obrazujący w zakresie światła widzialnego i podczerwieni Ralph jest głównym systemem obrazującym sondy New Horizons, pozwalającym też na spektrometrię obrazującą. Do celów instrumentu w obszarze obrazowania w świetle widzialnym należą: wykonanie monochromatycznych map Plutona i Charona obejmujących całe półkule z maksymalną rozdzielczością 0.5 km na piksel; wykonanie map multispektralnych w 4 zakresach obejmujących całe półkule Plutona i Charona z rozdzielczością lepszą od 5 km na piksel; wykonanie poszukiwań i ewentualne zmapowanie występowania mgieł w atmosferze Plutona z rozdzielczością pionową <5 km; wykonanie monochromatycznych mozaik wysokiej rozdzielczości obejmujących obszar w okolicach terminatora; wykonanie obserwacji Plutona, Charona oraz księżyców Nix i Hydra w szerokim zakresie kątów fazowych; uzyskanie obrazów stereoskopowych Plutona i Charona; uściślenie parametrów orbit oraz promieni i objętości Plutona i Charona; wykonanie poszukiwań pierścieni pyłowych; oraz wykonanie poszukiwań nieznanych księżyców. Do celów obserwacji w podczerwieni zaliczają się: wykonanie map spektralnych całych półkul Plutona i Charona z rozdzielczością lepszą od 10 km na piksel; zmapowanie występowania N2, CO i CH4 na całych półkulach z rozdzielczością lepszą od 10 km na piksel; wykonanie mapowania temperatur powierzchni Plutona i Charona na podstawie albedo w zakresie linii lodów H2O, CH4 i N2; oraz wykonanie map spektralnych Plutona i Charona przy różnych kątach fazowych. Dla nowo odkrytych księżyców Nix i Hydra możliwe będzie uzyskanie zarówno obrazów monochromatycznych i multispektralnych jak i obserwacji w podczerwieni.

Instrument pozwoli na scharakteryzowanie geologii, geomorfologii, właściwości albedo i składu chemicznego powierzchni Plutona, Charona i innych jego księżyców; określenie topografii tych ciał, scharakteryzowanie atmosfery oraz uściślenie ich parametrów fizycznych. Obrazowanie multispektralne pozwoli na scharakteryzowanie typów struktur występujących powierzchni, określenie historii kraterowania, oszacowanie zmienności przestrzennej powierzchni, oraz na określenie wpływu sezonowego transportu substancji lotnych na wygładzanie reliefu powierzchni. W ten sposób zrewolucjonizuje poglądy na temat pochodzenia i ewolucji układu Pluton - Charon. Mapowanie w podczerwieni w połączeniu z obrazowaniem multispektralnym pozwoli na określenie rozmieszczenia powierzchni głównych substancji (CH4, N2 i CO), wykonanie poszukiwań obszarów pokrytych czystymi lodami tych związków oraz zawierających ich mieszaniny, określenie efektów sezonowego transportu substancji lotnych, wykonanie poszukiwań bardziej złożonych związków chemicznych w obrębie wybranych fragmentów powierzchni, oraz wyszukanie związków pomiędzy budową geologiczną a składem chemicznym różnych obszarów. Znacznie zwiększy to poziom zrozumienia procesów fizycznych i chemicznych zachodzących na obiektach lodowych oraz procesów zachodzących w zewnętrznej części Układu Słonecznego w okresie jego formowania się. Obok badań powierzchni obserwacje kraterów lub odsłonięć innego typu dadzą wgląd w budowę skorupy.

Instrument Ralph został umieszczony na jednej ze ścian bocznych sondy New Horizons, koło instrumentu Alice. Urządzenie zostało zaprojektowane w 1993 r na potrzeby misji PFF (Pluto Fast Flyby) w ramach programu NASA Advanced Technology Insertion (ATI). W tym czasie wchodziło w skład pakietu HIPPS (Highly Integrated Pluto Payload System) wraz ze spektrometrem Alice. W czasie planowania misji New Horizons HIPPS został przekształcony w pakiet PERSI (Pluto Exploration Remote Sensing Instrument). Następnie Ralph został przekształcony w osobny instrument. Pozwoliło to osobne zoptymalizowane optyki obu urządzeń dla zakresu ultrafioletu oraz podczerwieni i światła widzialnego. Zmniejszyło też zanieczyszczenie ścieżki optycznej Alice.

W skład instrumentu funkcjonalnie wchodzą dwa kanały: multispektralna kamera obrazująca światła widzialnego (Multispectral Visible Imaging Camera - MVIC); oraz macierz do obrazowania spektralnego z etalonem liniowym (Linear Etalon Imaging Spectral Array - LEISA). Światło do obu podzespołów jest dostarczane przez pojedynczy teleskop. System uzupełnia zestaw elektroniki. Instrumenty oparte na koncepcji LEISA zostały wcześniej zastosowane na satelitach do testów inżynieryjnych i badań Ziemi - Lewis i EO-1 (Earth Observing Mission 1). Lewis wszedł w atmosferę zanim jego instrumenty rozpoczęły zbieranie danych, ale instrument LAC (LEISA Atmospheric Corrector) na EO-1 dostarczyła użytecznych danych. MVIC został zastosowany po raz pierwszy.

Fizycznie urządzenie składa się z dwóch pakietów - układu teleskopu i detektorów (Telescope and Detector Assembly - TDA) i jednostki elektroniki (Electronics Box - EB). Oba elementy są połączone w jedną jednostkę. TDA zawiera teleskop, przegrodę, płaszczyzny ogniskowej MVIC i LEISA, dwustopniowy bierny radiator chłodzący układy płaszczyzn ogniskowej oraz układ oświetlający detektory światłem słonecznym (Solar Illumination Assembly - SIA) służący do uzyskiwania flatfieldów. Otwór wejściowy teleskopu był choriony jednorazowo otwieraną klapa chroniącą przed zanieczyszczeniami w czasie prac naziemnych i startu oraz intensywnym promieniowaniem słonecznym na początku misji. Została otwarta gdy pojazd znajdował się w odległości 2.3 AU od Słońca. Ponownie nie może być zamknięta. TDA jest przymocowany do powierzchni statku za pomocą tytanowych łączników. Jego temperatura w czasie lotu wynosi ok. 220 K. Jednostka elektroniki EB znajduje się pod TDA i jest bezpośrednio przymocowana do powierzchni statku. Jej temperatura w czasie misji wynosi ok. 290 K. Niska temperatura TDA minimalizuje przenoszenie ciepła do płaszczyzn ogniskowej na drodze przewodnictwa i promieniowania. Pozwala to na zminimalizowanie szumu tła w części zakresu spektralnego LEISA przy falach dłuższych. Stopień wewnętrzny radiatora chodzi detektor LEISA do temperatury niższej od 130 K. Zewnętrzny pierścień radiatora pozwala na ochłodzenie detektorów MVIC do 175 K oraz na zmniejszenie temperatury osłony LEISA do 190 K. System Ralph jest bardzo wrażliwy - może pracować przy poziomach oświetlenia 1 000 razy mniejszych niż oświetlenie słoneczne na Ziemi i 400 razy mniejszymi niż na Marsie. Masa instrumentu wynosi 10.67 kg a średni pobór mocy - 6.74 W( szczytowy 7.1 W).
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:19
Światło do obu kanałów jest wprowadzane przez anastygmatyczny teleskop pozaosiowy. Jest on zbudowany z trzech zwierciadeł. Wszystkie jego elementy, w tym zwierciadła wykonano ze stopu aluminium 6061-T6. Jego struktura mechaniczna (w tym elementy podpierające optykę), za wyjątkiem otwieranej pokrywy ochronnej została wykonana z pojedynczego bloku aluminium. Dzięki temu cały zestaw jest lekki i nie wrażliwy na zmiany objętości pod wpływem zmian temperatury. Otwór wejściowy ma średnicę 75 mm. Został wyposażony w przegrodę usuwającą zabłąkane światło. Zapewniło to wysoką czułość niezbędną do fotografowania Plutona przy minimalnej masie i wielkości instrumentu. Pole widzenia teleskopu ma wymiary 5.7 x 1.0 stopnia. Jest rzutowane na płaszczyzny ogniskowych obu kanałów. Efektywna długość ogniskowej wynosi 657.5 mm, f /8.7 co pozwoliło na osiągnięcie dobrego kompromisu pomiędzy przepustowością fotometryczną a stabilnością ustawienia elementów instrumentu względem siebie. Asferyczne zwierciadła zostały oszlifowane diamentowo. Stopień nierówności ich powierzchni wynosi 6.0 nm. Światło rozproszone wewnątrz instrumentu zostało wyeliminowane poprzez zastosowanie przegród pomiędzy zwierciadłem wtórnym i trzeciorzędowym oraz blokady Lyota za otworem wyjściowym za zwierciadłem trzeciorzędowym. Dychromiczny rozdzielacz wiązek przepuszcza światło z teleskopu o długości fali większej od 1.1 μm dzięki czemu trafia ono na płaszczyznę ogniskowej kanału LEISA. Krótsze długości fal są natomiast odbijane na płaszczyznę ogniskowej kanału MVIC.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:20
Płaszczyzna ogniskowej kanału MVIC jest złożona z 7 niezależnych detektorów CCD znajdujących się na wspólnym substracie. Zostały one wykonane na zamówienie przez firmę E2V Corp z Chelmsford w Anglii. Znajdują się na powierzchni pozwalającej na odprowadzanie ciepła, pod układem filtrów. Dwa detektory o całkowitym rozmiarze 5024 x 32 piksele (powierzchnia aktywna na wymiary 5000 x 32 piksele) pracują w trybie opóźnienia integracji w czasie (Time Delay Integration - TDI) wytwarzając obrazy monochromatyczne  w zakresie 400 - 975 nm. 4 dalsze, identyczne detektory o wymiarach 5024 x 32 piksele, również pracujące w trybie TDI zostały wyposażone w filtry spektralne. Pozwala to na uzyskiwanie obrazów w 4 zakresach spektralnych - w obszarze światła niebieskiego (400 - 550 nm), czerwonego (540 - 700 nm), bliskiej podczerwieni (780 - 975 nm) oraz pasma absorpcyjnego metanu (860 - 910 nm).

Filtry tworzą pojedynczy 5-segmentowy element położony w odległości 700 mikronów od płaszczyzny detektorów. Zostały dostarczone przez firmę Barr Associates z Chelmsford w Maryland. 4 segmenty filtra pozwalają na obrazowanie mutispelktarlne. Segment piąty jest filtrem czystym i pokrywa detektory monochromatyczne.

W czasie obrazowania starek kosmiczny wykonuje skanowanie polem widzenia wzdłuż powierzchni. Tryb TDI polega na synchronizacji tempa transferu ładunku z każdego detektora CCD (zachodzącego równolegle we wszystkich detektorach) z relatywnym ruchem obrazu na płaszczyźnie detektora. Każda linijka obrazu jest odczytywany w czasie w którym obraz przesuwa się o jeden piksel na detektorze. Pozwala to na wydłużenie czasu naświetlania, bez konieczności utrzymywania fotografowanego obiektu w tym samym miejscu pola widzenia kamery. Tak więc obraz zarejestrowany przez linię nr 1 jest przenoszone do linii nr 2 a w tym samym momencie fotografowany cel przesuwa się o tyle, że obraz wcześniej oświetlający linię nr 1 teraz oświetla linię nr 2. Efektywny czas integracji jest dzięki temu większy 32 razy od czasu transferu każdej linijki. Pozwala to na zwiększenie współczynnika sygnału do szumu i skrócenie czasu uzyskiwania obrazu. Skanowanie takie pozwala na uzyskanie obrazu o bardzo dużym formacie gdy statek kosmiczny powoli przesuwa pole widzenia instrumentu wzdłuż obserwowanej powierzchni. Nie wymaga to wielokrotnego pozycjonowana pojazdu, co jest konieczne podczas uzyskiwania mozaik klasycznych obrazów typu klatka. Typowe tempo skanowania wynosi 1600 μrad/s dla detektorów monochromatycznych i 1000 μrad/s dla detektorów pasm spektralnych. Odpowiada to czasom integracji odpowiednio 0.4 i 0.6 s.

Detektory monochromatyczne pozwolą na uzyskanie obrazów powierzchni Plutona i Charona o rozdzielczości 1 km na piksel lub lepszej. Statyczne pole widzenia każdego detektora trybu TDI ma wymiary 5.7 x 0.037 stopnia. Linijka obrazu składa się z 5000 pikseli, co pozwala na uzyskanie obrazu całej półkuli Plutona (o średnicy 2300 km) w czasie jednego skanu. Wymaga to linijki o długości 4600 pikseli. 400 dodatkowych pikseli pozwala na skompensowanie niedokładności w pozycjonowaniu statku oraz dryfu w trakcie skanowania. Ponadto w każdym detektorze zastosowano 24 zasłonięte piksele (12 na każdym końcu detektora) będące pikselami odniesienia. Rozdzielczość kątowa w przypadku każdego detektora wynosi 20 x 20 μrad. Pojedynczy piksel ma fizyczne wymiary 13 x 13 μm.

MVIC posiada ponadto dodatkowy klasyczny detektor CCD typu klatka - transfer o wymiarach całkowitych 5024 x 264 pikseli umieszczony na osobnym substracie, pod czystym segmentem układu filtrów. Pozwala on na wykonywanie obrazów monochromatycznych. Jego głównym zadaniem jest dostarczenie danych używanych do nawigacji optycznej. Umożliwia on rejestrowanie gwiazd o jasności do 10 mag ze współczynnikiem sygnału do szumu rzędu 7 przy ekspozycji trwającej 0.25 s. Powierzchnia aktywna ma wymiary 5024 x 128 pikseli. Pozostała część w wymiarach 5024 x 136 pikseli służy do przechowywania obrazu. Dodatkowe 9 linijek w powierzchni aktywnej pozwala na zredukowanie pułapkowania ładunku. Ponadto podobnie jak w detektora TDI zastosowano 24 zasłonięte piksele odniesienia. Pole widzenia tego detektora ma wymiary 5.7 x 0.15 stopnia.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:21
Kanał LEISA pozwala na obrazowanie spektralne w zakresie podczerwieni krótkofalowej (Short Wave Infrared - SWIR) 1.25 - 2.5 nm, istotnym dla mapowania składu chemicznego powierzchni. Pole widzenia ma wymiary 0.9 x 0.9 stopnia. Dostarcza on obrazu obserwowanego obiektu poprzez etalon będący filtrem w którym przepuszczana długość fali zmienia się wzdłuż długiego wymiaru (Linear Variable Filter - LVF). Jest on umieszczony na nośniku zainstalowanym w odległości 100 μm od detektora. Sam detektor ma postać powierzchni czułej na podczerwień PICNIC wykonanej z HgCdTe. 

Detektor został dostarczony prze firmę Rockwell Scientific Corporation (obecnie Teledyne) z Camarillo w Kalifornii.  Ma on wymiary 256 x 256 pikseli. Pojedynczy piksel ma wymiary 40 x 40 μm, co kątowo odpowiada 60.83 x 60.83 μrad. Zastosowany detektor jest oparty na detektorze kamery NICMOS (Near Infrared Camera and Multi-Object Spectrometer) Telskopu Hubblea. W stosunku do standardowych detektorów PICNIC zastosowano modyfikacje. Warstwa HgCdTe została wytworzona na substracie CdTe z zastosowaniem techniki MBE (Molecular Beam Epitaxy). Pozwoliło to na uzyskanie niskiego poziomu prądu ciemnego. Detektor taki został przyłączony do standardowego multipleksera PICNIC, a zestaw ten został umieszczony na podkładzie z molibdenu. Montaż taki ograniczył naprężenia mechaniczne powstające podczas ochładzania detektora do temperatury operacyjnej za pomocą radioatora. Zestaw może pozostawać w dobrym stanie przez co najmniej 1000 cykli ochładzania. Interfejs elektryczny z detektorem jest utworzony przez dwa kable taśmowe i wielowarstwową płytę elektroniki zbudowaną jako pojedynczy element.

Filtr LVS został dostarczony przez JDSU Uniphase/Optical Coating Laboratories Inc. z Santa Rosa w Kalifornii. Przepuszcza różne długości fali, zmieniające się wzdłuż jednego kierunku będącego kierunkiem skanowania. Sprawia on, że każda kolumna detektora jest czuła tylko na wąski zakres długości fal. Filtr ten działa więc jak zestaw 256 filtrów wąskopasmowych. Obraz spektralny jest wytwarzany poprzez skanowanie pola widzenia wzdłuż powierzchni w trybie Pushbroom. Umożliwia to obrót statku kosmicznego względem obrazowanej powierzchni. Częstotliwość odczytywania klatki jest zsynchronizowana z tempem skanowania tak, że klatka jest odczytywana za każdym razem gdy obraz przesunie się o jeden piksel doraźnego pola widzenia. W przeciwieństwie do techniki TDI obraz jest odczytywany linia po linii i poziom sygnału nie wzrasta po każdym interwale spektralnym. Tempo skanowania wynosi 120 μrad/s dla częstotliwości odczytywania klatki 2 Hz. Dokładność synchronizacji jest ograniczona przez dokładność pomiarów tempa obrotu statku wynoszącą 2.5 μrad/s. Przy nominalnym tempie rotacji odpowiada to błędowi 2% na piksel na klatkę.

Filtr jest złożony z dwóch części połączony w pojedynczy element. Pierwsza pozwala na obrazowanie w zakresie 1.25 - 2.5 mikronów z mocą rozdzielczości spektralnej 240. Pozwala na uzyskiwanie map składu chemicznego powierzchni. Drugi segment pokrywa zakres 2.1 - 2.25 mikrona z mocą rozdzielczości spektralnej 560. Pozwala on zarówno na mapowanie składu powierzchni jak i jej temperatury poprzez pomiary kształtu spektralnego linii lodu N2 (2.15 μm). Metoda ta jest szczególnie przydatna dla okolic temperatury 35 K, gdzie lód azotowy przechodzi z fazy alfa w beta. 35 K jest bliskie szacowanej temperaturze powierzchni Plutona w czasie przelotu. Dokładność pomiarów temperatury jest uzależniona od całkowitej kalibracji radiometrycznej. Jest jednak ograniczona dokładnością kalibracji odpowiedzi na poszczególne długości fal. Szacuje się, że dokładność pomiarów wyniesie +/-2 K przy rozdzielczości 60 km. Na Plutonie dodatkowych danych na temat temperatury dostarczy kształt linii lodu CH4. Na Charonie linia N2 nie jest spodziewana, ale temperatura będzie mogła zostać wyprowadzona z kształtu linii lodu wodnego. W obu połowach filtra moc rozdzielczości spektralnej jest stała. Osiągnięto to poprzez zastosowanie rozmieszczenia przepuszczanych długości fal zależnego logarytmicznie od pozycji na filtrze.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:22
Układ oświetlający detektory światłem słonecznym podczas uzyskiwania flatfildów SIA jest drugim portem wejściowym, ustawionym zgodnie z osią anteny HGA, pod kątem 90 stopni w stosunku do otworu wejściowego teleskopu. Pozwala on na oświetlenie detektorów zarówno MVIC jak i LEISA rozmytym światłem. W praktyce oświetla cały detektor LEISA oraz linijkę 3000 pikseli każdego detektora MVIC w sposób pozwalający na oszacowanie stabilności odpowiedzi poszczególnych pikseli w czasie misji. SIA składa się z małej soczewki wykonanej ze spiekanego krzemu (średnica 4 mm, długość ogniskowej 10 mm) rzutującej obraz Słońca na koniec wejściowy włókna światłowodowego o średnicy 125 μm. Koniec wyjściowy włókna oświetla parę soczewek umieszczonych bezpośrednio pod blokada Lyota (otworem wyjściowym teleskopu), około 10 cm przed oboma płaszczyznami ogniskowej. W czasie wykonywania flatfieldów pojazd jest orientowany tak, że soczewka może obrazować Słońca na końcu światłowodu. W okolicach Plutona średnica obrazu tarczy Słońca na końcu włókna wyniesie około 50 μm. Jest znacznie większy od obrazu uzyskiwanego przy ograniczonej dyfrakcji z powodu  aberracji chromatycznej układu złożonego z pojedynczej soczewki. Światłowód ma długość około 10 cm. Znajduje się w tubie wykonanej ze stali nierdzewnej. Jego przepuszczalność jest większa od 50% w całym zakresie spektralnym 0.4 -  2.5 μm. Ponadto SIA posiada drugie włókno, ograniczające intensywność światła o czynnik ok. 40. Było ono używane w mniejszej odległości od Słońca, np,. podczas przelotu koło Jowisza.

SIA jest ustawiony równolegle do kanału SOC instrumentu Alice. Poza uzyskiwaniem flatfieldów może więc zostać użyty do obserwacji zasłonięcia Słońca przez krawędź tarczy Plutona. W trybie tym instrument może zarejestrować spektrum absorpcji światła słonecznego przez atmosferę w funkcji wysokości, gdy Słońce chowa się za tarczę lub zza niej wychodzi. Dzięki temu może uzyskać pionowy profil spektralny atmosfery. W ceku zwiększenia czułości dla obserwacji rozrzedzonej atmosfery Plutona podczas obserwacji tego typu spektrogramy z każdej linijki detektora LEISA mogą być zsumowane w jeden spektrogram.

Elektronika instrumentu Ralph składa się z trzech płyt: elektroniki detektorów (Detector Electronics - DE); elektroniki zarządzania komendami i danymi (Command and Data Handling Electronics - C&DH); oraz zasilacza niskiego napięcia (Low Voltage Power Supply - LVPS). Są one umieszczone w jednostce EB przymocowanej do powierzchni statku. Pracują w temperaturze równiej temperaturze powierzchni statku, zbliżonej do temperatury pokojowej. Elektronika DE dostarcza napięcia na detektory, stanowi źródło czasu dla nich, a także wzmacnia pochodzące  z nich sygnały i dokonuje ich konwersji analogowo - cyfrowej. Dane naukowe są ucyfrawiane do 12 bitów na piksel. C&DH wykonuje komendy, przeprowadza konwersję analogowo - cyfrową danych inżynieryjnych oraz dostarcza interfejsu zarówno dla danych inżynieryjnych przesyłanych z niskimi szybkościami jak i danych naukowych przesyłanych z szybkościami wysokimi. LVPS przekształca napięcie 30 V ze statku kosmicznego na woltaże wtórne używane przez poszczególne komponenty instrumentu.

Z powodu długiego okresu trwania misji niezawodność instrumentu musiała być bardzo duża zwłaszcza, że jest on jednym z głównych elementów ładunku naukowego, pozwalającym na zrealizowanie wszystkich trzech celów naukowych grupy 1 całej misji. Dlatego też prawie wszystkie elementy elektroniczne są podwojone. Jednymi elementami pojedynczymi są: przełącznik określający czy zasilana jest grupa A czy B elementów elektronicznych; detektory w obu kanałach, oraz interfejs ze statkiem kosmicznym. Interfejs ze statkiem składa się jednak  z dwóch identycznych obwodów, a każdy z nich może działać niezależnie. Dla MVIC ryzyko pojedynczej awarii sprawiającej że stanie się nieprzydatny zostało zminimalizowanie poprzez połączenie sześciu detektorów CD TDI w dwie grupy, z których każda zwiera dwa detektory spektralne i jeden monochromatyczny. Pierwsza grupa zwiera detektor pod filtrem monochromatycznym oraz filtrem światła czerwonego i pasma metanu. Grupa druga zwiera drugi detektor monochromatyczny oraz detektor światła niebieskiego i bliskiej podczerwieni. Jeśli jedna z grup ulegnie awarii druga może wykonać podstawowe cele naukowe dzięki możliwości obrazowania monochromatycznego i w dwóch pasmach spektralnych. LEISA ma natomiast cztery wyjścia odpowiadające kwadratowym fragmentom detektora o wymiarach 128 x 128 piksele. Jeśli jeden z tych kwadratów ulegnie awarii inne mogą wykonać pomiary pozwalające na uzyskanie zakładanych celów naukowych. Ponadto spełnienie celów jest możliwe w przypadku czterech sposobów awarii dwóch kwadratów (łącznie jest sześć sposobów awarii tego typu). Pozostałe dwa kwadraty nadal pozwalają wtedy na pomiary w całym zakresie spektralnym.

Podsystem MVIC instrumentu został zaprojektowany przez Southwest Research Institute (SwRI), a podsystem LEISA - przez Centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Space Filight Center - GSFC). Głównym partnerem przemysłowym była firma Ball Aerospace and Technologies Corp. z Boulder w Kolorado.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:23
Alice
Spektrometr ultrafioletu Alice jest spektrometrem obrazującym służącym do badań struktury i składu atmosfery Plutona. Do celów naukowych instrumentu zaliczają się: uzyskanie profili ciśnienia i temperatury w górnej części atmosfery Plutona; określenie temperatury atmosfery i jej gradientu pionowego (z dokładnością ok. 10% i rozdzielczością pionową ok. 100 km przy gęstości atmosfery większej od 10^9 cząsteczek na centymetr sześcienny); Wykonanie poszukiwań mgieł w atmosferze z rozdzielczością pionową <5 km; określenie stężenia molowego N2, CO, CH4 i Ar w górnej atmosferze; nałożenie ograniczeń na tempo utraty gazu atmosferycznego na podstawie struktury górnej atmosfery; wykonanie poszukiwań substancji występujących w małej koncentracji w atmosferze; określenie jasności emisji atmosfery w ultrafiolecie; oraz  wykonanie poszukiwań szczątkowej atmosfery Charona. Ponadto instrument wykona pomiary odbijalności powierzchni Plutona, Charona oraz księżych Nix i Hydra w ultrafiolecie. W trakcie misji rozszerzonej wykona poszukiwania atmosfer wokół obiektów KBO.

