Autor Wątek: BepiColombo (kompendium)  (Przeczytany 34344 razy)

0 użytkowników i 1 Gość przegląda ten wątek.

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #60 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:06 »
MSASI
System do obrazowania spektralnego atmosfery sodowej Merkurego jest przeznaczony do badań egzosfery planety.  Pozwala na rejestrowanie emisji w zakresie linii D2 (589 nm). Dostarczy nowych informacji na temat oddziaływań pomiędzy regolitem, egzosferą i magnetosferą oraz na temat dynamiki egzosfery związanej z powierzchnią, wiatrem słonecznym i ośrodkiem międzyplanetarnym. Instrument pozwoli na wykonanie długotrwałych i szerokich obserwacji egzosfery. W stosunku do instrumentu MASCS (Mercury Atmospheric and Surface Composition Spectrometer) sondy MESSENGER, obserwującego tylko krawędź tarczy planety, jego rozdzielczości spektralna pozwoli na wykonywanie obserwacji również na tle tarczy Merkurego. Przyczyni się to do pełnego scharakteryzowania egzosfery. Przyrząd dostarczy też informacji uzupełniających pomiary instrumentu PHEBUS orbitera MPO. PHEBUS będzie otrzymywał jednoczesne z nim pomiary spektrometryczne z niskiej orbity, pozwalające na opracowanie profili pionowych zwartości pierwiastków w egzosferze. MSASI zapewni natomiast obrazowanie egzosfery z orbity bardziej odległej. Do podstawowych celów naukowych MSASI zaliczają się: poznanie dominującego procesu uwalniającego sód; zbadanie asymetrii w gęstości sodu pomiędzy okresami wschodu słońca i zmierzchu; wykonanie badań warkocza sodowego Merkurego; oraz zbadanie efektów topograficznych.

W przypadku badań procesów uwalniania sodu instrument pozwoli na stwierdzenie który z nich odgrywa główną rolę. Sód może być uwalniany z powierzchni pod wpływem temperatur, oddziaływań z fotonami słonecznymi, oddziaływań z naładowanymi cząstkami wiatru słonecznego, oraz odparowywania regolitu w czasie uderzeń meteoridów. Instrument pozwoli tutaj na badania asymetrii w zawartości sodu pomiędzy półkulą północną i południowa oraz na określenie zmian czasowych w tempie uwalniania sodu, co pozwoli na zidentyfikowanie głównego procesu.

Gęstość kolumny sodu nad powierzchnią Merkurego jest większa w obszarze świtu niż w obszarze zmierzchu. Przyczyną tej asymetrii może być wyrzucanie atomów sodu z powierzchni pod wpływem światła słonecznego (stymulacja tego procesu pod wpływem fotonów i temperatury). Dlatego też atomy sodu są liczne w obszarze świtu. W okresie nocy są chwytane na zimnej powierzchni planety i uwalniane o poranku. W okresie zmierzchu natomiast zapas sodu jest już wyczerpany z powodu utraty w trakcie dnia. Z Ziemi jednoczesne obserwacje obszaru świtu i zmierzchu nie są jednak możliwe za wyjątkiem okresów tranzytów Merkurego na tle tarczy Słońca. Instrument pozwoli natomiast na jednoczesne obserwacje tych obszarów, zarówno w okolicach peryhelium jak i aphelium orbity planety. Pozwoli to na dokładniejsze zbadanie tych procesów i dostarczy informacji na temat mechanizmów uwalniania sodu z powierzchni.

W przypadku badań warkocza sodowego, instrument będzie mógł go bezpośrednio obrazować z apocentrum orbity MMO. Rejestracja zmian czasowych w emisji sodu w tym regionie pozwoli na stwierdzenie, czy za produkcję atomów sodu o energiach pozwalających na ucieczkę w egzosfery odpowiedzialne są oddziaływania plazmy wiatru słonecznego z powierzchnią.

Jeśli chodzi o efekt topograficzny, część wykonanych do tej pory obserwacji wskazuje na jaśniejszą emisję spodu w małych obszarach na szerokościach średnich i wysokich. Może ona wiązać się z młodymi kraterami z jasnymi radarowo wyrzutami materii. Innym takim regionem jest basen Caloris. Może on zawierać łabo zdegradowane skały bogate w sód. Nie jest jednak jasne, czy efekt topograficzny jest naprawdę realny. Obszary jaśniejszej emisji sodu mogą być związane z obszarami silniejszego oddziaływania z jonami. Badania tego zagadnienia utrudnia wpływ atmosfery Ziemi. Przy rozdzielczości MSASI na poziomie 5 km w perycentrumm orbity i 40 km w apocentrum możliwe będzie jednoznaczne stwierdzenie występowania tego efektu.

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #61 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:06 »
W skład instrumentu MSASI wchodzą następujące komponenty: pokrywa (MSASI Hood - MSASI-H); system mechaniczny pozwalający na skanowanie (MSASI Gearing System - MSASI-G); moduł główny (MSASI Main Module - MSASI-M) z optyką i etalonem Fabry - Perota; system detektora (MSASI Detector Assembly - MSASI-D); oraz elektronika (MSASI Electronics - MSASI-E). Elementy modułu MSASI-M są ustawione na aluminiowej płycie podstawowej w formie plastra miodu na dolnym panelu orbitera. MSASI-H znajduje się na zewnątrz dolnego panelu orbitera, a MSASI-E - we wnętrzu orbitera. Masa instrumentu wynosi 3.5 kg, a maksymalny pobór mocy - 12.2W. Urządzenie może pracować przy temperaturach od -10 do +75°C. W trybie normalnym system produkuje jeden obraz na 15 sekund. W trybie obrazowania szybkiego 1 obraz jest wytwarzany w 5 minut, a w trybie obrazowania wolnego - co 30 minut. W trybie "rozbłyskowym" - używanym w krótkich okresach - 1 obraz może być produkowany w czasie 1 minuty. Masa urządzenia wynosi 3.5 kg, a maksymalny pobór mocy - 12.2W. Może ono pracować przy temperaturach wewnętrznych w zakresie od - 10 do +75°C.