Instrument Alice został zainstalowany na bocznej powierzchni sondy New Horizons, blisko instrumentu Raplh. Jest on spektrometrem obrazującym typu okręgu Rowlanda. Urządzenie pozwala na prowadzenie badań spektrometrycznych i obrazowania w zakresie ultrafioletu ekstremalnego i dalekiego (520 - 1870 Å, czyli 52 - 180 nm). Rozdzielczość kątowa wynosi 5 mrad na piksel detektora w kierunku przestrzennym. Rozdzielczość spektralna wynosi 1.8 Å na piksel w kierunku spektralnym. Urządzenie charakteryzuje się małą masą (4.4 kg) i poborem mocy (4.4 W).

Instrument ten został zaprojektowany w 1993r na potrzeby misji PFF (Pluto Fast Flyby) w ramach programu NASA Advanced Technology Insertion (ATI). W tym czasie wchodził w skład pakietu HIPPS (Highly Integrated Pluto Payload System) wraz z systemem Raplh. W czasie planowania misji New Horizons HIPPS został przekształcony w pakiet PERSI (Pluto Exploration Remote Sensing Instrument). Następnie Alice został przekształcony w osobny instrument. Pozwoliło to osobne zoptymalizowane optyki obu urządzeń dla zakresu ultrafioletu oraz podczerwieni i światła widzialnego. Zmniejszyło też zanieczyszczenie ścieżki optycznej Alice. Wcześniejsza wersja Alice została zastosowana na sondzie Rosetta. W stosunku do tego instrumentu Alice New Horizons różni się nieznacznie zakresem spektralnym. Ponadto dodano do niego kanał pozwalający na obserwację zakrycia Słońca oraz zastosowano ulepszenia zwiększające niezawodność. W późniejszym czasie dalsze modyfikacje tego instrumentu zostały zastosowano na sondzie LRO (przyrząd LAMP - Lyman-alpha Mapping Project) oraz Juno (elemenet UVS - UV Spectrograph systemu PMS - Polar Magnetosphere Suite).

Instrument składa się z teleskopu, spektrografu Rowlanda, systemu detektora, oraz bloku elektroniki. Wszystkie elementy są połączone w jedną jednostkę. Teleskop posiada dwa otwory wejściowe, które funkcjonalnie dzielą instrument na dwa kanały: kanał do obserwacji emisji z atmosfery (Airglow Channel - AGC); oraz kanał do obserwacji zasłonięcia Słońca (Solar Occultation Channel - SOCC). AGC pozwala na rejestrowanie światła pochodzącego z atmosfery, natomiast SOCC - na rejestrację światła słonecznego w trakcie chowania się tarczy słonecznej za tarczę Plutona i ponownego wychodzenia Słońca zza tarczy tego obiketu. Otwór wejściowy kanału AGS ma wymiary 40 x 40 mm i znajduje się w przedniej części instrumentu. Otwór wejściowy SOCC jest mały, ma średnicę 1 mm. Jest ustawiony prostopadle do boku sekcji teleskopu instrumentu. Powierzchnia tego otworu jest mniejsza od powierzchni otworu AGS około 3000 razy, co umożliwia rejestrowanie światła słonecznego przechodzącego przez atmosferę bez nasycenia detektora. Prostopadłe zorientowanie otworu SOCC w stosunku do otworu AGS pozwoli na wykonywanie pomiarów w czasie gdy pojazd będzie pozycjonowany na Ziemię celem odbierania sygnałów radiowych transmitowanych do niego w ramach eksperymentu REX. Było to konieczne, ponieważ w czasie przelotu zasłonięcia Ziemi (dla REX) i Słońca (dla Alice) nastąpią w krótkich odstępach czasu.  Oba kanały mogą być też użyte do obserwacji zakryć gwiazd przez Plutona.

Sposób działania i konfiguracja instrumentu wyglądają następująco. Światło wchodzące przez otwór SOCC jest kierowane do teleskopu przez małe zwierciadło. Światło wchodzące do sekcji teleskopu z SOCC oraz otworu AGC jest zbierane i skupiane przez pozaosiowe paraboloidalne zwierciadło główne (Off-Axis Paraboloidal Mirror - OAP) f/3. Następnie pada na szczelinę wejściową spektrometru zlokalizowaną w tylnej części instrumentu. Po przejściu przez szczelinę światło pada na toroidalną, holograficzną siatkę dyfrakcyjną, która rozprasza je na powierzchni detektora w postaci płyty mikrokanałowej (Microchannel Plate - MCP). Detektor jest dwuwymiarowy. Zastosowano w nim fotokatody nie czułe na słoneczne światło widzialne, złożone z bromku potasu (KBr) i jodku cezu (CsI). Stos MCP jest cylindryczny i zagięty, dzięki czemu pasuje do okręgu Rowlanda siatki dyfrakcyjnej. Elementy elektroniczne znajdują się w tylnej części jednostki instrumentu. Urządzenie jest kontrolowane przez mikroprocesor Intel 8052. Ponadto elektronika zawiera elementy obsługujące detektor, redundancyjne zasilacze, system zarządzania komendami i danymi oraz interfejsy ze statkiem kosmicznym. Jest zwarta i mała.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:24
Elementy optyczne - zwierciadło teleskopu i siatka dyfrakcyjna zostały wykonane z aluminium jako pojedyncze części. Są zainstalowane na strukturze podpierającej również wykonanej z aluminium. Dzięki temu ich ustawienie względem nie zmienia się wraz ze zmianami temperatury. Zostały pokryte niklem i wypolerowane. W celu zoptymalizowania odbijalności w zakresie spektralnym pracy urządzenia pokryto je następnie warstwą SiC. Ponadto teleskop jest wyposażony w zewnętrzną przegrodę usuwającą rozproszone światło. Została ona pokryta czarną warstwą złożoną z mieszaniny niklu i fosforu. Ma bardzo niską odbijalność w zakresie ultrafioletu dalekiego i skrajnego. Dodatkową ochronę przed światłem rozproszonym wewnątrz instrumentu zapewniają: przegrody wewnętrzne pochłaniające ultrafiolet rozpłoszony umieszczone zarówno w obrębie sekcji teleskopu jak i spektrografu; zastosowanie siatki dyfrakcyjnej bardzo słabo rozpraszającej światło i praktycznie nie wytwarzającej fałszywych obrazów; oraz anodowanie powierzchni wewnętrznych.

Szczelina wejściowa spektrografu jest podzielona na dwie sekcje - wąską, prostokątna o polu widzenia 0.1 x 4.0 stopnia oraz szeroką, kwadratową o polu widzenia 2.0 x  2.0 stopnia. Sekcja szeroka służy do obserwacji zakrycia Słońca. Jej duży rozmiar gwarantuje, że Słońce znajdzie się w polu widzenia spektrometru. Ponieważ w czasie obserwacji zakrycia otwór SOCC musi być skierowany na Słońce, obserwacje takie będą musiały zostać wykonane prawie równocześnie z eksperymentem REX wymagającym skierowania anteny HGA na Ziemię. Instrument jest zainstalowany na statku tak, że jego jednostka jest pochylony o 2 stopnie wzdłuż osi spektrografu. Dzięki temu w czasie gdy antena HGA będzie skierowana na Ziemię, Słońce znajduje się w centrum pola widzenia SOCC. Duży rozmiar szczeliny wejściowej spektrografu dla kanału SOCC może zrekompensować błąd w ustawieniu osi widzenia SOCC i osi anteny HGA rzędu +/- 0.9 stopnia. Wąska część szczeliny wejściowej służy do rejestracji emisji z atmosfery.

Grzejniki są zlokalizowane na tylnej powierzchni zwierciadła OAP, na klamrze utrzymującej zwierciadło kierujące SOCC, oraz przy siatce dyfrakcyjnej. Zapobiegają one kondensacji zanieczyszczeń w czasie lotu. W celu zabezpieczenia fotokatod i powierzchni MCP przed powietrzem i innymi zanieczyszczeniami w czasie prac naziemnych cylinder detektora był hermetycznie zamknięty. Detektor był utrzymywany w próżni. Służyła do tego klapa zamykająca, zawierająca tez okno wykonane z MgF2. Została ona otwarta na stałe we wczesnej fazie misji. Przedni otwór wejściowy jest też chroniony osłoną, którą można okresowo zamknąć, np w czasie manewrów silnikowych. Chroni to optykę i detektor przed zanieczyszczeniem. Osłona ta jest przesuwana za pomocą silniczka. Na całej sondzie jest to jedyny mechanizm ruchomy który może być używany wielokrotnie w trakcie misji. Silnik może działać prawidłowo przez 10 000 cykli, jednak w trakcie całej misji wykona mniej niż 1000 cykli pracy. Osłona sekcji detektora została otwarta za pomocą innego silnika (Wax Pellet Actuator - WPA), po okresie czasu pozwalającym na usunięcie resztkowych gazów  z wnętrza instrumentu. Okno MgF2 było używane w trakcie testów naziemnych. Ponadto w przypadku problemów  z otwarciem osłony pozwoliłoby na wykonywanie pomiarów przy falach dłuższych od 120 nm. Pozwoliłoby to na spełnienie podstawowych celów naukowych instrumentu.

Detektor MCP ma wymiary 35 mm (w kierunku rozproszenia) x 20 mm (w kierunku przestrzennym), dzięki czemu pokrywa zakres spektralny 520 - 1870 Å i otwór wejściowy o szerokości 6 stopni. Jest podzielony na piksele w formacie 1024 x 32 elementy. Szerokość szczeliny wejściowej (6 stopni) jest rzutowana na środkowe 22 kanały przestrzenne detektora (z 32 kanałów, czyli linijek pikseli). Pozostałe kanały przestrzenne służą do monitorowania prądu ciemnego. Format pikseli pozwala na próbkowanie Nyquista z rozdzielczością spektralną 3.6 Å i przestrzenną ok. 0.6 stopnia. Powierzchnia wejściowa stosu Z MCP jest pokryta nieprzezroczystymi fotokatodami  KBr (dla zakresu 520 - 1180 Å) i CsI (dla 1250 - 1870 Å). Obejmują one dwie części powierzchni detektora odpowiadające dwóm regionom spektralnym.

Stos Z MCM jest złożony z trzech płyt mikronanałowych. Stosunek głębokości kanału do jego średnicy wynosi w nich  80:1. Są one wygięte tworząc powierzchnię walca. Promień krzywizny to 75 mm. Dzięki temu pasują one do okręgu Rowlanda siatki dyfrakcyjnej. Same płyty mają kształt prostokątów o wymiarach 46 x 30 mm. Zawierają kanały o średnicy 12 μm. Nad stosem Z znajduje się siatka reflektora pobudzana napięciem ok. 900 V. Odbija ona elektrony uciekające z MCP ponownie na powierzchnię wejściową detektora, poprawiając w ten sposób jego wydajność kwantową. Stos Z wymaga przyłożenia wysokiego napięcia, ok. -3 kV. Ponadto pomiędzy wyjściem stosu Z a powierzchnią anod wymagane jest użycie napięcia -600 V (anody są uziemione).

Częstotliwość zliczeń ciemnych detektora jest niska, znajduje się na poziomie ok. 3 zliczeń na sekundę. Jednak promieniowanie (zarówno naturalne jak i z RTG) zwiększa częstotliwość zliczeń tworzących szum do około 150 Hz. W celu zapobieżenia nasyceniu detektora  w trakcie obserwacji konieczne jest zmniejszenie jasności emisji słonecznej w zakresie linii Lyma-alfa do poziomu dającego akceptowalną częstotliwość zliczeń, znacznie poniżej maksymalnej częstotliwości zliczeń akceptowalnej przez elektronikę (3 x 10^4 zliczeń na sekundę). Wymaga to zmniejszenia jasności o co najmniej rząd wielkości. Osiągnięto to poprzez zasłonięcie fragmentu detektora przy zakresie spektralnym linii Lyman-alfa podczas nanoszenia fotokatod. Dzięki temu  w tym miejscu detektor nie jest poryty fotokatodami, znajduje się tutaj gołe szkło. Taką technikę zastosowano wcześniej w przypadku instrumentu Alice sondy Rosetta oraz instrumentu SUMER (Solar Ultraviolet Measurement of Emitted Radiation) satelity SOHO.

Tuba otaczająca detektor jest komorą próżniową. Jest wykonana z aluminium i stali nierdzewnej. Jest przymocowana do tylnej części obudowy instrumentu poprzez wsunięcie do kołnierza mocującego i użycie uszczelki O-ring. Zawiera dwa połączenia elektryczne pozwalające na przesył wysokiego napięcia oraz dwa lutowane mikropołączenia w postaci plamek do przesyłu sygnału z anod.

Elektronika detektora obejmuje przedwzmacniacz, konwerter "czas - dane cyfrowe" (Time to Digital Converter - TDC), oraz obwody analizy pozycji impulsów (Pulse-Position Analyzer - PPA). Elementy te są umieszczone na trzech płytach elektroniki. Są one zainstalowane w trzech oddzielonych obudowach aluminiowych przymocowanych do tylnej części sekcji spektrografu. Elektronika ta pobiera około 1.1 W mocy. Wzmacnia ona sygnały z MCP, ucyfrawia oraz konwertuje je na pozycje pobudzonych pikseli. W ten sposób przetwarzane są tylko takie sygnały z MCP których intensywność przekracza zadany próg. Dla każdego wykrytego i obrobionego epizodu detekcji przypisywany jest adres opasujący jego pozycję spektralną (10 bitów) oraz przestrzenną (5 bitów).  Dane te są następnie przesyłane do elektroniki obróbki danych i komend instrumentu. Dane na temat szerokości impulsów z detektora pozwalają na monitoring jego stanu w czasie pomiarów oraz na określenie źródła jego pobudzenia (fotonów UV, jonów i promieniowania gamma). Sygnał analogowy określający tempo zliczeń jest również wysyłany do elektroniki obróbki danych, co pozwala na monitoring i rejestrowanie tempa zliczeń na całej powierzchni detektora. Informacje te są uaktualniane raz na sekundę i przesyłane wraz z danymi inżynieryjnymi. W elektronikę wbudowany jest też pulsator pobudzający. Pozwala on na stymulowanie dwóch pikseli detektora (zlokalizowanych w górnym i dolnym rogu po lewej stronie) symulujących oddziaływanie z fotonem. Może on być włączany i wyłączany w celu wykonania testów detektora i elektroniki obróbki danych bez potrzeby włączania zasilacza wysokiego napięcia i oświetlania detektora.

Elektronika instrumentu obejmuje dwa redundancyjne zasilacze niskiego napięcia (Low-Voltage Power Supply - LVPS); elektronikę obróbki komend i danych (Command-and-Data-Handling Electronics - C&DH); elektronikę grzejników usuwających zanieczyszczenia z elementów optycznych; oraz dwa redundancyjne zasilacze wysokiego napięcia (High-Voltage Power Supplies - HVPS) obsługujące detektor.

Zasilacze LVPS obejmują konwertery DC/DC przekształcające napięcie ze statku +30 V na +/-5 VDC (moc 4 W) i +2.5 VDC (moc 0.4 W) dostarczane do poszczególnych komponentów elektronicznych instrumentu. LVPS jest złożony łącznie z pięciu płyt elektroniki - dwóch płyty konwerterów (główna i zapasowa), płyty filtra EMI, płyty obsługi grzejników i silniczków oraz płyty głównej. Jest połączony ze statkiem trzema interfejsami - dwoma liniami +30 V dla zasilania elektroniki instrumentu oraz grzejników i silników, oraz linią zabezpieczającą, zapobiegającą przypadkowemu włączeniu zasilacza lub silniczków w trakcie prac naziemnych.

Elektronika obróbki danych C&DH jest złożona z czterech płyt. Jest kontrolowana przez zabezpieczony przed promieniowanie procesor Intel 8052 wyposażony w pamięć PROM o pojemności 32 kb, EEPROM 128 kb, SRAM 32 kb, oraz 128 kb pamięci dla zbieranych danych. Pozwala na obsługę komend oraz przesyłanie danych naukowych i inżynieryjnych. Pełni następujące funkcje: przeprowadzanie interpretacji komend i ich wykonywanie; zbieranie danych z detektora i zapisywanie ich w odpowiedniej pamięci; formatowanie danych naukowych i inżynieryjnych; kontrolowanie HVPS; sterowanie pracą wszystkich silniczków i grzejników; kontrolowanie konwerterów analogowo - cyfrowych dla danych inżynieryjnych; oraz monitorowanie stanu detektora na podstawie analogowego tempa zliczeń i stanu HVPS. Procesor pracuje przy zegarze  4.0 MHz. Dane inżynieryjne są przesyłane do statku z niskimi szybkościami przez interfejs RS-422. Służy on też do transmisji komend do instrumentu. Przesył danych naukowych umożliwia port UART na oddzielnym układzie FPGA (Field-Programmable Gate Array).

Grzejniki na tylnych powierzchnia elementów optycznych są sterowane przez podwojone termistory. Ich pracą zawiaduje C&DH, oddzielnie dla każdego grzejnika.

Zasilacze wysokiego napięcia HVPS są zlokalizowane w oddzielnej komorze za zwierciadłem OAP. Dostarczają wysokiego napięcia przesyłanego do pojedynczego terminalna układu MCP i anod. Każdy zasilacz może dostarczyć do -6 kV na szczycie układu MCP/reflektor, czyli znacznie więcej niż wynosi operacyjny poziom napięcia (-4.5 kV). Woltaż na stosie Z MCP jest w pełni programowany w zakresie od 0 do -6 kV. Napięcie pomiędzy powierzchnią wyjściową MCP a anodami jest utrzymywane na poziomie -600 V przez diodę Zener znajdującą się pomiędzy powierzchnią wyjściową a uziemieniem.

Instrument ALICE został opracowany przez Southwest Research Institute (SwRI).
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:26
LORRI
System obrazujący dalekiego zasięgu jest wysokorozdzielczą kamerą wąskokontną. Jest dodatkowym systemem obrazującym sondy New Horizons, uzupełniającym obserwacje (skany TDI) Ralph/MVIC wysokorozdzielczymi obrazami monochromatycznymi uzyskiwanymi w postaci tradycyjnych klatek. Do podstawowych celów tego instrumentu zaliczają się: wykonanie monochromatycznych map fragmentów powierzchni Pluona i Charona z rozdzielczością przekraczającą 0.5 km na piksel; wykonanie poszukiwań mgieł w atmosferze z rozdzielczością pionową <5 km; wykonanie obserwacji Plutona w długim czasie, obejmujących 10 - 12 jego pełnych obrotów; wykonanie monochromatycznych map półkuli Plutona nie obserwowanej podczas maksymalnego zbliżenia; wykonanie wysokorozdzielczych monochromatycznych map obszaru położonego blisko terminatora w czasie przelotu; wykonanie monochromatycznych obserwacji Plutona, Charona, Nix i Hydry w  szerokim zakresie kątów fazowych; uzyskanie monochromatycznych obrazów stereoskopowych powierzchni Plutona, Charona, Nix i Hydry; uściślenie parametrów orbit oraz objętości Plutona, Charona, Nix i Hydry; oraz wykonanie poszukiwań dodatkowych księżyców oraz pierścieni pyłowych. Szacuje się, że instrument pozwoli na otrzymanie obrazów Plutona z maksymalna rozdzielczością 50 - 100 metrów. Dla Charona maksymalna rozdzielczość wyniesie około 260 m.

Instrument przyczyni się w ten sposób do spełnienia dwóch celów naukowych misji grupy 1 - scharakteryzowania globalnej geologii i geomorfologii Plutona oraz scharakteryzowania jego atmosfery. W przypadku celów grupy 2 urządzenie przyczyni się do badań topografii powierzchni dzięki obrazowaniu stereoskopowemu; badań zmienności powierzchni w czasie dzięki obrazowaniu przez długi czas; scharakteryzowania geologii lokalnej dzięki obrazowaniu terminatora;  oraz określenia albedo Bonda Plutona i Charona. W przypadku celów grupy 3 przyczyni się do lepszego poznania układu Plutona poprzez poszukiwania nowych satelitów, pierścieni, uściślenia orbit satelitów znanych oraz określenia ich kształtów i wielkości. Instrument będzie istotnym narzędziem pozwalającym na poznanie struktury powierzchni, historii zderzeń i oddziaływań powierzchni z atmosferą. W dziedzinie badań geologicznych pozwoli na: zliczanie kraterów poszukując młodych powierzchni dostarczając informacji na temat historii kraterowania w Pasie Kuipera; poszukiwania przejawów kriowulkanizmu lub wulkanizmu polegającego na wyrzucaniu gazów; poszukiwania przejawów teutonizmu takich jak uskoki, rowy i grzbiety; poszukiwania utworów uwarstwionych; poszukiwania wydm formujących się pod wpływem wiatru (mogących tworzyć się z ziaren lodu azotowego); oraz poszukiwania procesów powodujących obserwowaną zmienność powierzchni pod względem albedo i cech spektralnych.

Duża długość ogniskowej LORRI pozwoli na obrazowanie Plutona w rozdzielczości lepszej od Teleskopu Hubblea i największych teleskopów naziemnych juz na 90 dni przed przelotem. Pozwoli to na dobre scharakteryzowanie globalnej morfologii powierzchni Plutona, również w obszarach które nie będą obrazowane w czasie stosunkowo krótkiego przelotu. Ponadto pozwoli to na scharakteryzowanie kształtu, rotacji oraz zmienności Plutona. Pluton i Charon są zwrócone do siebie zawsze tymi samymi półkulami, przez co w czasie przelotu możliwe będzie wykonanie obserwacji tylko jednej półkuli każdego z nich. Druga półkula stanie się dostępna dla obserwacji po około 3 dniach od przelotu, gdy sonda będzie znajdować się w odległości około 4 mln km. Z tego dystansu obrazy LORRI będą miały rozdzielczość około 40 km. Obrazy te będą najlepszymi zdjęciami półkuli nie obserwowanej w czasie zbliżenia.

W przypadku Charona obrazy z LORRI będą miały kluczowe znaczenie dla zliczania kraterów i badań ich morfologii. Charon nie ma atmosfery możliwej do wykrycia z Ziemi. Dlatego też jego powierzchnia jest najprawdopodobniej nieaktywna i stara. Tym samym pozwoli on na lepsze badania historii kolizji w Pasie Kuipera w długim okresie czasu.

W przypadku nowo odkrytych księżyców Plutona instrument pozwoli na uzyskanie ich zdjęć o wysokiej rozdzielczości. Obecnie jest to jego cel dodatkowy. Dla Nix i Hydry obrazy będą miały rozdzielczość porównywalną z obrazami planetoidy Gaspra z sondy Galileo, co pozwoli na stosunkowo dobre zbadanie morfologii ich powierzchni oraz na opracowanie ich map.

W czasie misji rozszerzonej instrument pozwoli na obrazowanie obiektów Pas Kuipera podczas przelotów koło tych ciał. Obiekty te będą małe, dlatego też wysoka rozdzielczość instrumentu będzie niezwykle istotna dla rozróżnienia maksymalnej ilości szczegółów na ich powierzchniach. Obrazy te pozwolą na stwierdzenie, czy obiekty pasa Kuipera przypominają odwiedzone do tej pory planetoidy, czy też na ich powierzchniach znajdują się nietypowe struktury, takie jak zagłębienia o stromych zboczach zaoferowane na jądrze komety 81P/Wild 2 przez sondę Stardust. Ponieważ obserwacje KBO z Ziemi nie zapewniają dokładności pozwalającej na zaplanowanie ostatnich korekt trajektorii przed zbliżeniem, LORRI będzie grał kluczową rolę w nawigacji optycznej. Pozwoli na wykrycie wybranego obiektu na około 40 dni przed zbliżeniem, pozwalając na zaplanowanie szczegółów przelotu.

Podczas przelotu koło Jowisza instrument wykonał szereg naukowo użytecznych obserwacji. Do ich celów zaliczało się: globalne obrazowanie struktur w atmosferze planety w czasie zbliżania się, od 2 miesięcy przed największym zbliżeniem; zobrazowanie chmur i sztormów w wysokiej rozdzielczości (ok. 12 km na piksel) w czasie największego zbliżenia w postaci mozaik 2 x 2 zdjęcia i śledzenie ich dynamiki; wykonanie globalnego obrazowania oświetlonej części tarczy Io z rozdzielczością 12 km; skatalogowanie pióropuszy wyrzucanych przez wulkany na Io których wysokość przekraczała 60 km; wykonanie obrazowania strony nocnej Io w czasie przejścia przez cień Jowisza w celu wyszukania gorących obszarów i zarejestrowania emisji zorzowej; wykonanie globalnego obrazowania Europy z rozdzielczością 15 km na piksel w celu zmapowania rozmieszczenia łukowanych rowów przebiegających przez cały glob; wykonanie obrazowania strony nocnej Europy i Ganimedesa w cieniu Jowisza w celu wyszukania emisji zorzowej; wykonanie globalnego obrazowania Kallisto z rozdzielczością maksymalnie 23 km na piksel; zmapowanie pionowej struktury pierścieni Jowisza podczas przejścia statku przez ich płaszczyznę oraz obserwacji przy wysokich i niskich klątwach fazowych; zmapowanie struktur radialnych w pierścieniach Jowisza; oraz uzyskanie krzywych zmian jasności małych księżyców Himalia i Elara dla badań ich rotacji oraz kształtu.

W czasie przelotu koło Plutona obserwacje wykonane na 90 dni przed przelotem pozwolą na rozdzielenie Plutona i Charona. Nix i Hydra zostaną wtedy wykryte na zdjęciach uzyskanych z sumowaniem 4 x 4 pikseli. Wstępne obserwacje pozwolą na uściślenie orbit Plutona, Charona i nowo odkrytych księżyców. Pluton i Charon będą obrazowane na pojedynczych obrazach albo na mozaikach 2 x 1 przez co najmniej 10 pełnych obiegów wokół wspólnego środka masy (trwających 6.38 dnia). Obserwacje te zakończą się około 14 dni przed przelotem. Uściślą one efemerydy oraz informacje na temat ekscentryczności orbit. Około 14 dnia przed przelotem obrazy Plutona będą miały wielkość 28 pikseli. Nix i Hydra będą widoczne na obrazach uzyskiwanych bez sumowania pikseli. Podczas ostatniego tygodnia przed przelotem wykonane zostaną poszukiwania libracji Plutona i Charona. W tym czasie Pluton będzie miał rozmiary 123 pikseli w polu widzenia i będzie wykonywał ostatnie pół obrotu przed zbliżeniem. Pluton i Charon będą mogły zostać zobrazowane razem na mozaice 3 x 1 zdjęć. Na 3.2 dnia przed przelotem obrazy Plutona obejmą stronę niewidoczną w czasie zbliżenia. Ostatni obraz całej tarczy Plutona na jednym zdjęciu będzie mógł zostać uzyskany na około 10 godzin przed największym zbliżeniem. W nadirze jego rozdzielczość wyniesie 2.5 km na piksel. Blisko czasu największego zbliżenia planowane jest uzyskanie dwóch globalnych mozaik całej oświetlonej tarczy w formacie 3 x 3 zdjęcia. Ich rozdzielczość będzie lepsza od 1 km na piksel.  Będą one użyteczne podczas tworzenia podstawowych globalnych map powierzchni i określenia kształtu globu (poszukiwań spłaszczenia biegunowego i wybrzuszenia pływowego). Dalsze obrazy będą miały coraz większą rozdzielczość, ale obejmowany przez nie fragment powierzchni będzie coraz mniejszy. Będą tworzyć mozaiki w formie pasów, o rozdzielczości do 110 m na piksel. Obrazy zgromadzone blisko czasu największego zbliżenia będą użyteczne do badań morfologii powierzchni, procesów geologicznych oraz oddziaływań pomiędzy atmosferą i powierzchnią. W czasie największego zbliżenia wykonane zostaną obserwacje terminatora. Ich rozdzielczość może osiągnąć do 50 m na piksel. W przypadku Charona jego całą oświetlona tarcza zostanie zobrazowana na mozaice o formacie 3 x 3 zdjęcia. Będzie ona miała rozdzielność około 0.5 km na piksel, spełniając jeden z celów naukowych misji grupy 1 - monchromatyczne zobrazowanie całej półkuli w rozdzielczości 0.5 km (obrazowanie całej półkuli Plutona w rozdzielczości 0.5 km wykona Ralph/MVIC). Następnie wykonane zostaną zdjęcia okolic terminatora z rozdzielczością około 130 km na piksel. Rozdzielczość obrazów Nix i Hydry uzyskanych w okresie największego zbliżenia może być lepsza od 200 m na piksel.

Instrument LORRI został zainstalowany we wnętrzu sondy New Chorizons, z otworem wyjściowym znajdującym się ścianie bocznej przeciwległej do generatora RTG. Urządzenie składa się z układu optycznego (Optical Telescope Assembly - OTA) z klapą zamykającą, układu płaszczyzny ogniskowej (Focal Plane Assemby - FPA) oraz elektroniki (Associated Support Electronics - ASE). Elementy te tworzą pojedynczy moduł. Elektrycznie są połączone kablami. Cały instrument za wyjątkiem klapy ochronnej jest przymocowany do wewnętrznego panelu struktury sondy. Instrument nie posiada żadnych rumowych części za wyjątkiem pokrycia ochronnego, czas ekspozycji jest kontrolowany elektrycznie na detektorze. Masa całego instrumentu wynosi 9.03 kg, a pobór mocy - 4.6 W.

Układ optyczny był chroniony przed zanieczyszczeniami w czasie startu i bezpośrednim oświetleniem przez Słońce w początkowej fazie misji za pomocą jednorazowo otwieranej klapy. Jest ona przymocowana do zewnętrznej przegrody teleskopu. Została wykonana z aluminium i pokryta izolacją wielowarstwową. System otwierający osłonę składa się z podwojonych sprężyn oraz mechanizmu otwierającego.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:28
Układ optyczny OTA został dostarczony przez firmę firmę Precision Optronics Incorporated SSG z Wilmington w stanie Maryland. Składa się z teleskopu Ritcheya-Chrétiena oraz zestawu trzech soczewek położonych koło płaszczyzny ogniskowej spłaszczających pole widzenia. Długość ogniskowej wynosi 2630 mm, f/12.6. Zdefiniowała ją wybrana rozdzielczość kątowa. Zwierciadło główne ma średnicę 208 mm. Pole widzenia ma wymiary 0.29 x 0.29°. Rozdzielczość kątowa wynosi 4.94 μrad na piksel detektora. Została ona dobrana ze względu na ograniczoną stabilność pozycjonowania statku. Rozdzielczość jest też ograniczana przez dyfrakcję grającą dużą rolę przy średnicy zwierciadła mniejszej od 200 mm. Zwierciadło znacznie większe od 200 mm nie mogło być jednak zastosowane ze względu na ścisłe ograniczenia masy i koszty. Obserwacje są wykonywane w zakresie spektralnym 0.35 - 0.85 μm. Zakres czasów ekspozycji to nominalnie 50 - 200 ms. Typowy czas ekspozycji to 100 ms. Czas taki został dobrany ze względu na czas trwania transferu klatki na detektorze. Powinien on przekraczać czas trwania transfery (około 13 ms), jednak obraz o akceptowanej jakości może być uzyskany przy ekspozycji trwającej nawet 1 ms. Maksymalny czas trwania ekspozycji to 29.9 s. W nominalnym zakresie ekspozycji dryf statku kosmicznego (25 μrad/s) osiąga ok. 2 - 7 μrad, dzięki czemu obraz nie jest nadmiernie rozmyty. Optyka refrakcyjna, pokrycia antyodbiciowe oraz warstwy odbijające w obrębie OTA mogą pozostać w dobrym stanie przy szacowanej dla misji dawce promieniowania jonizującego 15 krad i naświetleniu neutronami z RTG na poziomie 1.4 x 10^10 n/cm^2.

Teleskop refleksyjny został wybrany ze względu na wymaganą wielkość zwierciadła. Układ Ritcheya-Chrétiena zastosowano ze względu na ograniczenia masy i kosztów oraz na wymaganą wielkość pola widzenia i cechy obrazu. Składa się z dwóch zwierciadeł, głównego (M1) i wtórnego (M2) umieszczanych na strukturze podpierającej. Wszystkie te elementy zostały wykonane z węglika krzemu. Dzięki temu wzajemna pozycja elementów optycznych nie zmienia się znacząco na skutek rozszerzalności cieplnej. Powierzchnie optyczne zwierciadeł są pokryte krzemem. Układ soczewek spłaszczających pole widzenia jest jedyną refrakcyjną częścią systemu optycznego. Pozwala na zniesienie wygięcia obrazu dostarczanego na detektor przez teleskop. Bez nich cechy obrazu nie spełniałyby wymagań postawionych przed instrumentem. Składa się z 3 elementów wykonany ze spiekanego krzemu. Znajduje się bezpośrednio przed jednostką FPU. Poziom zniekształcenia finalnego obrazu jest mniejszy od 0.1% w każdym punkcie.

Struktura podbierająca składniki teleskopu obejmuje montaż zwierciadeł, montaż soczewek, przegrodę zwierciadła głównego, oraz krótką sekcję cylindryczną. Montaż zwierciadeł obejmuje płytę montażową zwierciadła głównego oraz trzy belki podpierające zwierciadło wtórne. Jest wykonany z węglika krzemu SiC 55A firmy SSC. Matriał ten charakteryzuje się wysokim stosunkiem sztywności masy (4.5 razy większym niż w przypadku aluminium), dzięki czemu cała struktura jest bardzo lekka. Montaż soczewek znajduje się na płycie montażowej zwierciadła głównego. Jest wykonany z invaru 36. Całą struktura podbierająca jest przymocowana do przegrody w formie tuby złożonej z kompozytów grafitowych za pomocą trzech tytanowych belek izolujących przed wibracjami. Są połączone z nią blisko środka ciężkości OTA. Zapewniały izolację przed wibracjami w czasie startu. Przegroda została wykonana z tworzyw K13C2U, M55J i T300, również charakteryzujących się wysokim stosunkiem sztywności do masy (2.5 - 4 razy większym niż dla aluminium). Przegroda jest przymocowana do panelu strukturalnego sondy za pomocą sześciu belek wykonanych z kompozytu szklano - epoksydowego G-10. Wewnętrzne ostrza przegrody usuwającej rozpłoszone światło są również wykonane z epoksydu grafitowego. Otaczają strukturę podpierającą elementy optyczne. Ponadto zastosowano przegrodę wewnętrzną zamontowaną na otworze w zwierciadle głównym. Posiada ona zarówno ostrza zewnętrzne jak i wewnętrzne oraz nagwintowane wnętrze. Jest wykonana ze stopu magnezu ZK60A. Mniejszą przegroda, również wykonana z magnezu znajduje się na zwierciadle wtórnym. Cały system OTA za wyjątkiem otworu wejściowego jest otoczony izolacją wielowarstwową. Z boku OTA znajduje się wlot przez który w czasie prac naziemnych wprowadzano czysty azot. Zapobiegało to zanieczyszczeniu optyki.

Ponieważ OTA znajduje się we wnętrzu statku kosmicznego utrzymywanym w temperaturze bliskiej temperatury pokojowej (od 0 do +40°C), otwór wejściowy jest wystawiony w zimną przestrzeń kosmiczną a detektor CCD musi pracować poniżej temperatury -70°C, system kontroli temperatury urządzenia był trudny do zaprojektowania. W celu zapewnienia dobrej pracy elementów optycznych konieczne było zastosowanie materiałów o dużej przewodności cieplnej i małej rozszerzalności cieplnej. Dlatego też wszystkie elementy teleskopu wykonano z węglika krzemu SiC 55A. Elementy metaliczne mocujące poszczególne elementy OTA zostały wykonane z invaru 36, pod względem termicznym dobrze pasującego do SiC 55A w zakresie temperatur w którym instrument pracuje. Wszystkie elementy invarowe oraz podpory zwierciadła głównego zostały epoksydowo połączone ze strukturą z SiC 55A. Cały układ optyczny znajduje się w przegrodzie w postaci tuby z kompozytu grafitowego, którego przewodności termiczna jest wysoka. Utarta ciepła jest w jej obrębie względnie jednorodna wzdłuż długiego wymiaru, co ułatwia zminimalizowanie gradientu termicznego wzdłuż instrumentu  Gradient temperatur w obrębie struktury podpierającej został zminimalizowany do 2.5°C wzdłuż i 1.0°C w poprzek. Osiągnięto to poprzez użycie przewodnej izolacji oraz zmniejszenie transferu ciepła ze statku na drodze promieniowania do wartości bliskiej zeru. Ponadto gradient temperatur może być kontrolowany za pomocą grzejnika o mocy 0.5 W. Testy wykonane podczas lotu wykazały jednak, że nie jest on potrzebny. Dalsze ograniczenie gradientu temperatur  w obrębie teleskopu umożliwiło wykonanie elementów łączących go ze statkiem kosmicznym z tworzywa G-10, izolującego go od ciepła przenoszonego na drodze przewodnictwa. Przenoszenie ciepła na skutek promieniowania zostało ograniczone poprzez porycie zwróconych ku sobie powierzchni panelu strukturalnego sondy i OTA izolacją wielowarstwową. W obrębie instrumentu izolacja składa się z 23 osobnych fragmentów i stanowi 15% masy urządzenia. Połączenia różnych materiałów są zrealizowane za pomocą trzpieni lub innych sposobów zmniejszających degradację właściwości optycznych układu pod wpływem zmian temperatur do minimum. Zwierciadło wtórne jest przymocowane trzpieniem do powierzchni montażowej wykonanej z invaru 36, która jest natomiast wciśnięta w koniec struktury podpierającej z SiC. Wykonane z magnezu przegrody zwierciadła wtórnego i głównego są połączone trzpieniami odpowiednio ze strukturą podpierającą zwierciadła (złożoną z SiC) oraz strukturą podpierającą soczewki (z invaru 36). Blokada apertury wykonana ze stopu aluminium 6061-T6 jest przymocowana trzpieniem do środkowego pierścienia struktury OTA. Płyta montażowa CCD jest przymocowana do struktury OTA trzpieniami tytanowymi minimalizującymi naprężenia powstające w czasie zmian temperatur oraz izolującymi termicznie CCD od OTA. Elementy montażowe wykonane z G-10 na tylnych końcach również posiadają trzpienie tytanowe. Ponadto cała struktura OTA jest przymocowana to zewnętrznej tuby z kompozytu K13C izolatorami tytanowymi minimalizującymi naprężenia i wibracje powstające podczas zmian temperatur oraz izolujące przed ciepłem przenoszonymi przez przewodnictwo.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:29
Układ płaszczyzny ogniskowej FPU zawiera detektor CCD typu klatka - transfer o powierzchni aktywnej 1024 x 1024 piksele. Pojedynczy piksel ma szerokość 13 mikronów. Jest to model 47-20 firmy E2V Technologies charakteryzujący się wysoką wydajnością kwantową. Nieaktywna połowa detektora, służąca do przechowywania klatki jest pokryta maską wykonaną z ciemno anodyzowanego aluminium. Powierzchnia aktywna nie jest osłonięta oknem, co zapobiega rozpraszaniu i wielokrotnemu odbiciu światła. Czas transferu klatki wynosi 13 milisekund. Dane są ucyfrawiane do 12 bitów na piksel. Poziom szumu to ok. 10 elektronów na piksel przy ekspozycji trwającej 0.7 ms. Piksele mogą być sumowane w formacie 4 x 4. Obok CCD znajdują się dwie małe lampy. Pozwalają one na oświetlanie detektora światłem wielokrotnie odbitym i przeprowadzanie testów nawet gdy nie jest on oświetlany przez optykę.

Elektronika FPU znajduje się na płycie drukowanej o wymiarach 15 x 10 cm. Znajduje się w obudowie wykonanej z magnezu. Jest połączona z płytą elektroniki obrazowania w jednostce ASE. Jest to zestaw obwodów AD9807 firmy Analog Devices. Wykonuje on sumowanie pikseli, wzmacnianie sygnału, oraz jego konwersję analogowo - cyfrową do 12 bitów na piksel z maksymalną częstotliwością 6 MHz (wystarczająco większą od częstotliwości odczytywania pikseli bliską 1.5 MHz).  Elektronika ta jest odporna na promieniowanie.

Sam detektor jest zainstalowany na małej płycie elektroniki. Jest ona zamontowana w płaszczyźnie ogniskowej za pomocą obejmy przymocowanej do struktury OTA poprzez łącznik izolujący termicznie. Klamra jest wciśnięta w sztabę złożoną z pokrytego złotem stopu berylu S200F, która z drugiej strony jest przykręcona do radiatora również złożonego ze stopu berylu S200F pokrytego złotem. Jego zewnętrzna powierzchnia jest pokryta białą farbą Aeroglaze A276. Detektor łączy się z elektroniką w obudowie magnezowej za pocą elastycznego kabla. Dzięki temu detektor może pracować w temperaturze mniejszej od -70°C a zasadnicza elektronika FPU - w temperaturze pokojowej. Niska temperatura detektora sprawia, że efektywność przenoszenia ładunku nie spada pod wpływem naświetlania detektora neutronami z RTG. Przed otwarciem pokryty ochronnej teleskopu detektor CCD został nagrzany do temperatury ponad -18°C za pomocą odpowiedniego grzejnika w celu usunięcia zanieczyszczeń.

Elektronika instrumentu ASE kontroluje wszystkie funkcje instrumentu (w tym płaszczyzny ogniskowej) i zapewnia prawie wszystkie połączenia pomiędzy instrumentem a statkiem kosmicznym. Nie obsługuje tylko otwierania klapy ochronnej teleskopu, kilku termistorów obsługiwanych przez statek oraz dwóch grzejników usuwających zanieczyszczenia z powierzchni optycznych. Jest zbudowana z trzech płyt drukowanych o wymiarach 10 x 10 cm połączonych łącznikami elektrycznymi. Znajdują się one w obudowie wykonanej z magnezu, bezpośrednio przymocowanej do panelu strukturalnego statku, blisko OTA. Poszczególne płyty to: procesor zdarzeń (Event Processor Unit - EPU); wejście/wyjście systemu obrazującego (Imager Input/Output - IM I/O) oraz zasilacz niskiego napięcia (Low-Voltage Power Supply - LVPS).

EPU kontroluje pracę instrumentu poprzez interfejsy z LVPS i IM I/O. Komunikuje się ze statkiem kosmicznym za pomocą interfejsu RS-422, przez który odbiera komendy i przesyła dane inżynieryjne. Używa procesora RTX2010RH i wykonuje kod FORTH.

IM I/O odbiera dane naukowe z FPU, formatuje je i przesyła do jednostki elektroniki IEM sondy. Dodatkowymi funkcjami są: przechowywanie i przesyłanie nagłówków zdjęć; odbieranie i wykonywanie komend z procesora EPU, wytwarzanie histogramów, generowanie sekwencji testów, oraz przesyłanie do FPU poleceń na temat trybu działania i czasów ekspozycji na podstawie danych z procesora EPU. Elektronika ta składa się z dwóch układów FPGA (Field-Programmable Gate Array). Pierwszy z nich jest interfejsem z systemem obrazującym. Drugi jest interfejsem z procesorem RTX. Interfejs z systemem obrazującym przyjmuje obrazy z FPU i przesyła je do jednostki elektroniki sondy. Ponadto może on przyjmować dane z RTX. Dane te są następnie przesyłane przez płytę główną ASE do interfejsu z RTX. Pozwalają one na ustawianie trybu działania i czasu ekspozycji FPU oraz generowania nagłówków obrazów. Interfejs z RTX oblicza histogramy dla danych transmitowanych z FPU w danym czasie. Następnie są one dostępne dla procesora RTX, który może ich używać do dostosowywania czasów ekspozycji przy wykonywaniu następnych zdjęć. Ponadto zbiera on dane na temat statusu FPU i temperatur, które są następnie dostępne dla RTX.

Zasilacz LVPS przekształca napięcie ze statku 30 +/-1 V na wolarze wtórne 2.5 V, 6 V i 15 V używane przez pozostałe płyty elektroniki ASE oraz przez FPU. Ponadto pozwala on na monitorowanie ładunków, napięć i temperatur za pomocą interfejsu I2C z płytą EPU. Pozwala też na włączanie i wyłączanie zasilania FPU oraz grzejników OTA.

Instrument pozwala na obrazowanie przy niskim poziomie oświetlenia. W czasie przelotu koło Plutona, w odległości około 33 AU od Słońca poziom oświetlenia wyniesie 1/1000 oświetlenia w okolicach Ziemi  jednak Pluton jest obiektem jasnym, albedo optyczne wynosi ok. 0.55. W pasie Kuipera, w odległości około 40 AU od Słońca poziom oświetlenia będzie niższy, a albedo obserwowanych obiektów mniejsze (typowo wynosi ono 0.1). Jednak w czasie zbliżenia do Plutona współczynnik sygnału do szumu będzie większy od 100 dla jednej klatki. W czasie największego zbliżenia, gdy wykonywane będą zdjęcia o największej rozdzielczości kąt fazowy będzie mały. W czasie fotografowania okolic terminatora, gdzie poziom oświetlenia będzie niższy współczynnik sygnału do szumu będzie większy od 20 dla jednej klatki. Podobny współczynnik zostanie osiągnięty dla obiektów KBO. W czasie obserwacji nawigacyjnych możliwe jest zarejestrowanie gwiazd o jasności do 11.5 mag przy współczynniku sygnału do szumu większym od 7 dla pojedynczej ekspozycji trwającej 100 ms. Ponieważ nie jest wskazane aby gwiazda w dużym stopniu oświetliła tylko jeden element obrazu detektor może pracować w trybie sumowania 4 x 4 pikseli. Podczas poszukiwań wybranych wcześniej KBO może być stosowany specjalny tryb pozycjonowania statku pozwalający na utrzymanie spodziewanego celu obserwacji w obrębie marginesu tolerancji błędów pozycjonowania o rozmiarze 4 x 4 pikseli. W odległości 40 AU od Słońca LORRI może wykryć obiekt o wielkości 50 km i albedo 0.04 z odległości 0.35 AU (przy kącie fazowym 25°). Odpowiada to jego zobrazowaniu na 40 dni przed przelotem, co będzie czasem wystarczającym do zaplanowania i przeprowadzenia korekt trajektorii.

Instrument LORRI został opracowany przez Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (JHU APL).
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:30
SWAP
Instrument do badań parametrów wiatru słonecznego wokół Plutona jest urządzeniem zaprojektowanym w celu wykonania pomiarów cząstek niskoenergetycznych. Pozwoli na badania oddziaływań wiatru słonecznego z jonami wywarzanymi podczas utarty gazu atmosferycznego na Plutonie. Dane te przyczynią się do wykonania jednego z celów naukowych grupy 1 - scharakteryzowania neutralnej atmosfery Plutona i określenia tempa jej utarty. Ponadto instrument pozwoli na wykonanie celu grupy 2 - wykonanie poszukiwań jonosfery i ewentualnego scharakteryzowania jej oddziaływań z wiatrem słonecznym (jeśli jonosfera istnieje). Urządzenie pozwoli też na wykonanie celu grupy 3 - scharakteryzowania środowiska cząstek energetycznych wokół Plutona. Pozwoli również na poszukiwania pola magnetycznego, jednak jego istnienie jest mało prawdopodobne. Ponadto dodatkowym celem naukowym instrumentu jest dostarczenie pomiarów jonów przyspieszonych w  heliosferze w czasie lotu do Plutona i po zakończeniu jego badań.

Na Plutonie gaz atmosferyczny ucieka ze słabego pola grawitacyjnego a następnie jest jonizowany przez fotony słoneczne. Jony te są następnie przyspieszane na skutek oddziaływań z wiatrem słonecznym i poruszają się wraz z jego polem magnetycznym. Powoduje to spowalnianie wiatru słonecznego. Typy tych oddziaływań zależą w dużej mierze od tempa utarty atmosfery. Mogą przypominać tworzenie warkocza komety w przypadku dużego tempa utarty lub otoczenie Wenus w przypadku tempa małego. W tym ostatnim wypadku prądy elektryczne w jonosferze powodowałyby odchylanie strumienia wiatru słonecznego. W aphelium, po zamrożeniu atmosfery oddziaływania wyglądają podobnie jak na Księżycu, wiatr słoneczny bombarduje gołą powierzchnię. Podobnie wygląda najprawdopodobniej oddziaływanie z Charonem, który nie posiada atmosfery możliwej do wykrycia z Ziemi. Możliwe są jednak oddziaływania Charona z warkoczem plazmy z Plutona, jeśli tempo utraty gazu z jego atmosfery jest duże. Według obecnych modeli bardziej prawdopodobny jest scenariusz dużej utarty gazów. SWAP pozwoli na wiarygodne oszacowanie tempa utraty gazu oraz na zbadanie oddziaływań pomiędzy powstającą z niego plazmą a wiatrem słonecznym.

Do helisofery z ośrodka międzygwiazdowego stale przenikają neutralne atomy wodoru. Podczas ich ruchu w kierunku Słońca wchodzą one w region o zwiększonej gęstości wiatru słonecznego i nasilonym poziomie promieniowania słonecznego. Dzięki temu stale zwiększa się prawdopodobieństwo ich jonizacji na skutek wymiany ładunku oraz fotojonizacji. Następnie wchodzą one w skład strumienia wiatru słonecznego. Trajektoria New Horizons jest unikalna - sonda porusza się w kierunku wierzchołka helisfery. Ponadto energia protonów wiatru słonecznego szybko spada. Oba czynniki pozwolą na zmierzenie "czystego" rozkładu przyspieszonych protonów pochodzących z ośrodka międzygwiazdowego, mało zaburzonego przez oddziaływania w hemisferze. Pomiary rozkładu protonów pozwolą tez na poszukiwania ich innych źródeł, niezależnych od ośrodka międzygwiazdowego. Jednym z takich możliwych źródeł są oddziaływania wiatru słonecznego z ziarnami pyłu w Pasie Kuipera.

Instrument SWAP został umieszczony na jednej z bocznych ścian sondy New Horizons, blisko instrumentu PEPSSI. New Horizons pozycjonuje instrumenty optyczne poprzez obrót wokół osi Z. W celu zapewnienia pomiarów wiatru słonecznego w dużej mierze niezależnych do skanowania w ten sposób instrument jest symetryczny wokół osi Z. Jest zamontowany w cylindrycznym kołnierzu. Jego umieszczenie w kącie -Z konstrukcji pojazdu sprawiło, że pole widzenia nie jest zasłanie przez żadne struktury statku przy każdym sposobnie skanowania kątowego instrumentami optycznymi. Instrument ten został zaprojektowany w 1993 r na potrzeby misji PFF (Pluto Fast Flyby) w ramach programu NASA Advanced Technology Insertion (ATI). W czasie projektowania misji New Horizons wchodził w skład pakietu do badań plazmy i cząstek energetycznych (Plasma and High Energy Particle Package - PAM) wraz z urządzeniem PEPSSI. Następnie został przekształcony w niezależny instrument. Urządzenie ma masę 3.29 kg i objętość 0.011 m^3. Pobór mocy wynosi 2.84 W. Szybkość transmisji danych znajduje się w przedziale 1 - 280 bps. Instrument pracuje w zakresie temperatur od 0 do +40stC. W czasie bezczynności jego temperatura może wynosić od -20°C do +50°C.

SWAP jest spektrometrem plazmy mierzącym gęstość i energię cząstek niskoenergetycznych wiatru słonecznego. Pracuje  w zakresie energetycznym 30 eV - 7.7 keV. Rozdzielczość pomiarów energii wynosi 1 eV w poniżej 2 keV i 9% powyżej 2 keV. Pole widzenia ma wymiary 276 x 10 stopni. Pomiary tego typu przedstawiają duże problemy, ponieważ gęstość wiatru słonecznego spada wraz odległością od Słońca i w okolicach Plutona jest mniejsza o około trzy rzędy wielkości od gęstości w okolicach Ziemi. Ponadto energia cząstek wiatru słonecznego również szybko spada. Instrument musiał się więc charakteryzować wysoka czułością. Ponadto musiał zużywać jak najmniej zasobów statku kosmicznego oraz wykonywać pomiary w bardzo dużym zakresie kątów, ponieważ  w czasie przelotu pojazd będzie pozycjonował głównie kamery. Dlatego też konfiguracja instrumentu jest nowa, połączono w niej kilka elementów różnych spektrometrów cząstek zastosowanych we wcześniejszych misjach.

W skład instrumentu wchodzi optyka elektrostatyczna, system detektora oraz zestaw elektroniki. W skład optyki wchodzi analizator potencjału (Retarding Potential Analyzer - RPA); deflektor (Deflector - DFL); oraz analizator elektrostatyczny (Electrostatic Analyzer - ESA). Łącznie elementy te pozwalają na selekcję kątów i energii w których mierzone są cząstki wiatru słonecznego oraz przyspieszone jony. Jony wchodzące do instrumentu przechodzą przez analizator RPA. Tam wszystkie jony których stosunek energii do ładunku (E/q) jest mniejszy od napięcia przyłożonego do RPA są odrzucane. RPA działa jak filtr szerokopasmowy. Napięcie przyłożone do pierścieniowego deflektora pozwala następnie na skierowanie wybranych jonów, przybywających znad płaszczyzny centralnej instrumentu do analizatora ESA. Tam odrzucane są jony których E/q znajduje się poza wybranym, wąskim przedziałem. Działa on jako filtr wąskopasmowy. Ponadto odrzuca cząstki neutralne oraz fotony UV. Następnie wybrane jony są przyspieszane i wchodzą do sekcji detekcyjnej. Tam znajduje się ultarcienka folia węglowa oraz dwa detektory w postaci kanałowych powielaczy elektronów (Channel Electron Multiplier - CEM). Detektory wykonują pomiary zarówno jonów jak i wtórnych elektronów wybijanych przez nie z folii. Zastosowana technika pozwala na oddzielnie sygnałów wartościowych od przypadkowych. Po wykryciu epizodu oddziaływania cząstki z detektorem wzmacniacze ładunku (Charge Amplifier - CHAMP) obsługujące oba CEM wytwarzają sygnał elektryczny. W zestawie elektroniki zasilacze wysokiego napięcia  (High-Voltage Power Supplies - HVPSs) dostarczają napięcie do CEM oraz napięcia odchylającego do optyki elektrostatycznej. Płyta kontrolna odbiera impulsy z CHAMP, kontroluje przełączanie woltaży w optyce, ucyfrawia dane inżynieryjne, generuje pakiety wysyłane do telemetrii, przyjmuje komendy, oraz przekształca napięcie ze statku kosmicznego na napięcia wtórne używane przez poszczególne komponenty instrumentu.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:32
Konfiguracja optyki instrumentu została wyznaczona przez unikalne wymagania stawiane przez misję. Konieczce było zastosowanie bardzo dużego otworu wejściowego z powodu niskiej gęstości wiatru słonecznego w okolicach Plutona. Urządzenie posiada największą aperturę ze wszystkich zbudowanych do tej pory instrumentów do rejestracji wiatru słonecznego. Ponadto New Horizons nie ma platform skanujących dla instrumentów optycznych, optyka SWAP usiała zapełnić pomiary niezależne od obrotów statku wzdłuż osi Z wykonywanych podczas pozycjonowania kamer. Dlatego też ESA przyjmuje cząstki w szerokim zakresie energii i kątów. Ponadto instrument musi rejestrować małe zmiany w szybkości wiatru słonecznego. Dlatego też zastosowano RPA pozwalający na zwiększenie rozdzielczości pomiarów energii cząstek i dostarczający możliwości zmieniania pasm energii rejestrowanych cząstek. Ponieważ statek okresowo musi odchylać się od płaszczyzny ekliptyki zastosowano deflektor pozwalający na dostosowywanie pola widzenia w takich warunkach. Ponieważ pojazd tylko rzadko zwraca oś -Y na Słońce, nie zasłaniane przez żadne elementy pole widzenia o szerokości ponad 270 stopni znajduje się w płaszczyźnie X-Y i jest scentrowane na oś +Y (równoległą do anteny HGA). Nominalnie, w czasie lotu na Plutona HGA jest zwrócona na Ziemię i jej oś tworzy kąt kilku stopni z kierunkiem do Słońca. Wszystkie struktury podpierające elementy optyki oraz pokrywy chroniące otwór wejściowy  w czasie startu znajdują się w obrębie sektora 90 stopni położonego poza polem widzenia, równolegle do osi -Y.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:34
RPA składa się z czerech aluminiowych cylindrów (ekranów). W każdym z nich znajduje się około 90 000 małych, położonych blisko siebie otworów. Tworzy to strukturę przypominającą kratkę. Przejrzystość każdego cylindra to około 65%. Grubość ściany wynosi 0.762 mm. Otwory mają średnicę 0.343 mm. Są rozmieszczone na planie sześciokątów. Średnice poszczególnych ekranów (od zewnątrz RPA) wynoszą 174.4, 169.6, 166.4, i 161.6 mm. Cylindry zewnętrzny i wewnętrzny są uziemione, ich potencjał wynosi 0 V. Napięcie na cylindrach wewnętrznych jest zmieniane w zakresie od 0 do +2000 V w krokach  0.49 V. Ekrany te są odizolowane od pozostałej części struktury izolatorami ceramicznymi. Pomiędzy cylindrami wewnętrznymi a cylindrami uziemionymi znajdują się przerwy o szerokości 2.032 mm, zapobiegającą powstawaniu wyładować przy potencjale rzędu −2000 V. Pomiędzy cylindrami wewnętrznymi znajduje się szczelina o szerokości 1.016 mm, dobranej tak, aby zapewnić jednorodne pole elektryczne w obrębie RPA. Pole widzenia ma szerokość 276 stopni. RPA powala na filtrowanie jonów według energii, przy czym pasma energii są odgraniczone stosunkowo ostro. Pozwala na precyzyjne wybieranie energii jonów przed ich skierowaniem do ESA, który przeprowadza miej precyzyjne skanowanie energii.

Deflektor DFL jest bardzo prosty. Pozwala na skierowanie do ESA jonów pochodzących znad płaszczyzny instrumentu położonej w osi -Z do analizatora ESA. Jest on położony zaraz za RPA. Ma postać pierścienia. Jest do niego przykładane napięcie zmieniane w zakresie od 0 do +4000 V. Pozwala to na odchylanie trajektorii jonów o energiach do 7000 eV/q przybywających z kierunków położonych w odległości do 15 stopni od płaszczyzny centralnej instrumentu do ESA.

Analizator ESA pozwala na dokonywanie mało dokładniej selekcji energii oraz na ochronę detektora przed fotonami UV. Zewnętrza część ESA jest pokryta żłobkami i pociemniona poprzez pokrycie miedzią nanoszoną techniką Ebanol-C. Znacznie zmniejsza to tło rozproszonego światła i cząstek. Wewnętrzna część ESA jest pociemniona, ale nie żłobkowana. Jest przymocowana do izolatorów łączących ją ze strukturą podpierającą. Po drugiej stronie tego układu znajduje się uziemiony stożek pozwalający na uzyskanie przestrzeni pozbawionej pola elektrostatycznego. Jest to miejsce wejścia cząstek do sekcji detekcyjnej. Woltaż na ESA jest zmieniany w zakresie od 0 do −4000 V.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:35
Cząstki o wybranych energiach, pochodzące  z wybranego zakresu kątów przechodzą przez region pozbawiony pola elektrostatycznego za optyką, a następnie wchodzą do obszaru detekcyjnego. Tam są przyspieszane przez wysokie napięcie przyłożone do detektorów CEM. Są kierowane na pierścień skupiający, na którym zawieszona jest bardzo cienka folia węglowa. Ma ona gęstość 1 μg/cm^2. Jest podpierana przez siatkę o przejrzystości 64%. Po przejściu przez pierścień cząstki padają na główny detektor CEM (Primary CEM - PCEM). Elektrony wtórne generowane na folii i rozproszone ku przodowi są również przyspieszane ku PCEM przez potencjał ok. 100 V wytwarzany przez ładunek na PCEM. Elektrony rozproszone ku tyłowi są kierowane przez pierścień skupiający na CEM dodatkowy (Secondary CEM - SCEM). Zliczenia z dwóch detektorów CEM są odbierane przez wzmacniacze CHAMP i związaną z nimi elektronikę. Analiza sygnału z obu detektorów pozwala na odrzucenie sygnałów fałszywych zmniejszając poziom szumu wywołany przez zliczenia ciemne CEM, cząstki energetyczne przenikające do instrumentu spoza pola widzenia oraz tło UV. Dwa detektory zapewniają też redundancję w trakcie długiej misji. SWAP może spełnić swoje cele naukowe dysponując tylko jednym sprawnym detektorem. Pozwoliło na to dodanie drugiego pierścienia skupiającego. Jeśli PCEM jest wyłączony, potencjał -1 kV na tym pierścieniu pozwala na przyspieszenie elektronów rozpłoszonych ku tyłowi na SCEM. Konieczność zapewnienia długiego czasu funkcjonalności CEM wymusiła zastosowanie w ich otoczeniu tylko materiałów uwalniających bardzo małe ilości resztkowych gazów, mogących wywoływać degradacje. W elementach położonych przy detektorach użyto tylko metalu, szkła i materiałów ceramicznych. Kable wysokiego i niskiego napięcia znajdują się w obudowach a impulsy są przenoszone przez połączenia ceramiczne.

Wzmacniacze CHAMP przekształcają impulsy ładunku z CEM w impulsy które mogą być przetwarzane przez płytę elektroniki kontrolnej. Są umieszczone blisko detektorów w obrębie przestrzeni detekcyjnej. Ich mocowania znajdują się w tylnej części ich płyt. W instrumencie zastosowano wzmacniacze hybrydowe CHAMP dostępne komercyjnie. Ładunek z CEM jest przenoszony do CHAMP przez krótki kabel.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:37
Zasilacz wysokiego napięcia HVPS przesyła zasilanie do powierzchni optycznych (RPA, DFL, ESA i pierścienia skupiającego) oraz do detektorów PCEM i SCEM. Linie zasilające detektory są pojedyncze, ale dwa detektory zapewniają redundancję. Linie dla optyki są podwojone. Fizycznie HVPS składa się z dwóch płyt elektroniki.

Płyta elektroniki kontrolnej zapewnia połączenie elektryczne ze statkiem. Pozwala na przesył zasilania, danych i komend. Oprogramowanie wykonywane przez procesor 8051 wykonuje komendy i kontroluje pracę instrumentu, steruje sekwencją przełączania wysokiego napięcia, odbiera dane z detektorów oraz formatuje dane przed przesłaniem ich do systemu obsługującego dane na sondzie. Połączenie ze statkiem umożliwiają dwa redundancyjne (A i B) interfejsy RS-422. Płyta kontrolna zawiera też filtry EMI oraz konwertery DC-DC wytwarzające wtórne woltaże +5V i -5V oddzielone od systemu elektrycznego sondy. Elementy MOSFET pozwalają na przełączanie niskiego napięcia dostarczanego do zasilaczy wysokiego napięcia PCEM i SCEM, zasilaczy A i B optyki oraz obwodów mierzących parametry inżynieryjne. Procesor pracuje przy zegarze 4.9152 MHz. Do wykonania pojedynczej instrukcji potrzeba 12 cykli, maksymalna szybkość procesora wynosi 0.4 MIPS. Może być zmniejszona do 0.05 MIPS w celu zmniejszenia poboru energii w czasie pomiarów podczas przelotu koło Plutona. Kod rozruchowy znajduje się w pamięci PROM o pojemności 32 Kb. Pozwala on na uruchomienie instrumentu i otworzenie podstawowego łącza ze statkiem nawet gdy inne pamięci są zajęte lub doznały trwałej degradacji. Dwa osobne pamięci EEPROM 128 Kb zawierają oprogramowanie i tablice LUT (Look-up Tables), zajmujące po 64 Kb. Pamięć SRAM 128 Kb pozwala na przechowywanie kodów i danych. Instrument jest uruchamiany przez kod w PROM. Następnie oprogramowanie z EEPROM jest kopiowane do RAM i wykonywane. Układ FPGA (Field-Programmable Gate Array) kontroluje pamięci. Płyta kontrolna obrabia też sygnały z obu wzmacniaczy CHAMP. Po osiągnięciu odpowiedniego napięcia na optyce oprogramowanie otwiera okno poboru pomiaru. W czasie jego trwania dodaje wszystkie impulsy z CHAMP PCEM i SCEM. Płyta kontrolna kontroluje tez ogólny stan instrumentu oraz osobno detektorów. Tempo zliczeń z detektorów jest sprawdzane o 0.5 sekundy i porównane z zaprogramowanymi limitami. Woltaż zasilający detektory i ładunek na nich jest kontrolowany co 1 s. Ponadto monitorowane są temperatury oraz ładunki i napięcia zasilaczy niskiego napięcia. Dane te są formatowane i przesyłane do systemu telemetrycznego sondy.

Struktura mechaniczna instrumentu składa się z trzech sekcji - układu podpierającego optykę i system detekcyjny, klap chroniących otwór wejściowy, oraz struktur podpierającej elektronikę oraz okablowanie.

Struktura optyki i detektora zaburza trajektorie cząstek w minimalnym stopniu. Zostało to osiągnięte poprzez umieszczenie elementów podpierających wewnętrzną część ESA i PCEM w 90-stopniowym sektorze w którym SWAP nie rejestruje cząstek. Tam też znajdują się zawiasy pokryw ochronnych. Elektronika koło PCEM jest podpierana przez strukturę ceramiczną. Kable do PCEM są przeprowadzone wewnątrz struktury podbierającej ESA, dzięki czemu nie przebiegają w szczelinie pomiędzy ESA a układem detekcyjnym.

Instrument posiada dwie klapy zadymające otwór wejściowy. Mają one postać blaszek o kształcie półksiężyców. Chroniły RPA przed zanieczyszczeniem i uszkodzeniem w trakcie prac naziemnych i podczas startu. Po starcie zostały otwarte jednorazowo na stałe. Jednak podczas testów naziemnych były otwierane i zamykane wielokrotnie. Ich zewnętrze powierzchnie pod względem przewodności elektrycznej są połączone z instrumentem. Ponadto nie odbijają światła. Zostało to osiągnięte poprzez pokrycie ich czarnym niklem i przyłączenie do uziemienia instrumentu.

Struktura podpierająca elementy elektroniki znajduje się za analizatorem ESA. Umieszczono na niej płytę kontrolną, płytę HVPS i kable. Trzy płyty komponentów elektronicznych są przyłączone do tej struktury za pomocą szpil wciśniętych w odpowiednie otwory. Płyta górna zawiera właściwy zasilacz wysokiego napięcia, środkowa - elementy obsługujące zasilacz, a płyta dolna pozwala na odbieranie zasilania ze statku oraz na wymianę danych. Początkowo CHAMP miały być umieszczone na płycie dolnej, ale w celu polepszenia stosunku sygnału do szumu musiały znaleźć się bliżej detektorów. Dlatego też mieszczą się na dwóch oddzielnych płytach.

Instrument SWAP został opracowany przez Southwest Research Institute (SwRI).
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:40
PEPPSI
Spektrometr cząstek energetycznych występujących w okolicach Plutona jest instrumentem pozwalającym na pomiary jonów przyspieszanych w pobliżu Plutona oraz rejestrowanie eleketronów. Jego podstawowym celem naukowym jest umożliwienie scharakteryzowania neutralnej atmosfery Plutona. Ponadto pozwoli on na określenie tempa utraty gazu atmosferycznego. Do pozostałych celów naukowych zaliczają się badania oddziaływań wiatru słonecznego z Plutonem i Charonem; poszukiwania jonosfery Plutona; oraz scharakteryzowanie środowiska cząstek energetycznych wokół tego obiektu.

Pluton posiada atmosferę, która jest najprawdopodobniej silnie tracona tworząc rozciągły układ przypominający atmosferę komety. W jego obrębie atomy neutralne są jonizowane na skutek fotojonizacji i wymiany ładunku z jonami wiatru słonecznego oraz następnie przyspieszane. Instrument pozwoli na określenie zasięgu takich oddziaływań uzupełniając pomiary instrumentu SWAP. Wraz z pomiarami ALICE i REX pozwoli on na zrekonstruowanie profilu struktury atmosfery od powierzchni Plutona do jej granicy.

Scharakteryzowanie neutralnej atmosfery Plutona, będące jednym z celów grupy 1 całej misji zostanie uzyskane poprzez rejestrację ciężkich jonów, uzyskanie spektrum ich energii oraz zaobserwowaniu różnic przestrzennych w ich rozmieszczeniu i eneregiach wzdłuż trajektorii sondy. Badania oddziaływań z wiatrem słonecznym i poszukiwania jonosfery (cel grupy 2) zostaną wykonane poprzez badania zasięgu przyspieszania jonów i składu populacji tych cząstek, uzupełniające dane instrumentu SWAP. W przypadku charakteryzacji środowiska cząstek energetycznych wokół Plutona (cel grupy 3) urządzenie wykona pomiary zasięgu przestrzennego, rozkładu szybkości oraz rozkładu przestrzennego jonów energetycznych H+, N+ i N+.

Podczas przelotu koło Jowisza instrument rejestrował rozbłyski cząstek energetycznych pochodzących z Io w obrębie ogona magnetosfery. W czasie lotu międzyplanetarnego nie wykonuje regularnych pomiarów. Jednak dane zbierane w czasie okresowych testów funkcjonalności pozwolą na porównanie parametrów środowiska cząstek energetycznych wzdłuż trajektorii New Horizons (poruszającego się w kierunku wiatru międzygwiazdowego) z pomiarami sond Voyager 1 i 2 w zewnętrznej heliosferze.

Instrument PEPSSI został zainstalowany na panelu górnym statku New Chorions, blisko instrumentu SWAP. PEPSSI jest systemem pozwalającym na pomiary energii jonów i elektronów oraz spektrometrię masową jonów z użyciem techniki spektrometrii czasu przelotu cząstki (Time of Flight Spectrmetry - TOF). Mierzy szybkość i energię cząstek, pozwalając na identyfikację jonów według ich masy, uzyskanie spektrum ich energii oraz pomiary rozkładu kątowego dzięki prowadzeniu rejestracji cząstek w 6 sektorach kątowych. Umożliwia odróżnienie elektronów, protonów, cząstek alfa,  CNO oraz jonów cięższych. Konstrukcja instrumentu opiera się na rozwiązaniach opracowanych w toku wielu badań prowadzonych w Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (APL) od lat 80-tych oraz programu NASA Planetary Instrument Definition and Development Program (PIDDP). W czasie projektowania misji New Horizons wchodził w skład pakietu do badań plazmy i cząstek energetycznych (Plasma and High Energy Particle Package - PAM) wraz z urządzeniem SWAP. Następnie został przekształcony w niezależny instrument. Jest ogólnie podobny do systemu EPS (Energetic Particle Spectrometer) instrumentu EPPS (Energetic Particle and Plasma Spectrometer) sondy MESSENGER

Urządzenie mierzy energie jonów w przedziale od 1 keV na nukleon do 1 MeV na nukleon. Elektrony są rejestrowane w zakresie 25 - 500 keV. Rozdzielczość pomiarów energii to <5 keV. W skład instrumentu wchodzi kolimator i system detektorów tworzące razem moduł sensora. Jest on zamontowany na module elektroniki. Cały instrument stanowi więc pojedynczą jednostkę. Masa urządzenia wynosi 1.475 kg a objętość - 352 cm^3. Średni pobór mocy to 2.49 W a pobór szczytowy - 2.51 W. PEPPSI jest tym samym najbardziej kompaktowym i pobierającym najmniej mocy spektrometrem cząstek zastosowanym do tej pory podczas misji kosmicznych.  Szybkość transmisji danych wynosi 91 bps.

Cała jednostka ma wymiary 19.7 x 14.7 x 21.6 cm (25.1x 14.7 x 21.6 cm po otwarciu pokryw otworu wejściowego) i znajduje się na podporze przyłączonej do panelu zewnętrznego sondy. Sposób montażu sprawił, że pole widzenia znajduje się w dużej odległości od elementów sondy. Instrument jest połączony z podporą za pomocą 6 śrub ze stali nierdzewnej. Jest odizolowany termicznie od podpory za pomocą podkładek. Otwór wejściowy był chroniony przed falami dźwiękowymi w czasie startu oraz powietrzem i kurzem podczas testów naziemnych przez dwie pokrywy otwartymi jednorazowo po starcie. Każda pokrywa ma postać blaszki w kształcie półksiężyca. Zabezpieczała połowę otworu wejściowego. Jest przymocowana do struktury instrumentu za pomocą zawiasu. W pozycji zamkniętej była utrzymywana przez szpile mocujące. W czasie otwierania silniczek wysunął szpile, co pozwoliło na jej odchylenie przez sprężyny. Urządzenie nie posiada wewnętrznego grzejnika. Jest jednak wyposażone w grzejnik kontrolowany przez statek kosmiczny. Jest on włączony w trakcie lotu międzyplanetarnego. Dostarcza on ciepło o mocy 1 W. Ponadto instrument posiada radiator wykonany ze srebra pokrytego teflonem.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:42
Moduł sensora ma kształt dysku. Ma wysokość 2 cm i średnicę 6 cm.  Cząstki wchodzące do instrumentu przechodzą przez kolimator i wchodzą do sekcji detekcyjnej. W jej obrębie jony uderzają w dwie cienkie folie systemu TOF wytwarzając wtórne elektrony. Są one rejestrowane przez detektor w postaci płyty mikrokanałowej (Microchannel Plate - MCP). Elektrony z folii przedniej generują w ten sposób sygnał START, a elektrony z folii tylnej - sygnał STOP. Pozwala to na oszacowanie szybkości jonu. Ponadto jony są rejestrowane przez zespól detektorów półprzewodnikowych (Solid State Detector - SSD) mierząc ich energię. Kombinacja danych TOF i pomiarów energii pozwala na zidentyfikowanie rodzajów jonów oraz uzyskanie spektrum ich energii.

Otwór wejściowy jest podzielony na 6 sektorów, co pozwala na uzyskanie informacji na temat rozkładu kątowego jonów i elektronów bez użycia mechanizmów skanujących czy obrotów statku kosmicznego. Pole widzenia ma kształt wachlarza o wymiarach 160 x 12 stopni. Poszczególne sektory mają wielkość 0.6 x 1.2 cm. Odpowiada to  wielkością kątowej 25 x 12 stopni, definiującej rozdzielczość kątową pomiarów. Są rozdzielone przerwami o szerokości 2 stopni. Sam otwór jest ocieniany przez osłonę przeciwsłoneczną.

System pomiarów energii składa się łącznie z 12 detektorów SSD. Tworzą one pary - moduły detektorów, po jednym dla każdego sektora kątowego. W obrębie  każdego modułu detektory są połączone elektrycznie. Mają różne rozmiary tworząc piksele małe i duże. Do pomiarów elektronów służą tylko trzy detektory w różnych modułach, co zwiększa czynnik geometryczny dla jonów. Są one zlokalizowane  w sektorach nr 0, 2 i 5. Pary detektorów w sektorach 1, 3 i 4 wykrywają tylko jony. W sektorach tych jeden z detektorów mierzy jony a drugi elektrony. Elektrony są rejestrowane w zakresie 25 keV - 500 keV. Ich detektory są pokryte warstwą glinu o grubości 1 μm. Zapobiega ona detekcji protonów i cięższych jonów. Warstwa ta zatrzymuje jony o energiach niższych od 100 keV. Cząstki o energiach wyższych są najprawdopodobniej bardzo rzadkie w okolicach Plutona. W tych przypadkach jednak jednoczesne pomiary TOF pozwolą na odróżnienie jonów od elektronów. Pomiary energii jonów są wykonywane jednocześnie  z pomiarami czasu ich przelotu, co pozwala na wyznaczenie ich masy. Mierzone są protony o energiach wyższych od 25 keV oraz ciężkie jony takie jak CNO o energiach wyższych od 60 keV. Górna granica zakresu energii znajduje się przy około 1 MeV. W przypadku jonów o energiach niższych od dolnego progu detekcji SSD wykonywane są tylko pomiary czasu przelotu, jednak szerokość generowanych przez nie impulsów pozwala na przybliżone oszacowanie ich masy bez pomiaru energii.

Przed wykonanie pomiarów czasu przelotu jony są przyspieszane przez potencjał 2.6 kV. Następnie przechodzą przez szczeliny wejściowe systemu TOF. Mają one szerokość 6 mm. W  szczelinach tych umieszczono folie START. Uderzające w nie jony wybijają wtórne elektrony. Ponadto folie te zmniejszają poziom promieniowania UV w zakresie linii Lyman-alfa. Składają się z warstwy poliamidu o grubości 350 A pokrytej z obu stron warstwami aluminium o grubości 50 A. Szczeliny wyjściowe zostały pokryte foliami STOP złożonymi z warstwy poliamidu o grubości 500 A pokrytej z obu stron warstwami palladu o grubości 50 A. Oba zestawy folii są podtrzymywane przez siatki ze stali nierdzewnej zamontowanej na ramie ze stali nierdzewnej. Elektrony wybijane z folii są kierowane na detektor MCP. Elektrony pochodzące z folii START i STOP są rozdzielane elektrostatycznie, dzięki czemu detektor wytwarza zarówno sygnał START jak i STOP. Służy do tego potencjał 500 V pomiędzy oboma foliami. Zakres pomiarów czasu przelotu jonów to 1 - 320 ns a rozdzielczość czasowa - <4 ns. Anoda MCP jest podzielona na segmenty dopowiadające sektorom otworu wejściowego. Pozwala to na określenie kierunku nadejścia rejestrowanych jonów.

Moduł elektroniki instrumentu składa się z 6 płyt elektroniki zamontowanych w metalowych ramach w obrębie wspólnej obudowy. Ma ona kształt sześcianu o boku długości około 10 cm. Poszczególne płyty to: elektronika systemu pomiarów energii, zasilacz wysokiego napięcia (High Voltage Power Supply - HVPS), elektronika systemu TOF, jednostka obróbki danych (Data Processing Unit - DPU), procesor zdarzeń (Event Processing Unit - EPU), oraz zasilacz niskiego napięcia (Low Voltage Power Supplly - LVPS). Instrument jest połączony ze statkiem za pomocą pięciu interfejsów elektrycznych.

Interfejs zasilania pozwala na dostarczanie do instrumentu napięcia na poziomie 30 +/- 1 V. Jest ono dostarczany do elektroniki instrumentu za pomocą dedykowanego łącznika, niezależnego od linii wymiany danych.

Interfejs wymiany danych i komend używa standardu EIA RS-422. Zawiera on trzy obwody, do przesyłania sygnału synchronizującego czasu (1 raz na sekundę), danych oraz komend. Instrument jest połączony ze statkiem za pomocą dwóch dwukierunkowych portów UART (Universal Asynchronous Receiver and Transmitter). Pierwszy z nich jest połączony z systemem zaradzania danymi i komendami sondy C&DH w module elektroniki IEM-1, a drugi z systemem C&DH modułu IEM-2. Normalnie aktywny jest tylko jeden z nich.

W czasie testów naziemnych sprzętu i oprogramowania w początkowej fazie integracji instrumentu używany był osobny interfejs, używający standardu RS-232. Nie był on stosowany w trakcie testów całej sondy. Z zasilaczem HVPS połączony był ponadto interfejs zabezpieczający. Zapobiegał on przypadkowemu włączeniu urządzenia w trakcie prac. Przyłożenie wysokiego napięcia do MCP w czasie gdy był otoczony powietrzem mogłoby spowodować jego degradację. Dlatego też do HVPS przyłączona była wtyczka uniemożliwiająca jego uruchomienie. Została usunięta na krótko przed startem. Otwieranie osłony otworu wejściowego umożliwia ostatni interfejs. Został on podłączony przed starem, dzięki czemu w trakcie testów osłona nie mogła otworzyć się przypadkowo.

Główne różnice pomiędzy PEPSSI a urządzeniem EPPS/EPS sondy MESSENGER wynikają z  konieczności zapewnienia niskiego poboru mocy oraz ze spodziewanego niższego tempa zliczeń cząstek na Plutonie. Dotyczą one: mniejszego ładunku na MCP, użycia nowego wysokowydajnego zasilacza niskiego napięcia z zupełnie nowym konwerterem, zastosowania nowej płyty elektroniki pomiaru energii z nowymi chipami ASIC (Application Specific Integrated Circuit), oraz przeprojektowania płyty elektroniki pomiarów TOF w której użyto innych wzmacniaczy. Ponadto zastosowano mniejszą liczbę detektorów SSD, szerszy kolimator oraz osłonę przeciwsłoneczną pozwalającą na obserwacje w kierunku bliższym kierunku do Słońca. W przeciwieństwie do EPS instrument PEPSSI jest też termicznie połączony ze statkiem.

Instrument PEPPSI został opracowany przez  Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (JHU APL).
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:44
SDC
Studencki licznik pyłu jest pierwszym przyrządem w całości zaprojektowanym, zbudowanym i obsługiwanym przez studentów. Powstał na University of Colorado w Boulder. SDC jest w większym stopniu częścią programu edukacyjnego i promującego misji (Education and Public Outreach - EPO) niż częścią głównego ładunku naukowego. Jest to jednak jedyny detektor pyłu wysyłany poza orbitę Saturna, więc może dostarczyć unikalnych danych naukowych. Do jego zasadniczych celów naukowych zalicza się: dostarczenie danych do mapowania rozkładu pyłu w Układzie Słonecznym; określenie zmian w rozkładzie cząstek pyłu o różnych wielkościach; oraz określenie tempa produkcji pyłu w Pasie Kuipera. Umożliwi on monitorowanie gęstości strumienia pyłu i jego zmian w czasie oraz pomiary szybkości i mas drobin. Instrument zmierzy gęstości i masy cząstek pyłu wokół Plutona, a także w Układzie Słonecznym podczas całego lotu, czyli od odległości 1 AU od Słońca do około 40 AU, powiększając granicę bezpośrednich obserwacji pyłu o ponad 22 AU.

SDC pozwoli na określenie procesów odpowiedzialnych za tworzenie, transport i utratę ziaren pyłu międzyplanetarnego. Pomiary gęstości pyłu poza orbitą Jowisza pozwolą na oszacowanie tempa produkcji pyłu w pasie Kuipera, historii zderzeń w tym regionie Układu Słonecznego oraz rozkładu masy w zasadniczej populacji KBO. Ponadto pozwolą na stwierdzenie, czy struktura chmur zodiakalnych jest zgodna z przewidywaniami. Generalnie informacje te będą miały znaczenie dla modeli formowania się planet, a tarze pozwolą na porównanie Układu Słonecznego z dyskami pyłowymi innych gwiazd.

Do tej pory pył poza pasem planetoid był badany bezpośrednio tylko przez detektory na sondach Pioneer 10 i 11, Galileo, Ulysses i Cassini. Pioneer 10 i Pioneer 11 monitorowały pył do odległości około 18 AU, później w ich detektorach ciśnieniowych zamarzła mieszanina argonu i azotu. Dalej zaczyna się więc obszar nie badany.

Instrument jest nazywany również VB-SDC (Venetia Burney Student Dust Counter). Nazwa taka została nadana po pół roku od startu, 29 czerwca 2006 r. Odnosi się do Venetii Burney Phair, która była pomysłodawczynią nadania Plutonowi jego nazwy w 1930 r.

Instrument SDC został zamontowany na ścianie dolnej pojazdu New Horizons, blisko ściany bocznej z instrumentami RALPH i ALICE. Oryginalna propozycja misji nie zawierała takiego urządzenia. Profesjonalny detektor tego typu był natomiast proponowany dla misji POSSE (Pluto and Outer Solar System Explorer), konkurenta New Horizons w czasie wyboru misji do Plutona w 2001r.  Jednak po wyborze New Horizons postanowiono przeznaczyć część środków finansowych z EPO na opracowanie detektora tego typu, pozwalającego na przeszkolenie przyszłej kadry i dostarczającego wartościowych informacji. Instrument został zbudowany i przetestowany zgodnie ze standardami NASA pod nadzorem specjalistów.

W skład instrumentu SDC wchodzą dwa elementy: system detekcyjny (Detector Assembly) i jednostka elektroniki (Electronics Box). Są połączone za pomocą wiązki kabli (Intra-Harness). Cały instrument nie ma żadnych ruchomych części i aktywnych grzejników, co zwiększa jego niezawodność. Masa urządzenia wynosi 1.69 kg a pobór mocy - 6.4 W.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:47
Jednostka detektorów jest złożona z 12 aktywnych detektorów (kanałów) w postaci fragmentów filmu z fluorku poliwinylidenu (Polyvinylidene Fluoride - PVDF) zainstalowanych na panelu montażowym. Jest on położony poza warstwą izolacji wielowarstwowej i skierowany zgodnie z kierunkiem ruchu statku. Filmy te są spolaryzowane. Cząstka pyłu uderzają w detektor powoduje depolaryzację i powstanie sygnału elektrycznego. Detektor taki nie wymaga przykładania wysokiego napięcia, jest niedrogi, prostym, stabilny elektrycznie i termicznie, odporny mechanicznie, a także odporny na promieniowanie. Ponadto nie wytwarza fałszywych sygnałów na skutek bombardowania ciężkimi jonami. Detektory tego typu zastosowano wcześniej na sondach Wega 1 i 2 w instrumentach DUCMA (Dust Counter and Mass Analyzer), Stardust w systemie DFMI (Dust Flux Monitor Instrument), Cassini w instrumencie CDA (Cosmic Dust Analyzer) oraz na satelicie ARGOS (Advanced Research and Global Observation Satellite) w instrumencie SPADUS (Space Dust Experiment). Sygnał z detektora jest przenoszony przez kable do jednostki elektroniki umieszczonej we wnętrzu statku, na wewnętrznej stronie panelu strukturalnego, przy zestawie sensorów. Elektronika przetwarza i obrabia sygnały.

Instrument może rejestrować cząstki pyłu o masach w przedziale 10^-12 - 10^-9 g. Odpowiada to średnicy cząstek około 1 - 10 μm. Cząstki większe również mogą być rejestrowane, jednak określenie ich masy nie jest możliwe. Powierzchnia aktywna ma wielkość 0.1 metra kwadratowego. Badania rozkładu przestrzennego pyłu w Układzie Słonecznym wymagają rozdzielczości około 0.1 AU, co przy szybkości statku wynoszącej około 13 km/s odpowiada czasowi integracji 1 tygodnia. Dolny limit detekcji oraz wielkość powierzchni aktywnej instrumentu w połączeniu z przewidywanym rozkładem pyłu sprawiają, że w okresie tygodnia zwykle można się spodziewać uderzenia 1 cząstki.

Poziom depolaryzacji PVDF zależy od pędu cząstki oraz miejsca penetracji filmu. Zastosowane filmy mają grubość 28 μm, dzięki czemu mogą zatrzymać cząstki o masie do 10^-10 g i szybkości do 20 km/s. Ilość elektronów produkowanych przez cząstkę zatrzymaną na filmie wynosi Ne = 3.8 x 10^17m[g]1.3v[km/s]^3.0, gdzie m jest masą cząstki w g a v jej szybkością w km/s. Szybkość cząstek poruszających się po orbitach kołowych jest znacznie mniejsza od szybkości statku, dlatego też za v można uznać szybkość statku. Dla wzmacniaczy czułych na ładunek poziom szumu jest proporcjonalny do pojemności elektrycznej detektora, która jest funkcją powierzchni detektora, przenikalności elektrycznej materiału i jego grubości. Relatywna przenikalność elektryczna PVDF, tak jak innych polimerów zmienia się znacznie wraz ze zmianami temperatury, od 11 przy 25°C do  2.5 przy -120°C. Przy danej grubości PVDF i w danej temperaturze dolny limit wykrywanego ładunku powodowanego zderzeniem definiuje maksymalną powierzchnię detektora dostarczającą wiarygodnych danych. Dla SDC dolna granica masy rejestrowanych cząstek 10^-12 g odpowiada sygnałowi na poziomie 6 x 10^6 e. W celu uzyskania częstotliwości fałszywych detekcji mniejszego od jednego zliczenia na miesiąc współczynnik sygnału do szumu musiał być większy od 5 przy ok. 1 x 10^5 e. Przy charakterystykach zastosowanych wzmacniaczy maksymalna pojemność elektryczna sensora wyniosła ok. 30 nF dla powierzchni ok. 80 cm^2. W celu osiągnięcia wymaganej powierzchni aktywnej 0.1 m^2 zastosowano łącznie 12 detektorów o wymiarach 14.2 x 6.5 cm. Ponadto na tylnej powierzchni ich panelu montażowego umieszczono dodatkowe 2 detektory. Są one osłonięte przed pyłem i stanowią odniesienie. Są identyczne z sensorami aktywny,i. Pozwalają na pomiary poziomu szumu wytwarzanego przez różne źródła np wibracje i uderzenia cząstek promieniowania kosmicznego w elementy elektroniczne.

W każdym detektorze fragment filmu PVDF jest umieszczony pomiędzy dwoma ramami z włókna szklanego G-10. Połączenia elektryczne  z filmem są wykonane za pomocą kabli przebiegających wokół ich powierzchni aktywnych. Są przyłączone do elektrod za pomocą złączy wytworzonych z przewodzącego epoksydu ze srebrem.

Płyta montażowa detektorów jest wykonana z alumium. Ma strukturę plastra miodu. Jej grubość to ok. 1 cm. Jest ona przymocowana do powierzchni statku kosmicznego za pomocą trzech tytanowych łączników. Okablowanie sensorów przebiega w kanale w płycie. Nie może być uszkodzone przez uderzenia pyłu. Same sensory są przymocowane do płyty za pomocą dwóch ram przykręconych trzema śrubami. Pod nimi znajduje się folia z kaptonu.

Kontrola temperatury detektorów jest w całości bierna. Filmy PVDF mają słabe właściwości termooptyczne i wykazują skłonność do nagrzewania się gdy są bezpośrednio oświetlone przez Słońce. PVDF pozostałe spolaryzowany przy temperaturach do 85°C. W celu utrzymania temperatury poniżej 65°C zastosowano folię z poliamidu o wysokiej emisyjności, umieszczonej pod detektorami. Pomiędzy nią a panelem montażowym ciepło jest przenoszone na drodze promieniowania. Panel rozprasza ciepło spod detektorów. Powierzchnia górna jest pokryta posrebrzaną taśmą z teflonu, odbijającą około 90% padającej na nią energii słonecznej.

Jednostka elektroniki instrumentu ma wymiary około 5.4 x 8.25 x 1.825 cala. Zawiera dwie dwuwarstwowe płyty drukowane (Printed Wiring Assemblies - PWA). Sygnał z detektora przenoszony przez kable trafia do PWA elektroniki analogowej, gdzie jest wzmacniany, obrabiany i ucyfrawiany.  Następnie dane cyfrowe są przekazywane do PWA elektroniki cyfrowej, zawierającej układ FPGA (Field Programmable Gate Array). Potem trafiają do procesora, który nadaje im etykiety czasowe i zapisuje je w pamięci nieulotnej, gdzie mogą pozostawać przez długi czas. Płyta elektroniki cyfrowej zawiera też zasilacz, obwody monitorujące parametry inżynieryjne oraz interfejs ze statkiem kosmicznym. Oprogramowanie znajduje się w pamięci PROM o pojemności 32 kb. Ponadto instrument posiada pamięć SRAM o pojemności 32 kb oraz dwie nieulotne pamięci Flash-RAM 4 mb. System jest uruchamiany poprzez kopiowane kodu z pamięci flash do SRAM. Następnie jest on wykonywany ze SRAM. W czasie lotu możliwe jest wprowadzanie modyfikacji w oprogramowaniu.

W przeciwieństwie do innych instrumentów sondy SDC może pracować w czasie hibernacji, zupełnie niezależnie od innych systemów New Horizons. Okresy hibernacji mogą trwać do 500 dni, dlatego też programowanie zarządza instrumentem samodzielnie i niezależnie od elektroniki sondy. Pozwala ono na zbieranie i gromadzenie danych oraz wykonywanie szeregu funkcji autonomicznych pozwalających na dostosowanie pracy instrumentu do warunków niestandardowych. Po uruchomieniu SDC natychmiast zaczyna zbieranie danych. Polecenia z Ziemi są wymagane tylko przy wykonywaniu kalibracji lub rekonfigurowaniu ustawień. Komedy takie pozdają też na włączanie i wyłączanie poszczególnych detektorów, kasowanie pamięci flash oraz rozpoczynanie transmisji danych. Dane są formatowane do pakietów kilku typów - danych naukowych, inżynieryjnych i rezultatów kalibracji. Szybkość komunikacji ze statkiem jest ograniczona do przesyłu jednej komendy na sekundę lub jednego pakietu danych na sekundę. Pakiet telemetryczny może zawierać do 1024 bitów.

W czasie pomiarów FPGA porównuje wartość sygnału z każdego kanału z wartością progową. Po jej przekroczeniu w pamięci flash jest zapisywany poziom sygnału, numer kanału oraz czas liczony od rozpoczęcia misji. Ponadto w pamięci tej gromadzone są dane inżynieryjne. Rozmiar pamięci 4 mb jest dużo większy od spodziewanej objętości danych z instrumentu. Jednak możliwe jest, ze wysoki poziom szumu wygeneruje dużą ilość fałszywych sygnałów które zapełnią pamięć nie pozostawiając miejsca na realne pomiary. Aby zapowiedz temu w czasie operacji autonomicznych w okresach hibernacji oprogramowanie posiada dwie funkcje. Pierwsza z nich pozwala na wykonywanie zliczeń detekcji z każdego kanału. Jeśli wystąpi ich więcej niż 3 na sekundę FPGA blokuje dany kanał na zaprogramowany czas, zwykle 1 godzinę. Jest to przydatne w przejściowych okresach nasilonego szumu, np podczas manewrów. Druga metoda polega na monitorowaniu ilości zliczeń z każdego kanału w okresie jednego dnia. Jeśli ilość zliczeń w tym okresie przekroczy 20 próg detekcji jest zmieniany tak, że czułość danego kanału jest obniżana. Zmiana taka może być wykonana dwa razy. Potem dany kanał jest blokowany na okres typowo 30 dni. Potem jest on uruchamiany przy początkowym progu detekcji. Jeśli na danym kanale próg detekcji zostanie zmieniony na najwyższy drugi raz jest on blokowany na stałe. Może być odblokowany za pomocą komendy z Ziemi. Metoda taka pozwala na automatyczne dostosowywanie czułości instrumentu do stałych zmian poziomu szumu, powstających np na skutek degradacji elektroniki.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:48
REX
Eksperyment radiowy umożliwi wykorzystanie systemu telekomunikacyjnego sondy do wykonania szeregu badań Plutona i Charona. Do jego celów naukowych zaliczają się: uzyskanie pionowych profili temperatur i ciśnień w atmosferze Plutona począwszy od powierzchni; zmierzenie gęstości atmosfery przy powierzchni z dokładnością +/-1.5% (około 4 x 10^19 m^-3,), określenie temperatury powierzchni z dokładnością +/-2.2K i zmierzenie ciśnienia na powierzchni z dokładnością +/-0.3 μbar; precyzyjne zmierzenie masy układu Pluton - Charon  i określenie rozmiarów tych ciał; oraz wykrycie lub nałożenie ograniczeń na gęstość możliwej jonosfery Plutona (limit detekcji wynosi 2 x 10^9 e-/m^3).

Pomiary atmosfery neutralnej metodą zakryciową zostaną wykonane zarówno dla Plutona i Charona, ale prawdopodobnie będą użyteczne tylko dla Plutona. Obserwacje zakryć gwiazd wykazały, że Charon nie posiada atmosfery wykrywalnej z Ziemi. Jeśli rozrzedzona atmosfera istnieje, dokładność eksperymentu nie pozowali na jej zbadanie. Pomiary radiometryczne pozwalające na określenie temperatury powierzchni zostaną wykonane po stronie nocnej obu ciał. Będą polegały na odbiorze emisji cieplnej przy długości fali 4.2 cm. Na Plutonie zostanie wykonany skan radiometryczny w poprzek tarczy, natomiast dla Charona zostaną uzyskane tylko pomiary obejmujące całą tarczę. Masa układu Plutona zostanie określona z dokładnością ok. 0.01%. Poprawione zostaną też oszacowania stosunku pomiędzy masą Plutona i Charona w układzie. Prawdopodobnie możliwe będzie też osobne określenie masy  Plutona i Charona. Czas trwania zakrycia sondy przez oba ciała pozwoli na dokładne wyznaczenie ich wielkości. W przypadku istnienia jonosfery pomiary wykonane w ramach eksperymentu dostarczą danych dla badań jej oddziaływania z wiatrem słonecznym. Poza głównymi celami śledzenie parametrów sygnału radiowego w czasie lotu międzyplanetarnego może dostarczyć informacji na temat wiatru słonecznego i korony słonecznej.

W eksperymencie REX będzie używany wyłącznie sprzęt telemetryczny w postaci systemu nadawczo - odbiorczego i anteny wysokiego zysku o średnicy 2.1 metra. Wyposażeniem specjalnym jest oscylator ultarstabilny (Ultra-Stable Oscillator - USO) i elektronika obróbki sygnału. Elementy te mają masę 160 g i pobierają 1.6W mocy. USO jest podwojony, co zapewnia niezawodność. REX to eksperyment radiowy łącza Ziemia - sonda, w przeciwieństwie do eksperymentów łącza sonda - Ziemia wykonywanych w szeregu wcześniejszych misji planetarnych. Eksperyment został zaprojektowany w 1993r na potrzeby misji Pluto Fast Flyby (PFF) w ramach programu NASA Advanced Technology Insertion (ATI).

Wykonanie eksperymentu wymaga zastosowania wysoce stabilnego oscylatora USO dostarczającego częstotliwości odniesienia oraz odbiornika radiowego o porównywalnej dokładności. Konieczne jest też zarejestrowanie parametrów fizycznych sygnału odebranego na pokładzie sondy. W tym celu New Horizons został wyposażony w system komunikacyjny o nowej konfiguracji, poprzednio użyty tylko raz, w nieudanej misji CONTOUR (Comet Nucleus Tour). Jest on zdolny do zarejestrowania wymaganych parametrów sygnału z odpowiednią dokładnością. Wymagana obróbka odebranego sygnału jest wykonywaną przez dedykowaną elektronikę o bardzo niewielkiej masie i poborze mocy.

Zdolność do rejestrowania i obróbki sygnału odbieranego z Ziemi na sondzie jest główna modyfikacją w stosunku do innych eksperymentów radiowych realizowanych przez sondy NASA. We wcześniejszych misjach, takich jak Voyager i Cassini do sondy był transmitowany sygnał pochodzący z maserów wodorowych stacji DSN. Na sondzie był on odbierany, filtrowany, wzmacniany i zaraz potem retransmitowany do stacji odbiorczej. W przypadku New Horizons użycie sygnału w kierunku Ziemia - sonda rejestrowanego na pokładzie zostało wymuszone  bezpośrednio i pośrednio dużą odległością do Plutona. Po pierwsze do wykonania pomiarów z niezbędną dokładnością dla cienkiej atmosfery Plutona konieczne jest osiągnięcie wysokiego współczynnika sygnału do szumu. W przypadku łącza sonda - Ziemia wymusiłoby to użycie nadajnika o dużej mocy. Po drugie duża szybkość przelotu ogranicza czas na wykonanie obserwacji zakryciowych atmosfery do kilku minut, a w przypadku dolnej części atmosfery do kilku sekund. Dodatkowo zwiększa to wymaganą wartość współczynnika sygnału do szumu. Użycie nadajnika do dużej mocy pozwalającego na zastosowanie sygnału w kierunku sonda - Ziemia na New Horizons nie było możliwe, co wykluczyło użycie standardowej metody zakryciowej używanej dla ciał położonych blisko Ziemi, np Marsa. Natomiast zastosowanie tylko nadajnika naziemnego o mocy większej o 3 - 4 rzędów wielkości od nadajnika na sondzie w połączeniu z rejestracją sygnału na pokładzie sprawia, że wykonanie takich pomiarów na Plutonie jest wykonalne i naukowo wartościowe.

Na New Horizons sygnał nadajnika sondy jest zawsze odnoszony do częstotliwości dostarczanej przez USO, będącym źródłem częstotliwości niezależnym od sygnałów odbieranych z Ziemi. Jest to rozwiązanie nietypowe dla śledzenia dopplerowskiego sondy w dalekiej przestrzeni kosmicznej. Normalnie do śledzenia takiego stasuje się transmisje sygnału z Ziemi, która ustala częstotliwość sygnału transmitowanego z sondy. Związek pomiędzy częstotliwościami obu sygnałów jest znany, dzięki czemu możliwe jest precyzyjne wyznaczenie szybkości radialnych pojazdu poprzez porównanie częstotliwości sygnału transmitowanego z Ziemi do sondy i sygnału z sondy odbieranego na Ziemi. W przypadku New Horizons niezbędny związek pomiędzy sygnałem wysyłanym z Ziemi do sondy a sygnałem odbieranym na Ziemi jest ustalany poprzez pokładowe pomiary parametrów odebranego sygnału w odniesienie do sygnału z USO. Jest to wykonywanie poprzez zliczanie różnicy pomiędzy liczbą cykli sygnału odbieranego z Ziemi w odniesieniu do ilości cykli oscylacji USO zachodzących w tym samym czasie. Różnica pomiędzy częstotliwościami jest przesyłana na Ziemię w danych telemetrycznych. W takim systemie śledzenia konieczne jest określenie niewielkiego dryfu częstotliwości USO oraz przesunięcia dopplerowskiego w sygnale. Jest to realizowane poprzez obserwację sygnału USO transmitowanego na Ziemię w połączeniu z pokładowymi pomiarami różnic w częstotliwościach. Konfiguracja taka dostarczyła kilku korzyści: uprościła projekt systemu komunikacyjnego, zwiększyła stabilność transmisji w kierunku sonda - Ziemia przy nieobecności transmisji w kierunku Ziemia - sonda, oraz zwiększyła plastyczność w planowaniu obserwacji naukowych z użyciem sygnału radiowego.

W systemie komunikacyjnym New Horizons zastosowano standardowy wzmacniacz heterodynowy. Poziom szumu odbiornika został poprawiony poprzez zlokalizowanie przedniego przedwzmacniacza niskoszumowego (Low-Noise Amplifier - LNA) blisko anteny. Zmniejszyło to fizyczną temperaturę falowodu łączącego LNA z anteną wysokiego zysku (High-Gain Antenna - HGA). Zmieniające się mieszane częstotliwości fLO używane do uzyskania częstotliwości pośredniej (Intermediate Frequency - IF) na poziomie wzmacniacza systemu są dostarczone przez USO, podobnie jak częstotliwości będące wzorcem czasu dla konwersji analogowo - cyfrowej. Zestaw elektroniki REX, zintegrowany z systemem komunikacyjnym, znajdujący się za buforem 4.5 MHz składa się z konwertera analogowo - cyfrowego (Analog-to-Digital Converter - ADC) dostarczającego dane do układu FPGA (Filed-Programmable Gate Array). FPGA jest potrojony dla zapewnienia redundancji. Wykonuje on dwie funkcje obróbki danych niezbędne do przeprowadzenia eksperymentu: obliczenie całkowitej mocy sygnału w paśmie 4.5 MHz, zwierającego sygnał z Ziemi wchodzący do anteny; oraz wykonanie obróbki strumienia danych pasma 4.5 MHz do izolowanego fragmentu spektrum częstotliwości (ok. 1 kHz) zawierającego sygnał zmodyfikowany przez zakrycie, który może być następnie efektywnie przesłany na Ziemię wraz z danymi z sondy. Wynik obu ścieżek obróbki jest przesyłany do elektroniki sondy, gdzie jest zapisywany do późniejszego wysłania na Ziemię.

Pomiary parametrów atmosfery neutralnej polegają na obserwacji fazy, amplitudy, polaryzacji i czasu propagacji sygnału radiowego 4.1 cm emitowanego ze stacji naziemnych i docierającego do sondy. Jednocześnie użyte zostaną dwie stacje DSN, co zapewni dużą wiarygodność. Wymienione parametry sygnału będą zmieniane przez ośrodek ich rozchodzenia się (atmosferę), co umożliwi wykonanie badań jej właściwości. Sondowanie atmosfery w ten sposób będzie wykonywane, gdy statek będzie się chował oraz wychodził zza tarczy mijanego ciała. W czasie zakrycia antena wysokiego zysku sondy będzie skierowana na Ziemię. W momencie zakrycia, sygnał łącza Ziemia - sonda będzie przechodził przez atmosferę, a następnie będzie rejestrowany na sondzie. Metoda taka pozwoli na wykonanie pomiarów właściwości atmosfery w niewielkiej odległości od powierzchni w dwóch punktach, przy wejściu i wyjściu pojazdy zza tarczy. Czułość pomiarów pozwoli na uzyskanie przydatnych profili gęstości (ilości cząsteczek na jednostkę objętości, n), temperatury (T) i ciśnienia atmosfery (p) od powierzchni do poziomu na którym ciśnienie wynosi ok. 0.2 Pa. Dzięki temu uzyskane zostaną pierwsze informacje na temat struktury atmosfery poniżej poziomu 1 215 km od środka Plutona, oraz wartości n, T i p przy samej powierzchni. Dane te precyzyjnie pokażą strukturę inwersji temperatur na niskich wysokościach (jeśli występują) oraz pozwolą na wykrycie troposfery i ewentualne jej scharakteryzowanie. Podczas zakrycia dane REX zostaną zaburzone nie tylko przez atmosferę, ale również przez wzór dyfrakcji wywoływany przez powierzchnię. Zostanie on usunięty z zastosowaniem techniki odwróconego filtrowania Fresnela. Następnie profile n, p i T w atmosferze zostaną otrzymane za pomocą transformacji Abela, stosowanej powszechnie w badaniach atmosfer planet. W czasie analizy danych konieczne będzie też oszacowanie wpływu pola grawitacyjnego Plutona na statek oraz czynników instrumentalnych na statku i w stacji naziemnej.

Metoda zakryciowa pozwoli też na wykonanie poszukiwań jonosfery. Obecne modele wykazują, że efekt wywierany przez możliwą jonosferę Plutona na sygnał jest znajduje się blisko poziomu szumu eksperymentu REX. Jonosfera zostanie wykryta jeśli jej gęstości elektronów będzie wyższa od 2 x 10^3 e-/cm^3. Znajduje się to na górnej granicy obecnych przewidywań gęstości elektronów, zwłaszcza jeśli dolna część jonosfery charakteryzuje się ostrym pionowym gradientem gęstości. Taka jonosfera zostanie wykryta jako wyraźne przesunięcie fazy sygnału w krótkim odstępnie czasu. Jeśli jonosfera zostanie wykryta będzie można wyznaczyć jej podstawowe parametry, takie jak szczytowa gęstość i wysokość na której znajduje się obszar o największej gęstości elektronów.

W przypadku Charona atmosfera neutralna jest najprawdopodobniej tak rozrzedzona, że za pomocą REX nie będzie można jej wykryć. Ewentualna jonosfera zostanie wykryta jeśli jej gęstość przekracza 2 x 10^3 e-/cm^3, co jest bardzo mało prawdopodobne.

Dokładne pomiary czasów zakrycia sondy przez Plutona i Charona pozwolą na precyzyjniejsze określenie ich wielkości. Dla Plutona niedokładność w pomiarze promienia będzie dużo mniejsza od 1 km. W czasie zakrycia pojazd przejdzie prawie wzdłuż średnicy Plutona, co ograniczy niedokładności w pomiarach prawie wyłącznie do błędów w oszacowaniu parametrów trajektorii sondy. Po odniesieniu promienia do masy gęstość Plutona zostanie wyznaczona z niedokładnością rzędu 1%, porównywalną z niedokładnością w znajomości masy Trytona. W czasie pomiarów promienia użyte zostanie odwrócone filtrowanie Fresnela usuwające efekt dyfrakcji.

Masy mijanych ciał zostaną wyznaczone z przesunięcia dopplerowskiego w sygnale Ziemia - sonda podczas przelotu. Częstotliwość tego sygnału zostanie odniesiona do częstotliwości USO. Pomiary te zostaną wyprowadzone ze śledzenia sondy wykonywanego podczas przelotu. W czasie obserwacji  zakryciowych wystąpią pojedyncze okazje do takich pomiarów. Pozwoli to na wyznaczenie wartości ilorazu stałej grawitacyjnej i masy (G x M) układu Pluton Charon, a z tego masy całego układu. Obserwacje radiometryczne w czasie przelotów koło Plutona i Charona najprawdopodobniej pozwolą na indywidualną ocenę ich masy z dokładnością większa niż w przypadku obserwacji naziemnych.

Pomiary radiometryczne zostaną wykonane poprzez rejestrowanie słabej emisji cieplnej 7.2 GHz z powierzchni, głównie po nocnych stronach Plutona i Charona. Pozwolą na ustalenie temperatury powierzchni oraz ciśnienia przy powierzchni. Na Plutonie pomiary takie zostaną wykonane  w czasie gdy pojazd będzie przesuwał się nad nocną stroną Plutona. Wtedy też oś anteny będzie zwrócona na powierzchnię przed drugim epizodem obserwacji atmosfery, w czasie wyjścia zza tarczy. W tym okresie system radiowy będzie pracował jako bierny radiometr. Dzięki temu wykonany zostanie skan radiometryczny w poprzek tarczy. Na Charonie natomiast rozmiar tarczy będzie mniejszy od szerokości wiązki odbieranej przez antenę. Dlatego te wykonany zostanie bierny pomiar radiometryczny dla całej tarczy. W obu przypadkach obserwacje takie zostaną wykonane w czasie kilku minut, gdy tarcze Plutona i Charona zasłonią Ziemię. Pomiary te pozwolą na ustalenie temperatur po nocnych stronach Plutona i Charona, których nie można zmierzyć w inny sposób. Ponadto przed wejściem za tarcze możliwe będzie wykonanie uzupełniających pomiarów radiometrycznych po stronie dziennej. Możliwe będzie wykorzystanie tutaj manewrów obrotów sondy wykonywanych na potrzeby obserwacji innych instrumentów. Pozwolą one na przesuniecie osi anteny HGA wzdłuż tarcz po stronie oświetlonej.

Eksperyment REX został opracowany przez Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (JHU APL), oraz Stanford University.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:50
HISTORIA MISJI
We wstępnych planach misji Voyager istniała opcja wykorzystania sondy Voyager 1 do wykonania przelotu koło Plutona po minięciu Saturna. Nastąpiłby on w końcu lat 80-tych. Wykluczyłoby to jednak bliski przelot koło Tytana. Tytan został jednak uznany za bardziej istotny naukowo od Plutona. Ponadto jego badania były znacznie mniej ryzykowne od przelotu koło Plutona, który nastąpiłby po wielu latach. Dlatego też możliwość ta nie została wykorzystana. W tym czasie nie znana była oczywiście atmosfera Plutona, złożoność jego powierzchni i skomplikowany układ księżyców. Nie znany był też Pas Kuipera. W przypadku Tytana spodziewano się natomiast wykonania badań jego atmosfery oraz zbadania powierzchni dzięki jej obserwowaniu przez przerwy w chmurach.

Po przelocie Voyagera 2 koło Trytona Pluton znacznie zyskał na atrakcyjności. Pierwsze studium nad możliwością misji do Plutona (“Pluto-350”) zostało przeprowadzone przez Discovery Program Science Working Group (DPSWG) w latach 1989 - 1990. Rozważano wtedy przelot koło Plutona za pomocą małej sondy z minimalnym wyposażeniem naukowym. Pas Kuipera nie był tedy jeszcze odkryty. Rozważana sonda miała mieć masę 350 kg. Miała posiadać generator RTG, system obrazujący, spektrometr UV, pakiet do badań plazmy oraz wyposażenie komunikacyjne pozwalające na wykonanie eksperymentu radiowego. Mogła wystartować za pomocą rakiety Delta 2 w 1999r, wykonać serię przelotów koło Wenus i Ziemi oraz asystę grawitacyjną koło Jowisza w 2009r. Dotarcie do Plutona nastąpiłoby około 2015r. Masa instrumentów miała wynosić połowę masy wyposażenia sond Voyager. W tym czasie taki ładunek był uważany za kontrowersyjny, ponieważ dawał mało możliwości przy dużym ryzyku.

Krótko po zakończeniu studium Pluto-350 w NASA rozważano wykonanie misji za pomocą znacznie większej sondy klasy Mariner Mark II (typu sondy Cassini). Byłaby ona mniej ryzykowna i zapewniła znacznie lepsze rezultaty naukowe. Ponadto byłaby logiczną kontynuacją misji dużych sond klasy Cassini. Planowano wtedy wykonanie serii misji opartych na tej konstrukcji. Rozważno też zastosowanie krótko żyjącej, dodatkowej odłączanej sondy, która wykonałaby bliski przelot po stronie nieobserwowanej z bliska półkuli Plutona 3.2 dnia po statku macierzystym (połowa okresu rotacji Plutona). W lutym 1991 r misja ta znalazła się na liście priorytetów wyznaczonych przez Solar System Exploration Subcommittee (SSES), obok orbitera Neptuna typu Mariner Mark II. Później w Solar System Exploration Division utworzona została grupa Outer Planets Science Working Group (OPSWG) mająca określić cele naukowe takiej misji, udokumentować ich wartościowość, oraz przygotować wybór instrumentów, które zostałyby określone w połowie lat 90-tych. Przewodniczył jej Alan Stern. Do 1992 większość tych prac została zakończona. Jednak z powodu niewystarczającego finansowania w tym czasie OPSWG przeprowadził też kolejną analizę misji typu Pluto-350. Na początku 1992r określono, że przeprowadzona powinna zostać misja mała. W tym czasie rozpoczynały się prace nad misjami Mars Pathfinder i NEAR, więc misje małe klasy Discovery miały większe szanse na zaakceptowanie.

Na początku 1992 r w JPL pojawiła się nowa koncepcja misji do Plutona, Pluto Fast Flyby (PFF), określana jako szybsza, tańsza i lepsza od misji typu Mariner Mark II i Pluto-350. Misja ta miała się składać z dwóch sond. Każda z nich miała mieć masę 35 - 50 kg i posiadać około 7 kg silnie zminiaturyzowanych (nie istniejących w tym czasie) instrumentów naukowych. Projekt taki pozwalał na wykonanie dwóch przelotów koło Plutona za mniej niż 500 mln dolarów (nie licząc kosztów startu). Rakietami nośnymi miały być Titan IV-Centaur. W późniejszym czasie koncepcja ta zastąpiła Mariner Mark II i Pluto-350. Lot do Plutona miał trwać 7 - 8 lat zamiast 12 - 16 lat. Scenariusz misji zakładał przelot koło Jowisza, ale nie uwzględniał przelotów koło Wenus i Ziemi jak inne koncepcje. Krótko po zdefiniowaniu napotkano jednak problemy. Masa sond szybko wzrosła do 140 kg natomiast masa instrumentów nie zmieniła się. Ponadto znacznie wzrosły koszty startu. Ponieważ dwa starty kosztowałyby 800 mln dolarów koszty całej misji przekroczyły miliard dolarów. Po utracie misji Mars Observer w programach badań planet nastąpiło też zamieszanie. Po przeskalowaniu misji do jednej sondy koszty nadal były zbyt wysokie.

W późniejszym czasie poszukiwane były możliwości współpracy z ESA i Rosją w celu ograniczenia kosztów. Zainteresowanie ESA było niewielkie. Silniejsze było natomiast zainteresowanie Rosji. A. Stern i dyrektor IKI A. Galeev opracowali pomysł wyniesienia PFF za pomocą rakiety Proton, co zmniejszyłoby koszty poniesione przez NASA o 400 mln dolarów. Rosja mogła tez dostarczyć sondę odłączaną od PFF, tzw. Drop Zond, która weszłaby w atmosferę Plutona wykonując spektrometrię masową i zdjęcia przed zderzeniem z powierzchnią. W. Ip i I. Axford z Max Plank Institute for Planetary Physics przedstawili możliwość pokrycia części kosztów rakiety Proton przez Niemcy (30 mln dolarów). Ponadto zaproponowano dodanie dodatkowego próbnika, który zderzyłby się z Io w czasie przelotu PFF koło Jowisza.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:52
PFF jednak nigdy nie wszedł w fazę projektowania, ponieważ w tym czasie w badaniach planet zdefiniowano inne priorytety. Administracja NASA D. Goldina zleciła natomiast analizę możliwości przeprowadzenia misji bez współpracy międzynarodowej, bez RTG i za pomocą małej rakiety, takiej jak Delta 2. OPSWG uznała to oczywiście za niewykonalne. Studium takie zostało jednak wykonane przez JPL. Wykazano, że misja bez RTG (z użyciem baterii) byłaby zbyt ryzykowna lub wykraczałby poza dostępne możliwości techniczne. W tym samym czasie wskazano jednak możliwości opracowania miniaturowych instrumentów dla PFF.

W połowie lat 90-tych nastąpił wzrost zainteresowania Pasem Kuipera, dzięki czemu administracja NASA zaleciła JPL wznowienie studiów nad misją klasy PFF. Misja tego typu była później określana jako Pluto Express lub Pluto-Kuiper Express (PKE). PKE miał być pojedynczą sondą o masie 175 kg posiadającą 9 kg sprzętu naukowego oraz rejestrator jednoczęściowy o pojemności 2 gigabitów. Start miałby się odbyć w latach 2001 - 2006. Planowano wykorzystanie przelotu koło Jowisza. Science Definition Team (SDT), któremu przewodził J. I.
Lunine przeprowadził studium nad instrumentami naukowymi dla takiej misji. Raport został opublikowany w 1996 r. Wybór instrumentów miał nastąpić w 1997 r. Jednak administracja D. Goldina zainicjowała drastyczne cięcia w tym programie i do wyboru sprzętu nie doszło.

W 1999 r wznowiono jednak prace nad instrumentami, głownie z powodu dużego zainteresowania środowiska uczonych związanych z badania planet. Propozycje instrumentów zebrano w marcu 2000 r. Wiele propozycji, w  tym eksperyment radiowy, pakiet do badan plazmy i instrumenty teledetekcyjne wywodziło się w prostej linii z programu projektowania miniaturowych instrumentów dla PFF. Zostały one przeanalizowane, ale formalny wybór sprzętu nie został dokonany. We wrześniu 2000 r projekt PKE został anulowany. W tym czasie nadal znajdował się w fazie A. Przyczyną był wzrost kosztów, który spowodował, że wydatki na misję na Plutona ponownie przekroczyłyby miliard dolarów.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:53
W końcu 2000 r pojawiła się możliwość zgłaszania tańszych propozycji misji do Plutona, prowadzących przez PI. Została ogłoszona na konferencji prasowej 20 grudnia 2000 r i oficjalnie opublikowana 19 stycznia 2001 r. Zbieranie wstępnych propozycji trwało do 20 marca, a potem zostało przedłużone do 6 kwietnia. Ponieważ do tej pory żadna misja do zewnętrznego Układu słonecznego i żadna misja z RTG nie była prowadzona przez PI, administracja NASA wskazywała, że nie musi dokonać wyboru żadnej misji. Przyjmowane propozycje musiały spełniać wyznaczone cele naukowe, start miał odbyć się za pomocą rakiet Atlas 5 lub Delta 4, a całkowity koszt miał wynosić około 504 mln dolarów. Do dyspozycji były dwa zapasowe generatory RTG, pozostałe po misjach Galileo i Cassini. Koszt ich przygotowania wynosił odpowiednio 50 i 90 mln dolarów (drugi miał większą moc).

Krótko po rozpoczęciu zbierania propozycji nowo przejęty budżet NASA nie zawierał funduszy dla takiej misji na rok fiskalny 2002. Nie przewidywał też finansowania w następnych latach. Po kilku dniach koncepcja misji tego typu została anulowana, ale interwencje w Senacie pozwoliły na szybkie przywrócenie finansowania. Zgłoszono trzy propozycje misji, dwa z JPL i jedną z APL. Jedna z propozycji JPL zakładała wykorzystanie napędu jonowego w celu uniknięcia przelotu koło Jowisza i wąskiego okna startowego. Proces wyboru misji rozpoczął się 6 kwietnia 2001r. Po 2 miesiącach analiz, 6 lipca do dalszych prac wybrana została jedna z propozycji JPL - POSSE (Pluto and Outer Solar System Explorer), zakładająca wykorzystanie przelotu koło Jowisza oraz propozycja APL - New Horizons. Ostatecznie 29 listopada 2001 r wybrana została propozycja APL. Projekt ten zakładał wykorzystanie małego statku (o masie około 400 kg) opartego na sondzie CONTOUR. Masa instrumentów została określona na około 30 kg, znacznie więcej niż w przypadku PKE. W skład proponowanego sprzętu naukowego wchodziły: pakiet do obserwacji teledetekcyjnych (Pluto Exploration Remote Sensing Instrument - PERSI); pakiet do badań plazmy i cząstek energetycznych (Plasma and High Energy Particle Package - PAM); system do obrazowania z dużej odległości (Long Range Reconaissiance Imager - LORRI); oraz wyposażenie umożliwiające wykonanie eksperymentu radiowego (Radio Experiment - REX). PERSI i osprzęt REX były głównymi elementami wyposażenia. PAM i LORRI można było usunąć w przypadku napotkania dużych problemów w trakcie ich projektowania. Nie zaplanowano magnetometru, odbiornika fal plazmowych, spektrometru masowego oraz detektora pyłu, które przedstawiały niewielką wartość naukową dla misji do Plutona lub mogłyby sprawiać problemy techniczne. Zakładano użycie generatora RTG o mniejszej mocy, pozwalającego na zmniejszenie kosztów misji. Zaproponowany rejestrator danych miał mieć też znacznie większą objętość, do 42 gigabitów. Ponieważ dotarcie do Plutona miało nastąpić jak najszybciej datą startu z przelotem koło Jowisza stał się grudzień 2004 r. Zapasowe okno otwierało się w styczniu 2006 r.

Na początku prac nad misją New Horizons istniało wiele przeszkód, w tym brak gwarancji finansowania poza fazą B, brak rakiety nośnej certyfikowanej na start z RTG, oraz brak wystarczającej ilości przygotowanych już elementów paliwowych dla RTG. Data startu szybko została przesunięta na 2006 r. Ponadto NASA nalegała na zastawanie droższego RTG o wyższej mocy. Ponadto pod koniec 2001 r dwóch inżynierów APL pracujących przy projektowaniu oscylatora ultrastabilnego zginęło w małym wypadku lotniczym. Zespól misji rozpoczął wstępne prace projektowe w styczniu 2002 r, które zakończyły się przeglądem SRR (System Requirements Review) w maju 2002 r. Datę dotarcia do Plutona udało się przesunąć z 2017 r na 2015 r. W Decadal Report in Planetary Sciences z 2002 r misja została uznana za najbardziej priorytetową. Po licznych debatach udało się też uzyskać finansowanie dalszych prac nad misją (poza fazą B) w roku fiskalnym 2003.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:54
W październiku 2002 r odbył się przegląd MPDR (Mission Preliminary Design Review). W marcu 2003 r zatwierdzono prowadzenie fazy C i D projektu. W lipcu 2003 r wybrano rakietę nośną. W październiku 2003 r odbył się przegląd MCDR (Mission Critical Design Review). W czasie ostatecznego projektowania sondy konieczne było wprowadzenie serii zmian. Z powodu trudności w przygotowywaniu paliwa do RTG (wytwarzania poszczególnych kul paliwowych) produkcja mocy w czasie przelotu koło Plutona została zmniejszona o 15% (30W). Sposób montażu RTG i konieczność zbalansowania sondy spowodowała wzrost jej masy o 50 kg. Średnica anteny wysokiego zysku została zmniejszona z 3 m do 2.1 m w celu zmniejszenia masy pojazdu. Pojemność kondensatorów systemu energetycznego została zwiększona o 25% w celu skompensowania wahań mocy dostarczanej przez RTG. Z trójkątnej struktury pojazdu usunięto rogi w celu dalszego zmniejszenia masy. Pojemność rejestratora danych została zwiększona do 64 gigabitów. Ciężkie szperacze gwiazd zostały zastąpione lżejszymi modelami. Zmieniono typ wzmacniaczy w systemie komunikacyjnym. Zmieniono pozycje silników w celu uniknięcia zanieczyszczenia powierzchni pojazdu i rozwiązania problemów z przebiegiem linii paliwowych. Ponadto zwiększono redundancyjność systemu komunikacyjnego. Do ładunku naukowego wprowadzono detektor pyłu SDC, będący głównie częścią programu edukacyjnego. Pakiet teledetekcyjny PERSJI został podzielony na dwa niezależna instrumenty - Ralph i Alice. Pakiet do pomiarów plazmy PAM został rozdzielony na dwa urządzenia - SWAP  dla cząstek niskoenergetycznych i PEPSSI dla cząstek wysokoenergetycznych. Do instrumentów dodano też pokrycia ochronne otwierane po starcie.

Pierwsze instrumenty zostały ukończone we wrześniu 2004 r. Prace nad strukturą statku zostały zakończone w styczniu 2005 r. Ostatnie elementy wyposażenia naukowego zostały dostarczone w marcu 2005 r. Montaż statku zakończył się w kwietniu 2005 r. W maju 2005 r rozpoczęły się jego testy środowiskowe. Pojazd został dostarczony do KSC we wrześniu 2005 r.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:56
PRZEBIEG MISJI
Okno startowe dla startu sondy New Horiozons z wykorzystaniem przelotu koło Jowisza występowało co 13 miesięcy, a w przypadku lotu bez asysty - co 12 miesięcy. Dotarcie do Plutona powinno natomiast nastąpić w czasie jak najkrótszym, przed rokiem 2020. Później spodziewany jest zanik atmosfery Plutona. Ponadto po tym okresie północna strefa polarna będzie nie oświetlona a obszar objęty przez noc polarną będzie się zwiększał, zmniejszając procent powierzchni możliwy do zobrazowania. Trajektoria z przelotem koło Jowisza, określana jako JGA (Jupiter Gravity Assist) pozwoliła na zmniejszenie energii koniecznej do nadania pojazdowi w czasie startu, łagodząc stopień ograniczeń jego masy w stosunku do lotu bezpośredniego. Użycie trajektorii z dużym manewrem silnikowym i przelotem koło Ziemi albo z dwoma przelotami koło Wenus i jednym koło Ziemi pozwoliłoby na dalsze zmniejszenie energii nadawanej na starcie, ale wydłużyłoby czas trwania misji. Zastosowanie trajektorii z przelotem koło Ziemi bez przelotu koło Jowisza nie pozwoliłoby na nadanie sondzie dostatecznej energii. Istniała też trajektoria z przelotem koło Saturna, ale start musiałby nastąpić dopiero w roku 2009, a dotarcie do Plutona nastąpiłoby około roku 2022.

Optymalne okno startowe z wykorzystaniem przelotu koło Jowisza wystąpiło w grudniu 2004r. Wymagało ono najmniejszej energii przy starcie. Rozpoczęcie misji w tym terminie było zaplanowane w pierwotnej propozycji misji z 2001r. Przelot koło Plutona nastąpiłby wtedy w lipcu 2014r a zakończenie misji rozszerzonej - w 2019r. Z powodu niewystarczającego finansowania w lutym 2002 r termin rozpoczęcia misji został przełożony na ostatnie okno startowe dla JGA, w lutym 2006 r. Wymagało to jednak nadania większej energii przy starcie. Rozważanymi rakietami nośnymi były Delta 4 Heavy i Atlas V 551. W lutym 2003r wybrany został Atlas V.

Pierwsze okno możliwe do wykorzystania otworzyło się 11 stycznia 2006 r i trwało 36 dni. Długi okres trwania okna dawał bardzo duże prawdopodobieństwo startu w 2006r. Osiągnięto to poprzez połączenie dwóch rodzajów trajektorii - z przelotem koło Jowisza i bez niego w jednym oknie. Ponadto data przelotu koło Plutona nie została sztywno ustalona. Do 2 lutego możliwy był przelot kolo Jowisza, a od 3 do 14 lutego - lot po trajektorii bezpośredniej. W ostatnim przypadku przelot koło Plutona miałby miejsce w latach 2018 - 2020, czyli w akceptowalnym okresie. W późniejszym czasie trzeba było poczekać około roku na okno startowe dla lotu bezpośredniego, otwierające się w lutym 2007r.

Umieszczenie rakiety nośnej na platformie startowej oraz symulacje startu odbyły się pomiędzy 4 a 6 grudnia 2005 r. Sonda zintegrowana ze stopniem  Star-48B została umieszczona w owiewce 13 grudnia. Pierwotnie start była zaplanowany na pierwszy dzień głównego okna startowego, 11 stycznia 2006 r. Jednak 16 grudnia 2005 r podczas przygotowań do startu zaobserwowano problemy ze zbiornikiem paliwa pierwszego stopnia rakiety nośnej. Konieczne były dodatkowe testy polegające na badaniu boroskopowym zbiornika paliwa stopnia 1. Dlatego też datę startu przesunięto na 17 stycznia 2006 r. 17 grudnia sonda wraz ze stopniem górnym została zintegrowana z rakietą nośną. 16 stycznia rakieta została przesunięta na stanowisko startowe SLC-41C. Procedura ta rozpoczęła się o godzinie 15:30 UTC. Została zakończona o 16:10 UTC. Tankowanie zbiornika pierwszego stopnia zostało zakończone około 21:30 UTC.

17 stycznia nie występowały żadne problemy z rakietą nośną. Jednak z powodu porywistego wiatru start był przekładany 6 razy. Ostatecznie został przeniesiony na następny dzień. 18 stycznia start także został anulowany, z powodu problemów z zasilaniem w APL, gdzie znajdowało się centrum kontroli misji. Używano tam zasilania zapasowego. Przyczyną były silne burze w obszarze Baltimore - Waszyngton.

New Horizonts wystartował ostatecznie 19 stycznia 2006 r za pomocą rakiety Atlas 5-551. Była to rakieta Atlas 5 z owiewką o wysokości 5 metrów, pięcioma silnikami pomocniczymi na paliwo stałe, drugim jednosilnikowym stopniem Centaur, oraz trzecim stopniem w postaci silnika Star 48B. Rakieta w tej konfiguracji osiągała ciąg 2.5 mln funtów. Miejscem startu był Przylądek Canaveral, kompleks startowy 41C. Pogoda w KSC była sprzyjająca - utrzymywały się 80-procentowe szanse na dobre warunki. Start odbył się o godzinie 19:00:00 UTC. Rakieta przekroczyła barierę dźwięku po 45 sekundach lotu. Silniki pomocnicze zostały odrzucone po 1.5 minuty od startu. Po 4 minutach i 38 sekundach oddzielił się pierwszy stopień rakiety. New Horizons znalazł się na orbicie parkingowej, lecąc z szybkością ponad 27 tysięcy kilometrów na godzinę. O 19:30 UTC uruchomiony został silnik stopnia Centaur - RL-10, który skierował sondę na wyższą orbitę parkingową o apogeum 101 mil i perygeum 132 mil. W dalszej kolejności ponownie uruchomiono silnik stopnia Centaur, co spowodowało opuszczenie orbity okołoziemskiej. Następnie Centaur został odrzucony. W dalszej kolejności uruchomiono stopień Star 48B. Dostarczył on dodatkowego ciągu, nadając sodzie wyjątkowo dużą energię. Przyspieszył on statek do szybkości 10 mil na sekundę, umożliwiającą dotarcie do Jowisza w marcu 2007 roku. Następnie po 44 minutach i 55 sekundach od startu został on odrzucony. Pojazd przeciął orbitę Księżyca po 9 godzinach. Opuścił Ziemię z największą szybkością nadaną pojazdowi przy starcie, 36 256 m/h, bijąc rekord sondy Ulysses.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:57
Po kilku dniach od startu przetestowano wszystkie systemu sondy i skonfigurowano statek. Sonda bez problemów przeszła do fazy lotu międzyplanetarnego. W czasie startu stopień Star-48B działał zgodnie z oczekiwaniami i pierwsza korekta trajektorii wymagała zmiany szybkości sondy na poziomie tylko 18 m/s. Plan zakładał, że ta wielkość będzie 5 - 10 razy wyższa. Dzięki temu zaoszczędzono paliwo na cele naukowe.

Po starcie szybkość sondy względem Słońca spadała na skutek działania pola grawitacyjnego Słońca. Przelot koło Jowisza pozwalał na zwiększenie szybkości względem Słońca o 3.83 km/s. Później szybkość pojazdu ponownie spadała. Przelot koło Plutona zwiększy jego szybkość tylko o kilka metrów na sekundę. Później, w czasie misji w Pasie Kuipera pojazd będzie ponownie zwalniał. W czasie misji pojazd przemierzy prawie całą planetarną część Układu Słonecznego po trajektorii bliskiej płaszczyźnie ekliptyki. Przetnie orbity czterech planet..

Pierwsza korekta trajektorii (Trajectory Correction Maneuver 1 - TCM-1) wymagała całkowitej zmiany szybkości na poziomie 18 m/s. Została podzielona na dwie części - TCM-1A i TCM-1B. Część TCM-1A została wykonana 28 stycznia o godzinie 19:00 UTC. Trwała 4 minuty i 36 sekund. Spowodowała zmianę szybkości na poziomie 5 metrów na sekundę. Część TCM-1B została wykonana 30 stycznia o godzinie 19:00 UTC. Trwała 12 minut. Spowodowała zmianę szybkości o 13.3 metra na sekundę. Na podzielenie korekty zdecydowano się w celu skalibrowania systemu napędowego małym uruchomieniem silników przed wykonaniem większego manewru. Korekta przebiegała bezproblemowo. Wstępnie skierowała statek na właściwy punkt w okolicach Jowisza. Jego przecięcie pozwoliło na wykonanie precyzyjnego przelotu koło Plutona. Sonda pozostawała w odległości 1 AU od Słońca do 29 stycznia 2005 roku. Druga zaplanowana korekta trajektorii (TCM-2) została anulowana.

Druga korekta, TCM-3 została wykonana 9 marca 2005 r o godzinie 17:00 UTC. Uruchomienie silników trwało 76 sekund i zmieniło szybkość sondy o 1.16 metra na sekundę. Manewr ten został przeprowadzony w trybie stabilizacji trójosiowej, po raz pierwszy w czasie trwania misji. Pozwolił na ostatecznie dostawanie orbity do spotkania z Jowiszem. W trakcie korekty statek znajdował się w odległości 51.7 miliona kilometrów od Ziemi i poruszał się z szybkością 37.5 kilometra na sekundę. Dane były odbierane przez stację DSN w Canberrze w Australii. Po korekcie orbita sondy charakteryzowała się peryhelium 0.98 AU, inklinacją 0.98° i mimośrodem 1.40.

Sonda minęła orbitę Marsa 8 kwietnia 2006 roku o godzinie 10:00 UTC, po 78 dniach lotu, miesiąc po tym jak Marsa osiągnęła sonda MRO, która wystartowała aż 5.5 miesiąca wcześniej. W trakcie przekroczenia orbity Marsa sonda znajdowała się bliżej Ziemi niż Marsa - w odległości 93.5 mln km od Ziemi. Odległość do Marsa wyniosła 299 milionów kilometrów. W tym czasie pojazd leciał z szybkością około 21 kilometrów na sekundę. Przekroczenie orbity nastąpiło w odległości 243 milionów kilometrów od Słońca - blisko apohelium orbity Czerwonej Planety.

13 czerwca 2006r nastąpił odległy przelot koło małej planetoidy 2002 JF56, o średnicy jedynie 2.5 km. Sonda minęła to ciało w odległości 102 000 km o godzinie 04:05 UTC. Podczas przelotu wykonano testy obserwacji nawigacyjnych. Przebiegały one bezproblemowo. W polu widzenia systemu Raplh/MVIC planetoida miała wielkość kilku pikseli.

21 września 2006r kamera LORRI uzyskała pierwsze, bardzo odległe zdjęcie Plutona.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 30, 2011, 23:59
Sonda wykorzystała wsparcie grawitacyjne Jowisza podczas przelotu koło tej planety. W ten sposób New Horizons stał się 7 sondą odwiedzającą Jowisza (po pojazdach Pioneer 10, Pioneer 11, Voyager 1, Voyager 2, Ulysses i Galileo) - pierwszą od czasu zakończenia misji Galileo w 2003 roku i ostatnią przed misją Juno, która dotrze na polarna orbitę Jowisza w 2016 roku. W celu wejścia na odpowiednią trajektorię lotu do Plutona sonda musiała trafić w okno o szerokości około 500 mil z odległości 500 milionów mil. Sonda minęła Jowisza w odległości 32 promieni planety od jej środka, czyli 2.5 miliona kilometrów dnia 28 lutego 2007 roku o godzinie 05:42 UTC. Największe zbliżenie do umownej powierzchni planety wynosiło 2 305 126 km. Szybkość pojazdu w stosunku do planety wynosiła 21.2 km/s. Dzięki stosunkowo dużej odległości przelotu dawka przyjętego promieniowania była niewielka. Przelot spowodował zwiększenie szybkości pojazdu oraz zwiększenie inklinacji jego orbity. Nowa trajektoria charakteryzowała się peryhelium 2.2 AU, inklinacją 2.3° i mimośrodem 1.40. Dzięki temu możliwe stało się spotkanie z Plutonem w odległości 32.9 AU od Słońca, 1.1 AU ponad płaszczyzną ekliptyki. Pole grawitacyjne Jowisza przyspieszyło sondę o 14 000 kilometrów na godzinę i skierowało ją na trajektorię do Plutona, odchyloną o 2.5 stopnia od płaszczyzny ekliptyki. Była to połowa szybkości wahadłowca na orbicie. Sonda poruszała się z szybkością 83 600 km/h względem Słońca. Dzięki temu sonda osiągnęła 3 prędkość kosmiczną pozwalającą na opuszczenie Układu Słonecznego, podobnie jak sondy Pioneer 10 i 11, oraz Voyager 1 i 2. Dzięki temu lot do Plutona został skrócony o 3 lata stosunku do misji bez przelotu koło Jowisza. Od startu do przelotu koło Jowisza pojazd przebył około 800 mln km.

W czasie przelotu sonda znalazła się cztery razy bliżej Jowisza niż pojazd Cassini, za orbitą Kallisto. Dzięki temu można było wykonać obserwacje naukowe nie możliwe do przeprowadzenia z sondy Cassini. Odległość do księżyców galileuszowych była stosunkowo duża, ale za pomocą LORRI można było wykonać ich stosunkowo dobrze obserwacje. Szczególnie wartościowy był monitoring aktywności Io. W czasie planowania misji zainteresowanie budziły możliwości przelotu koło jednego z niewielkich księżyców zewnętrznych. Jednak trajektoria sondy nie pozwalała na wykonanie przelotu koło jakiegokolwiek księżyca bez odpowiedniej korekty. W celu zaoszczędzenia paliwa na spotkanie z Plutonem zdecydowano o zaniechaniu takiego przelotu.

Przelot koło Jowisza został wykorzystany do wykonania 4-miesięcznej intensywnej kampanii obserwacyjnej układu największej planety. Program ten objął ponad 700 oddzielnych obserwacji naukowych, z których ponad połowa była wykonywana w dniu największego zbliżenia, czyli więcej niż zaplanowano dla przelotu koło Plutona. Oprócz wysokiej wartości naukowej była to generalna próba dla statku kosmicznego i jego instrumentów. Badania naukowe objęły atmosferę (długotrwałe obrazowanie pokazujące zmienność), magnetosferę (pomiary bezpośrednie cząstek nisko i wysokoenergetycznych), zorze polarne, pierścienie, środowisko pyłowe, oraz obrazowanie torusa na orbicie Io w ultrafiolecie. Ponadto zostało wykonane obrazowanie powierzchni, mapowanie składu powierzchni, oraz badania atmosfer księżyców Jowisza - Io, Europy, Ganimedesa i Kallisto.

Obserwacje atmosfery Jowisza dały unikalną szansę na badania rozwoju burz na planecie dzięki wykonywaniu sekwencji zdjęć za pomocą LORRI przez okres dwóch tygodni. Obserwacje w wysokiej rozdzielczości podczas największego zbliżenia pozwoliły na badanie trójwymiarowe struktury atmosfery i zlokalizowanie obszarów o dużej dynamice pionowej i poziomej. Szczególnym obszarem zainteresowania była Wielka Czerwona Plama. Ponadto New Horizons dostarczył pierwszych bliskich widoków Małej Czerwonej Plamy, która uformowała się z mniejszych wirów w 2005 roku. Obrazy miały 10 razy większą rozdzielczość od tych dostarczonych przez Teleskop Hubblea. Ponadto zostały wykonane badania struktury wyższej atmosfery Jowisza i jej temperatury poprzez obserwacje zakryć gwiazd. Obserwacje te, wykonane przez Alice dostarczyły informacji na temat pionowego rozkładu wielu istotnych substancji (metanu, wodory, acetylenu i węglowodrów wyższego rzędu) w szerokim zakresie ciśnień w atmosferze (10^-4 - 10^4 mbar). Pomiary wodoru i długo żyjących węglowodorów pozwoliły na opracowanie profili temperatury w atmosferze, a pomiary węglowodorów chemicznie aktywnych pozwoliły na nałożenie ograniczeń na modele dynamiki wyższej atmosfery i na modele procesów fotochemicznych. Obserwacje Jowisza objęły także badania świecenia atmosfery w ultrafiolecie wywołanego przez promieniowanie słoneczne. Obserwacje z sond Voyager ujawniły asymetrię w tym promieniowaniu znaną jako wybrzuszenie Lyman-alfa. Zjawisko to było badane przez lata przez Teleskop Hubblea i satelitę FUSE (Far Ultraviolet Spectroscopic Explorer). Instrumenty Alice i Raplh mapowały tą emisję na kilka dni przed największym zbliżeniem.

Obserwacje pierścieni za pomocą kamer pozwoliły na dokładne badania ich struktury, poszukiwania źródła pyłu w pierścieniach, a także na poszukiwania zagęszczeń materii i drobnych księżyców w ich obrębie. Były to najbardziej szczegółowe obserwacje systemu pierścieni Jowisza w historii lotów kosmicznych. Jeśli chodzi o źródło pyłu pewną rolę odrywają księżyce Adratea i Metis, ale za główne źródło uważane są inne ciała, o wielkości od metra do kilometra. Dlatego też w okresie od 4 do 2 dni przed największym zbliżeniem poszukiwane były małe, wewnętrzne księżyce planety. New Horizons wykonał pierwsze przestrzenne obserwacje krzywej fazowej pierścieni - zmian jasności pierścieni w zależności od kąta fazowego, co pozwoliło na badania wielkości i kształtu cząstek pyłu w pierścieniach. Obserwacje te pozwoliły na odróżnienie skupień pyłu od stałych ciał. 1 marca, 2 dni po największym zbliżeniu do Jowisza sonda obserwowała pierścienie prawie dokładnie od krawędzi, co pozwoliło na badania grubości i pionowej struktury pierścieni, a także na obserwacje struktur falowych w pierścieniach wykrytych przez sondę Galileo.

Obserwacje księżyców o największej rozdzielczości były wykonywane w kilku godzinach otaczających największe zbliżenie. Księżyce znajdowały się wtedy po przeciwnej stronie Jowisza niż sonda, ale instrumenty na New Horizons nadal mogły uzyskać dane wysokiej jakości, w tym zdjęcia. Do badanych aspektów należała np aktywność wulkaniczna na Io oraz globalna morfologia lodowej skorupy Europy. Badano atmosfery i powierzchnie wszystkich czterech księżyców galileuszowych. Obserwacje atmosfer w ultrafiolecie w pewnych aspektach były lepsze od wykonanych w trakcie wcześniejszych misji. Atmosfera Io składa się z dwutlenku siarki i świeci w zakresie widzialnym i ultrafioletowym z powodu bombardowania cząstkami z magnetosfery. Alice obserwował przejścia gwiazd za atmosferą i rejestrował pochłanianie światła przez atmosferę, co dało najlepsze obserwacje atmosfery po nocnej stronie Io. Pozwoliło na określenie czy zamarza ona na powierzchni w nocy. Europa i Ganimedes mają słabe atmosfery tlenowe świecące w zakresie ultrafioletu (emisja w liniach 1.304 i 1.356 A), co jest spowodowane bombardowaniem elektronami z magnetosfery. Przyrząd Alice uzyskał spektrogramy tej emisji o wysokiej jakości. Pozwoliło to na badania grubości atmosfer i ich odpowiedzi na zmiany pola magnetycznego Jowisza. LORRI poszukiwał emisji o charakterze zorzowym w świetle widzialnym podczas długich ekspozycji w cieniu Jowisza. Alice poszukiwał także po raz pierwszy emisji atmosferycznej na Kallisto.

Obrazowanie powierzchni Io przez LORRI pozwoliło na opracowanie globalnej mapy powierzchni i poszukiwania zmian w rozkładzie materiałów wyrzucanych przez wulkany od czasu opracowania ostatnich globalnych map (lata 2000 - 2001). Ralph/MVIC dostarczył zdjęć multispektalnych, ale tylko po stronie nocnej, oświetlonej przez Jowisz. Z powodu bardzo dużej czułości tego instrumentu obrazy strony dziennej byłyby prześwietlone. Raplh dostarczył też obrazowania cieplnego wulkanów po stronie nocnej. Pozwoliło to na określenie temperatur tych wulkanów. Było to istotne, ponieważ dane z Galileo wskazywały na wyższą temperaturę lawy niż na Ziemi, co mogło mieć związek z nietypowym składem lawy. Obrazy LORRI pozwoliły natomiast na badania globalnej topografii powierzchni. Obserwacje pozwoliły także na badania czasu życia i rozkładu pióropuszy wulkanicznych. New Horizons dostarczył najbardziej kompletnej inwentaryzacji pióropuszy od czasu obserwacji sond Voyager w 1979 roku i rozszerzył dane na temat ich życia zebrane przez sondę Galileo.

Obserwacje Europy, Ganimedesa i Kallisto za pomocą Raplh/LEISA pozwoliły na mapowanie globalnego składu ich powierzchni, w tym substancji różnych od lodu. Ponadto pozwoliły na wykonanie testów technik analizy danych przeznaczonych do zastosowania w systemie Plutona. Obserwacje w podczerwieni za pomocą Raplh/LEISA były szczególne wartościowe z powodu wysokiej rozdzielczości spektralnej tego instrumentu, znacznie wyższej od rozdzielczości spektrometrów podczerwieni użytych podczas innych misji. Ponadto możliwe było zbadanie składu obszarów powierzchni księżyców galileuszowych o wielkości do 150 kilometrów. Na Europie badane były składniki inne niż lód, które mogą pochodzić z podpowierzchniowego oceanu. Ponadto New Hoizons obserwował podobne substancje na Ganimedesie. Uzyskane w ten sposób dane były bardzo wartościowe, ponieważ duża część powierzchni Ganimedesa nie była badana za pomocą spektrometrów obrazujących. Wykonywanie obrazów terminatorów księżyców galileuszowych za pomocą LORRI umożliwiało przeprowadzenie badań topografii powierzchni tych obiektów.

W czasie przelotu New Horizons przez układ Jowisza obserwacje planety prowadziły teleskopy kosmiczne Hubblea i Chandra, satelita astronomiczny FUSE, oraz sonda Rosetta z wykorzystaniem spektrometru UV Alice bardzo podobnego do takiego spektrometru na New Horizons. Ponadto obserwacje prowadziły liczne obserwatoria naziemne, np Obserwatorium Kecka na Hawajach. Pozwoliło to na globalne odniesienie danych z New Horizons. Większość danych naukowych została zarejestrowana na rejestratorze SSD sondy i przetransmitowana na Ziemię w marcu i kwietniu.

Po przelocie sonda kontynuowała lot przez ogon magnetosfery Jowisza. New Horizons jako pierwszy próbnik poruszał się w tym obszarze. Przeleciał przez 1/4 długości ogona magnetosfery, rozciągającego się prawdopodobnie do okolic orbity Saturna. Instrumenty SWAP i PEPPSI prowadziły w tym czasie badania parametrów plazmy w ogonie. SDC wykonywał tez pomiary pyłu. W czasie oddalania się od Jowisza LORRI obrazował zorze jowiszowe po nocnej stronie planety.

19 marca sonda po raz pierwszy weszła w tryb bezpieczny z pozycjonowaniem na Ziemię, spowodowany błędem w pracy elektroniki Został on wywołany promieniowaniem. Sonda została przywrócona do normalnego trybu działania 21 marca. Następnie wznowiła pomiary cząstek w magnetosferze Jowisza. Pojazd wyszedł z ogona magnetosfery w  czerwcu. Zakończyło to okres badań Jowisza.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 31, 2011, 00:01
 Przez większy okres lotu Jowisz - Pluton sonda znajdowała się w trybie hibernacji ze stabilizacją obrotową. Dzięki temu zmniejszyły się koszty prowadzenia misji a stacje DSN mogły obsługiwać inne misje przez dłuższy czas. W tym trybie większość systemów nie była zasilana, co zmniejszy zużycie elektroniki. Było to bardzo istotne podczas długiego lotu na Plutona. Komputer pokładowy sondy monitorował jej stan i co tydzień wysłał sygnał radiolatarni przez antenę średniego zysku. Sygnał ten informował o tym, czy sonda działa prawidłowo, czy też konieczna jest interwencja kontrolerów. Średnio raz na rok sonda była wyprowadzana  z trybu uśpienia. Wtedy zespół misji wykonywał diagnostykę jej systemów, testował i kalibrował instrumenty, dokonywał korekt trajektorii, oraz zbierał precyzyjne dane nawigacyjne. Okresy takich testów trwały zwykle około 50 dni. Pierwszy roczny test sondy został przeprowadzony po 6 miesiącach od spotkaniu z Jowiszem.

25 września 2007 r o godzinie 20:04 UTC wykonana została trzecia korekta trajektorii, TCM-4. Czas pracy silników wyniósł 15 minut i 37 sekund. Zmiana szybkości wynosiła 2.37 m/s.

8 czerwca 2008 r sonda przecięła orbitę Saturna.

Od 29 grudnia 2009 r odległość pomiędzy sondą a Plutonem stała się mniejsza niż pomiędzy sondą a Ziemią.

25 lutego 2010 r sonda przebyła już połowę drogi do Plutona (całkowita odległość do przebycia w trakcie lotu do Plutona wynosiła 1 480 000 000 km).

30 czerwca 2010 r o godzinie 19:09 UTC odbyła się czwarta korekta trajektorii, TCM-5. Manewr był niewielki. Jego głównym celem było usunięcie zmian kursu spowodowanych promieniowaniem cieplnym generatora RTG. Fotony podczerwoni odbijające się od anteny HGA powodowały powolne zmiany orbity. Korekta ta trwała 35.6 sekundy. Spowodowała zmianę szybkości na poziomie 0.45 m/s. W tym czasie sonda znajdowała się w odległości 1.49 mld kilometrów od Ziemi. Z tej odległości sygnał radiowy przybywał do Ziemi po 2 godzinach.

17 grudnia 2010 r o godzinie 4.25 UTC upłynęła połowa czasu pomiędzy starem a największym zbliżeniem do Plutona (1731 dni, 8 godzin i 25 minut).

18 marca 2011 r o godzinie 22:00 UTC sonda przecięła orbitę Urana. Odległość pomiędzy pojazdem a planetą wynosiła 3.9 mld km.

2 grudnia 2011 r New Horizons znalazła się bliżej Plutona niż Voyager 2 przy najmniejszej odległości od tego obiektu.

14 lipca 2014 r wykonany został szósty manewr korekty trajektorii, TCM-6.

W lipcu 2014 r sonda rozpoczęła obserwacje nawigacyjne Plutona. Odbyły się one podczas 8 i ostatniego aktywnego testu instrumentów sondy (Active Check Out 8 - ACO-8). Miały one na celu zaplanowanie końcowych korekt trajektorii. W ich ramach używano głównie kamery LORRI. Pozwalała ona na obrazowanie w pełnej rozdzielczości z krótkim czasem ekspozycji ograniczonym przez zdolność kontroli orientacji sondy, oraz oraz przy sumowaniu 16 pikseli w układzie 4 x 4 z długim czasem ekspozycji. W trybie 4 x 4 rozdzielczość kątowa wynosiła 1/4 rozdzielczości pełnej, a szum odczytu - 1/4 szumu występującego w trybie rozdzielczości pełnej. W trybie tym możliwe było osiągnięcie znacznie dłuższego czasu ekspozycji bez rozmazania obrazów. Ponadto okresowo używana była kamera Ralph/MVIC. MVIC ma  rozdzielczość 5 razy mniejszą od LORRI. W czasie obserwacji nawigacyjnych stanowił zabezpieczenie na wypadek problemów napotkanych przy użytkowaniu tej kamery. Pierwsza kampania obserwacyjna trwała w dniach 20 - 27 lipca 2014 r (359 - 352 dni przed przelotem). Kamea LORRI uzyskiwała 5 obrazów w czasie 12 godzin w trybie rozdzielczości pełnej. Obserwacje objęły pełny okres orbitalny Charona. Inne księżyce nie były widoczne. Odległość Plutona od Charona wynosiła kilka pikseli

24 sierpnia 2014 r pojazd przeciął orbitę Neptuna.

29 sierpnia rozpoczął się ostatni okres hibernacji przed spotkaniem z Plutonem. Trwał on 99 dni, zakończył się 6 grudnia. Faza docierania do Plutona została podzielona na 3 okresy. Obejmowała też 4 dalsze kampanie nawigacyjne

Faza zbliżania się 1 (Approach Phase 1 - AP1) trwała w dniach 6 stycznia - 4 kwietnia 2014 r (180 - 100 dni przed przelotem, w odległości 226 - 121 mln km od Plutona). Obejmowała obserwacje nawigacyjne za pomocą LORRI pozwalające też na pomarty albedo powierzchni określenie parametrów orbit księżyców Plutona. SWAP i PEPSSI monitorowały też cząstki energetyczne.

Druga kampania obserwacji nawigacyjnych przed przelotem obejmowała dwie sesje obrazowania: 25 stycznia - 1 lutego 2015 r (170 - 163 dni przed przelotem, obrazowanie za pomocą LORRI w trybie rozdzielczości pełnej w  tempie 5 obrazów na 12 godzin i w trybie 4 x 4 w tempie 5 obrazów na 48 godzin) oraz 1 lutego - 6 marca 2015 r (163 - 130 dni przed przelotem, obrazowanie za pomocą LORRI w trybie w trybie 4 x 4 w tempie 5 obrazów na 48 godzin). Obserwacje objęły pełny okres orbitalny Hydry oraz pełny okres orbitalny Charona.

10 marca sonda wykonała siódmą korektę trajektorii, oznaczoną jako TCM-15B2. Była to pierwsza korekta wykonana w fazie dolotu do Plutona. Komendy zostały wysłane na sondę już 8 marca. Silniki zostały uruchomione o godzinie 09:15 UTC. Manewr trwał 93 sekundy i spowodował zmniejszenie szybkości sondy o 1.14 m/s. Opóźniło to czas największego zbliżenia do Plutona o 14 minut i 30 sekund. Ponadto manewr przesunął punkt największego zbliżenia o 3 442 km. W trakcie manewru sonda znajdowała się w odległości 4.8 mld km od Ziemi (32.28 AU) i 149 mln km od Plutona (1 AU). Sygnał biegł na Ziemię przez 4 godziny, 28 minut i 31 sekund. Podczas manewru używano anteny o średnicy 70 metrów w stacji DSN w Camberrze. Po zakończeniu korekty sonda weszła w tryb obrotowej kontroli orientacji przestrzennej w którym pozostawała do 4 kwietnia. Zwiększało to szybkość transmisji danych.

Faza zbliżania się 2 (AP2) trwała od 4 kwietnia do 23 lipca (100 - 21 dni przed przelotem, w odległości 121 - 26 mln km od Plutona). Obejmowała takie same pomiary jak AP1 oraz pomiary zróżnicowania koloru powierzchni i poszukiwania pierścieni. Rozdzielczość zdjęć była lepsza od tych z HST, ale Pluton nadal miał rozmiar tylko kilku pikseli w polu widzenia LORRI. 15 czerwca wykonano ponadto przedostatnią korektę trajektorii przed spotkaniem z Plutonem. Rozpoczęła się ona o godzinie 04:05 UTC i trwała 45 sekund. Zmiana szybkości wyniosła 52 cm/s.

Trzecia kampania nawigacyjna objęła trzy sesje: 5 - 15 kwietnia 2015 r (100 - 90 dni przed przelotem, obrazowanie za pomocą LORRI w trybie 4 x 4 w tempie 5 obrazów na 48 godzin); 14 - 22 kwietnia 2015 r (90 - 83 dni przed przelotem, obrazowanie za pomocą LORRI w trybie rozdzielczości pełnej w  tempie 4 obrazów na 12 godzin i w trybie 4 x 4 w tempie 2 obrazów na 48 godzin, oraz obrazowanie za pomocą MVIC w tempie 2 obrazów na 24 godziny); oraz 22 kwietnia - 15 maja 2015 r (82 - 60 dni przed przelotem, obrazowanie za pomocą LORRI w trybie 4 x 4 w tempie 5 obrazów na 48 godzin). Pluton miał szerokość 5 pikseli w polu widzenia LORRI. Obrazy uzyskane za pomocą instrumentu LORRI na 75 dni przed zbliżeniem były leprze od najlepszych obserwacji z HST. Pozwoliły na zaplanowanie szczegółów obserwacji naukowych koniecznych do wykonania podczas przelotu. W dniach 16 maja - 27 maja 2015 r obserwacje nawigacyjne nie były prowadzone. W tym czasie kontrola orientacji przestrzennej sondy została przełączona z trybu trójosiowego na tryb obrotowy. Pozwoliło to na osiągnięcie większej szybkości przesyłu danych na Ziemię i opróżnienie rejestratora jednoczęściowego przed przelotem koło Plutona. Tym samym rejestrator został przygotowany na zbierane danych podczas przelotu.

Faza zbliżania się 3 (AP3) trwała od 23 czerwca do 13 lipca (21 - 1 dnia przed przelotem, w odległości 26 - 1.2 mln km od Plutona). Poza pomiarami fazy AP2 obejmowała również poszukiwania przyspieszonych jonów uciekających z atmosfery, badania różnic w składzie chemicznym powierzchni, badania różnic w składzie atmosfery, poszukiwania chmur i wiatrów dzięki obrazowaniu Plutona, uzyskiwanie wstępnych globalnych map (geologicznych, multispektralnych i pokazujących różnice w składzie chemicznym powierzchni), oraz uzyskiwanie zdjęć przydatnych w celach promocji misji. 30 czerwca wykonano ostatnią korektę trajektorii przed przelotem koło Plutona. Rozpoczęła się ona o godzinie 03:01 UTC i trwała 23 sekundy. Zmiana szybkości wyniosła 27 cm/s.

Czwarta kampania nawigacyjna obejmowała dwie sesje: 28 maja  - 23 czerwca 2015 r (47 - 21 dni przed przelotem, obrazowanie za pomocą LORRI w trybie rozdzielczości pełnej w  tempie 4 obrazów na 24 godziny i w trybie 4 x 4 w tempie 6 obrazów na 24 godziny, oraz obrazowanie za pomocą MVIC w tempie 2 obrazów na 24 godziny); oraz 23 czerwca - 16 lipca 2015 r (od 21 dni przed przelotem do 1 dnia po przelocie, obrazowanie za pomocą LORRI w trybie rozdzielczości pełnej w  tempie 5 obrazów na 24 godziny). W ramach tej kampanii zobrazowane zostały wszystkie małe księżyce Plutona. Wykonane zostały też poszukiwania nieznanych księżyców  i pierścieni pyłowych. Statek nadal dysponował około połową zapasu paliwa hydrazydowego, więc mógł wykonać manewry  w celu uniknięcia zagrożenia ze strony skupisk pyłu. Zagrożenia takie nie zostały jednak wykryte. W okresie ostatniego roku przed przelotem sonda dostarczyła łącznie 787 obrazów Plutona (425 obrazów z LORRI w rozdzielczości pełnej, 330 obrazów z LORRI w trybie 4 x 4 oraz 32 obrazy z MVIC). Najbardziej kluczowe obrazy, konieczne do zaplanowania ostatnich korekt trajektorii w czasie tygodnia przed największym zbliżeniem były wysyłane na Ziemię stosunkowo szybko po uzyskaniu. Niektóre obrazy nawigacyjne zostały również zoptymalizowane pod kątem użyteczności naukowej.  W jej ramach zostały uzysknae obserwacje Plutona i Charona oraz oddzielnie księżyców Nix i Hydra. 3.2 dnia przed największym zbliżeniem zostały wykonane zdjęcia obu ciał z dużej odległości, z rozdzielczością 40 km. 3.2 dnia to połowa okresu rotacji układu Pluton - Charon, więc zobrazowane zostały półkule niedostępnie podczas największego zbliżenia. Możliwe były zestawienie map i danych spektrometrycznych uzyskiwanych co połowę dnia. Dzięki temu można były wykonać poszukiwania zmian dziennych, w skalach tak małych jak 48 kilometrów. Pozwoliło to na wyszukanie zjawisk pogodowych, takich jak możliwe opady śniegu.

4 lipca sonda weszła w tryb bezpieczny. Utracono z nią łączność o godzinie 17:54 UTC. Łączność odzyskano o 19:15 UTC. na podstawie uzyskanych danych inżynieryjnych stwierdzono, że w trakcie wykonywania sekwencji komend nastąpiła niezgodność ich czasów deklarowanych i rzeczywistych. W związku z tym sonda automatycznie przełączyła się na komutre zapaoswy i weszła w tryb bezpieczny. Normalne działanie zostało przywrócone 7 lipca.

12 i 13 lipca 2015 r pojazd przesłał na Ziemię podstawowe dane naukowe zebrane do tego czasu, na wypadek gdyby nie przetrwał bliskiego przelotu koło Plutona. Dane te obejmowały najlepsze obrazy barwne Plutona i Charona z Ralop / MVIC, najlepszy obraz Charona z LORRI (o szerokości 160 pikseli), oraz najlepszy obraz Plutona z tego instrumentu (szerokości 630 pikseli, rozdzielczość 3.8 km na piksel).
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 31, 2011, 00:02
 Faza przelotu koło Plutona (Near Encounter Phase - NEP) rozpoczęła się na dzień przed największym zbliżeniem (13 lipca w odległości 1.2 mln km). Zakończyła się na 1 dzień po przelocie (15 lipca).

Aby wykonać zadania naukowe statek musiał trafić we fragment przestrzeni o średnicy około 300 kilometrów, po przebyciu dystansu około 5.3 mld kilometrów. Moment i szczegóły przelotu koło Plutona zostały wybrane ze względu na możliwość wykonania istotnych pomiarów naukowych. Ponieważ badania atmosfery Plutona wymagały zakrycia Ziemi (eksperyment radiowy REX) i Słońca (pomiary spektrometru Alice) przelot mógł być wykonany w czasie dwóch okazji w czasie każdego obiegu Ziemi wokół Słońca. W czasie okazji letniej Ziemia znajdowała się pomiędzy Plutonem a Słońcem. W czasie okazji zimowej pomiędzy Ziemią a Plutonem znajdowało się Słońce. Wybrana została okazja letnia dostarczające lepszych warunków dla obserwacji zakryciowych. Poszukiwania atmosfery Charona wymagały podobnych zakryć i w czasie każdego obiegu tego księżyca (6.4 dnia) mogły zostać wykonane tylko dwukrotnie - gdy chował się on za Plutona i gdy wchodził zza jego tarczy. Wybrana została okazja przy wyjściu zza tarczy Plutona, ponieważ geometria przelotu wymusza najpierw zbliżenie do Plutona a potem do Charona. Trajektoria taka pozwoli też na zobrazowanie nieoświetlonej części powierzchni Plutona w świetle odbitym od Charona. Czas przelotu w obrębie okna wyznaczonego przez okres obiegu Charona w czasie okazji letniej został też wymuszony przez dostępność dwóch stacji DSN wysyłających sygnał do sondy w czasie przeprowadzania eksperymentu REX. Zastosowanie dwóch stacji zwiększało prawdopodobieństwo powodzenia eksperymentu i powiększało współczynnik sygnału do szumu. Ponadto szczegóły trajektorii i czas przelotu zostały wybrane tak, aby zmaksymalizować ilości i jakości danych zbieranych za pomocą pozostałych instrumentów. Warunki oświetleniowe w czasie przelotu wyznaczyła trajektoria sondy. Pojazd przeleciał koło Plutona po trajektorii nachylonej pod kątem 2.34° w stosunku do ekliptyki, nad tą płaszczyzną. Nadleciał nad półkulę południową przy kącie fazowym 15°, co stworzyło idealne warunki oświetleniowe dla pełnego przeglądu spektralnego półkul Plutona i Charona nad którymi nastąpi największe zbliżenie. Półkula południowa Plutona była w pełni oświetlona. Na półkuli północnej panowała panowała noc. W czasie rotacji Plutona obserwowane były różne części jego powierzchni.

Dokładny czas przelotu pozwolił na obserwowanie zasłonięcia sondy przez Plutona i Charona w trakcie wykonywania eksperymentu REX. Czas przelotu był również optymalny do badań powierzchni. Pozwolił na obserwację obszarów jasnych i ciemnych i obszarów przejściowych oraz długości geograficznych bogatych w tlenek węgla. Był również optymalny do obserwacji księżyców Nix i Hydra. Ponadto pozwalał na maksymalne skrócenie czasu obrotu sondy podczas obrazowania Plutona i Charona.

Przelot koło Plutona nastąpił 14 lipca 2015 roku. Lot z Ziemi na Plutona trwał więc 3462.7 dnia. W trakcie spotkania Pluton był oddalony od Ziemi o 4.9 miliarda kilometrów, czyli 32 AU. Opóźnienie w łączności jednokierunkowej wynosiło 4 godziny i 25 minut. Statek musiał więc działać całkowicie samodzielnie. Sonda przeleciała koło Plutona w minimalnej odległości 12 500 km ze względną szybkością 13.78 km/s o godzinie 11:49:57 UTC. W tym czasie znajdowała się w odległości 29 500 km od Charona, 22 000 km od Nixa oraz 77 600 km od Hydry. Następnie o godzinie 12:03:50 UTC sonda przeleciała w najmniejszej odległości od Charona, wynoszącej 29 451 km.

Podczas przelotu instrument LORRI wykonał zdjęcia z rozdzielczością do 25 metrów na piksel. W tym czasie instrument Ralph/MVIC otrzymał także obrazy strony dziennej w czterech zakresach spektralnych z rozdzielczością 1.6 kilometra na piksel. Raplh/LEISA wykonal mapy temperatur z rozdzielczością 2K i 10 km, oraz uzyskał multispektralne obrazy w zakresie podczerwieni z rozdzielczością 7 kilometrów na piksel globalnie i 0.6 kilometrów dla wybranych obszarów. Ponadto wykonał mapy zawartości na powierzchni CH4, N2, CO, CO2, oraz H2O.

Atmosfera Plutona została scharakteryzowana przy użyciu: Alice rejestrującego ultrafioletową poświatę nieba i zakrycie Słońca w celu określenia zawartości  N2, CH4, CO oraz Ar przy koncentracji do 1% i określenia struktury cieplnej wyższej atmosfery; Alice w celu zobrazowania układu Pluton - Charon w zakresie linii Lyman-alfa i znalezienia strumieni gazów z atmosfery poza powierzchnią Roche; eksperymentu radiowego REX, polegającego na obserwacji zakrycia statku umożliwiający opracowanie profili gęstości i temperatur; oraz SWAP i PEPPSI mierzących jony uciekających z atmosfery umożliwiające określenie tempa ucieczki.  Poszukiwanie atmosfery wokół Charona zostało wykonane przez Alice z zastosowaniem obserwacji poświaty nieba i zakryć Słońca.

Zasłonięcie Ziemi i Słońca przez Plutona pozwalające na wykonanie badań atmosfery za pomocą Alice i REX nastąpiło po 36 minutach od największego zbliżenia do Plutona. Okres zasłonięcia dla Charona rozpoczął się 1 godzinę i 26 minut później. W obu przypadkach zasłonięcie Słońca nastąpiło przed zasłonięciem Ziemi, ale oba zjawiska będą następowały po sobie w krótkim czasie. Podczas badań atmosfery w ramach eksperymentu REX sygnał do sondy transmitowały dwie stacje DSN, w  Canberrze i Goldstone.

Poza badaniami atmosfery eksperyment REX umożliwił określenie mas Plutona i Charona poprzez mierzenie przesunięć dopplerowskich w sygnale sondy. Wraz z obrazami pokazującymi kształt i objętość Plutona i Charona dane te umożliwiły wyznaczenie ich gęstości.

SDC zmierzył gęstości i masy cząstek pyłu w Układzie Słonecznym wokół Plutona, a także podczas całego lotu, czyli od odległości 1 AU od Słońca do do co najmniej 40 AU, powiększając granicę bezpośrednich obserwacji pyłu o ponad 18 AU.

W czasie przelotu sonda nie komunikowała się z Ziemią. Po największym zbliżeniu wysłała jedynie sygnał radiolatarni informujący o pomyślnym wykonaniu przelotu oraz niezakłuconym prowadzeniu obserwacji naukowych. Nastąpiło to 15 lipca o 01:09 UTC. Pierwsza sesja transmisji danych odbyła się 15 lipca o 11:00 UTC. W jej trakcie przesłane zostały pierwsze zdjęcia Plutona, Charona oraz Hydry.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 31, 2011, 00:04
 Po przelocie rozpoczął się okres transmisji danych oraz dalsze obserwacje Plutona. Teoretycznie wszystkie dane zostaną przetransmitowane na Ziemię w okresie około 9 miesięcy. Zakończenie transmisji danych jest planowane na grudzień 2016 r.

Faza oddalania się od Plutona obejmie trzy okresy.

Faza oddalania się 1 (Departure Phase 1 - DP1) trwała od 15 lipca do 4 sierpnia (1 - 21 dni po przelocie, w odległości 1.2 - 24 mln km). Obejmowała obrazowanie Plutona i Charona przez 1 okres rotacji tych ciał (15 i 16 lipca). Obserwacje teledetekcyjne pozwoliły na uzyskanie zdjęć przy dużym kącie fazowym i obrazów barwnych, mapowanie składu powierzchni dzięki obrazowaniu w podczerwoni przy wysokim kącie fazowym i mapowanie geologiczne. Ponadto księżyce Nix i Hydra były fotografowane w wysokiej fazie. Kontynuowane były też poszukiwania pierścieni. REX pozwolił ponadto na pomiary temperatury po nocnej stronie Plutona. SWAP i PEPPSI badały ucieczkę gazów atmosferycznych.

Faza oddalania się 2 (DP2) trwała w dniach 5 sierpnia - 22 października (21 - 100 dni po przelocie, w odległości 24 - 119 mln km). Obejmowała poszukiwania pierścieni i małych księżyców, pomiary ucieczki gazów atmosferycznych oraz pomiary pyłu międzyplanetarnego.

Faza oddalania się 3 (DP3) trwała w dniach 22 października 2015 r - 1 stycznia 2016 r (100 - 180 dni po przelocie, w odległości 119 - 203 mln km). Obejmowała pomiary plazmy oraz pyłu międzyplanetarnego. Obserwacje teledetekcyjne nie były wykonywane. Jej koniec będzie oznaczał zakończenie pomiarów naukowych podczas misji nominalnej.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 31, 2011, 00:05
 Po minięciu Plutona, sonda będzie realizować misję rozszerzoną w Pasie Kuipera, gdzie przeleci obiektu 2014 MU69. Cel przelotu został wybrany 28 sierpnia 2015 r. Głównym czynnikiem decydującym o możliwości przelotu koło tego obiektu jest zapas paliwa pozwalający na korekty trajektorii. Po przelocie koło Plutona możliwa do osiągnięcia zmiana szybkości wyniosła około 130 m/s. Zdefiniowała ją głównie dokładność startu sondy. Przelot koło Plutona nie mógł zostać wykorzystany jako asysta grawitacyjna, z powodu jego malej masy oraz dużej szybkości sondy. Ponadto nakierowanie na konkretny obiekt KBO wymagałoby manewru przed spotkaniem z Plutonem optymalizującym parametry asysty grawitacyjnej.

W czasie zbliżania się do  2014 MU69 kamery LORRI i Ralph/MVIC zostaną użyte do jak najwcześniejszego wykrycia obiektu, w celu przeprowadzenia korekt trajektorii z minimalnym zużyciem paliwa. Instrument LORRI będzie mógł uzyskać pierwsze zdjęcia nawigacyjne na 43 dni przed przelotem. Następnie wykonane zostaną małe korekty trajektorii oraz korekta większa na kilka dni przed przelotem.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 25, 2015, 19:36
Przelot koło 2014 MU69 będzie wyglądał następująco. Wstępne obserwacje danego ciała rozpoczną się na cztery tygodnie przed największym zbliżeniem. Największe zbliżenie nastąpi 1 stycznia 2019 r. W okresie zbliżenia sonda zbierze dane o najwyższej rozdzielczości. Sonda zbierze dane, które umożliwią określenie albedo tych ciał, ich masy, gęstości, geologii powierzchni, składu w dużych skalach oraz różnic w składzie powierzchni pomiędzy różnymi obszarami, obecności lub braku cienkich atmosfer, oraz obecności lub braku pyłu wybitego z ich powierzchni. Obrazy z sondy pozwolą także na określenie ilości kraterów na powierzchni w zależności od ich wielkości, dzięki czemu będzie można oszacować populację ciał w Pasie Kuipera w funkcji ich wielkości, aż do średnicy 1 metra. Oszacowania takie będą niepewne w przypadku prawdopodobnie aktywnych powierzchni Plutona i Charona. Zostaną także określone właściwości cieplne mijanych obiektów. Przez kolejne 2 tygodnie będą wykonywane badania po spotkaniu. Po 2 miesiącach od spotkania wszystkie dane powinny zostać przekazane na Ziemię.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 25, 2015, 19:36
W fazie misji następującej po minięciu 2014 MU69 pojazd będzie mógł wykonywać badania heliosfery za pomocą instrumentów SWAP, PESSI, SDC i Alice. Ponadto będzie mógł wykonywać pomiary astrometryczne gwiazd za pomocą LORRI. Misja rozszerzona zakończy się w odległości 50 AU w 2021 r. System komunikacyjny sondy jest zoptymalizowany do łączności na takim dystansie. Głównym ograniczeniem żywotności sondy jest spadek mocy produkowanej przez RTG. Finalnie statek kosmiczny opuści Układ Słoneczny. Podobnie jak sondy Pioneer 10 i 11, oraz Voyager 1 i 2 znajdzie się w przestrzeni międzygwiazdowej.
Tytuł: Odp: New Horizons (kompendium)
Wiadomość wysłana przez: Scorus w Październik 25, 2015, 19:36
Cel przelotu - 2014 MU69 (PT1)

Poszukiwania celu przelotu dla New Horizons po spotkaniu z Plutonem (w latach 2018 - 2020) były prowadzone początkowo za pomocą teleskopów naziemnych. Nie przyniosły one jednak pozytywnych rezultatów. Dlatego też latem 2014 r wykonano rozległy przegląd Pasa Kupiera za pomocą Teleskopu Hubblea. Był to jeden z najgłębszych przeglądów Pasa Kupiera i poza wyszukaniem obiektu dostępnego dla sondy dostarczył też istotnych ograniczeń na liczebność populacji KBO. Pod koniec lata 2014 r wytypowano 3 obiekty potencjalnie dostępne dla sondy - PT1 (Potential Target 1, 1110113Y i 11 w katalogu HST, ostateczne oznaczenie 2014 MU69), PT2 (e31007AI i e3 w katalogu HST, ostateczne oznaczenie 2014 OS393) i PT3 (g12000JZ i g1 w katalogu HTS, ostateczne oznaczenie 2014 PN70). Wszystkie trzy obiekty charakteryzowały się orbitami o półosi wielkiej w zakresie 44.0 - 44.3 AU oraz małej ekscentryczności i inklinacji, tak więc należały do populacji tzw. zimnych klasycznych KBO, będących jednymi z najpierwotniejszych obiektów w Układzie Słonecznym. Ich orbity nie zostały zaburzone w dużym stopniu przez różnorodne perturbacje. Wstępne oszacowania prawdopodobieństwa dostępności tych obiektów dla sondy wyniosły odpowiednia 100%, 7%, i 97%. Dalsze obserwacje wykonane za pomocą HST pod koniec października 2014 r pokazały, że PT2 jest niedostępny, ale PT1 i PT3 były nadal osiągalne. Sonda mogła jednak przelecieć tylko koło jednego z nich z powodu ograniczonej zdolności zmiany szybkości, wynoszącej około 130 m/s po przelocie koło Plutona. W trakcie selekcji obiektu wyznaczono optymalną trajektorię transferową do każdego z nich i dwa nominale daty manewru korekty trajektorii (1 października i 1 grudnia 2015 r). Różnica w szybkości pomiędzy trajektorią przed manewrem i po nim stanowiła delta-v niezbędne do osiągnięcia danego obiektu. Wyznaczono też nominale daty przelotów. PT1 wymagał najmniejszej zmiany szybkości - 56.8 +/-1.0 m/s dla manewru w październiku i 59.8 +/-1.1 m/s dla manewru w grudniu. Przelot nastąpiłby minimalnie 2 stycznia 2019 r, +/- 1.1 dnia, w odległości 43.4 AU od Słońca. Zmiana szybkości wymagana do dotarcia do PT2 wynosiła 182.1 +/-5.1 m/s dla manewru w październiku i 191.9 +/-5.3 m/s dla manewru w grudniu, tak więc był on nieosiągalny. Dotarcie do PT3 wymagało zmiany szybkości na poziomie 115.9 +/-1.5 m/s dla manewru w październiku i 121.8 +/-1.6 m/s dla manewru w grudniu. Przelot nastąpiłby 15 marca 2019 r, +/-2.5 dnia.

Ostatecznie podczas wyboru celu przelotu kierowano się licznymi ograniczeniami inżynieryjnymi i operacyjnymi a także przydatnością naukową przelotu. PT3 był jaśniejszy od PT1, tak więc możliwe było jego zaobserwowanie z większej odległości. Otrzymanie takich danych nawigacyjnych pozwoliłoby na wcześniejsze wykonanie końcowych korekt trajektorii i zaoszczędzenie paliwa. Przy założeniu, że oba obiekty miały podobne albedo PT3 byłby większy od PT1, tak więc powinien zawierać więcej materii z dysku protoplanetarnego w stosunku do materii przekształconej podczas impaktów. W czasie przelotu PT1 znajdowałby się bliżej Słońca na sferze niebieskiej, co utrudniałoby jego jednoczesne obserwacje naziemne. Te cechy sprawiały, że PT3 mógł być lepszym celem niż PT1, pomimo wymaganej większej zmiany szybkości.

Ostatecznie jak cel przelotu wybrano obiekt PT1, czyli wymagający mniejszej zmiany szybkości. Ostatecznej selekcji dokonano 28 sierpnia 2015 r. Obiekt ten został odkryty 26 lipca 2014 r. Po wyznaczeniu parametrów orbity Centrum Małych Planet (Minor Planet Center) nadało mu oznaczenie 2014 MU69. Nastąpiło to w marcu 215 r. Jego orbita charakteryzuje się aphelium w odległości 46.1 +/-2.5 AU, peryhelium 42.2 +/-0.2 AU, średnią szybkością ruchu orbitalnego 4.48 +/-0.37 km/s, półosią wielką 44.220 +/-0.008 AU, ekscentrycznością 0.036 +/-0.002, inklinacją 2.4486 +/-0.0001 stopnia i okresem obiegu 293.88 +/-0.08 roku. Albedo jest szacowane na 0.04 - 0.10 lub 0.04 - 0.15. Jasność obserwowalna wynosi 25.4 - 27.2 mag a jasność całkowita - 9.1 +/-0.5. Na podstawie jasności o odległości wielkość tego obiektu jest szacowana na 30 - 45 km lub 25 - 45 km.