Interferometr Fabry - Perota został zastosowany w instrumencie, ponieważ ma niewielkie rozmiary i wysoką rozdzielczość spektralną, wyższą niż w spektrometrach opartych na pryzmatach czy siatkach dyfrakcyjnych. Etalon składa się z dwóch płaskich, przezroczystych płyt z wysoce czystego krzemu pokrytych wieloma warstwami materiału odbijającego po stronie wewnętrznej. Współczynnik odbijalności pokrycia wynosi około 90%. Interferometr taki wytwarza kolisty wzór w swojej płaszczyźnie ogniskowej. Fragment tego wzoru (łuk zorientowany wzdłuż kierunku osi obrotu orbitera) jest wykorzystywany jako 1-wymiaropwy obraz. Definiuje on doraźne pole widzenia (Instantaneous Field-of-View - IFOV) a także zakres spektralny pracy systemy. W czasie każdych 2 ms w okresie obrotu MMO trwającego 4s IFOV przesuwa się o 0.18 stopnia wzdłuż kierunku obrotu, będącego kierunkiem skanowania. Region spektralny o szerokości 0.056 nm scentrowany na linii Na-D2 jest próbkowany co 2 ms poprzez odczytywanie subklatki detektora. Taki szybki odczyt pozwala na uzyskanie wysokiej rozdzielczości przestrzennej, rzędu 40 km w apocentrum orbity. Kierunek widzenia MSASI jest skanowany w zakresie 25 - 55 stopni pod dolnym panelem orbitera. Tarcza Merkurego widzianego z apocentrum ma szerokość kątową 20 stopni. Oś rotacji MMO jest prawie prostopadła do płaszczyzny orbity Merkurego. Kombinacja rotacji orbitera oraz zdolności skanowania MSASI z jednym stopniem swobody daje możliwość zbudowania obrazu 2-wymiarowego obejmującego planetę oraz jej atmosferę.
« Ostatnia zmiana: Sierpień 20, 2011, 01:08 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #62 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:07 »
Element MSASI-H jest osłoną chroniąca dalsze części instrumentu przed promieniowaniem słonecznym odbitym od powierzchni Merkurego - zarówno światłem widzialnym jak i podczerwienią. Przyczynia się tym samym do ograniczenia wprowadzania ciepła również do wnętrza orbitera. Jego wewnętrzne powierzchnie są pomalowane czarną farbą.

Na wejściu do systemu MSASI-G znajduje się okno będące filtrem spektralnym. Pozwala on na wyeliminowanie całości światła widzialnego odbitego do powierzchni za wyjątkiem pasma o szerokości  30 nm scentrowanego na 589 nm. Pozwala też na odrzucenie podczerwoni o długości fali ponad 750 nm, zmniejszając wprowadzanie ciepła do wnętrza instrumentu i tym samym orbitera. Uzupełnia tym samym funkcję MSASI-H.

System skanujący posiada 1 stopień swobodny. Obraca on zwierciadło o wymiarach 15 x 25 mm, wykonane z aluminium o dokładnie wypolerowanej powierzchni. Jest ono umieszczone bezpośrednio w osi silnika krokowego dostarczonego przez firmę Phytron Co. (model z serii ZSS, przystosowany do pracy w kosmosie). Dokładność przesuwania zwierciadła wynosi 0.01 stopnia. Koder oparty na sensorze wykorzystującym efekt Halla mierzy pozycję kątową zwierciadła z dokładnością 16 bitów. Dokładność pozycjonowania i stabilność systemu jest lepsza od 0.1 stopnia. Jeden krok skanowania jest wykonywany przy każdym obrocie MMO rotując IFOV (1.8 stopnia) pod linią poziomą w zakresie od 25 stopni do 55 stopni. IFOV jest w ten sposób obracany w zakresie 25 - 55 stopni pod płaszczyzną poziomą w 21 krokach, co zajmuje 85 sekund. Pozwala to na rozciągnięcie całkowitego pola widzenia FOV do 30 stopni, dzięki czemu instrument może zaobserwować całą atmosferę sodową planety. Skanowanie jest kończone, gdy Merkury wychodzi z pola widzenia instrumentu.

Struktura MSASI-G jest wykonana z materiału ceramicznego wprowadzającego duże zaburzenia magnetyczne. W celu zapewniania wysokiej czystości magnetycznej wymaganej dla orbitera MMO, moduł MSASI-G, a zwłaszcza jego silnik i koder zostały osłonięte osłonami magnetycznymi. Dzięki temu zaburzenia magnetyczne w czasie pracy silnika, zarówno statyczne jak i dynamiczne są dużo mniejsze od wymaganych 5 nT.
« Ostatnia zmiana: Sierpień 20, 2011, 01:09 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #63 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:07 »
Moduł MSASI-M obejmuje obiektyw, kolimator oraz jednostkę obrazującą. Wszystkie 3 elementy złożone są z zespołów soczewek. Ultrastabilny etalon Fabry - Perota jest ustawiony pomiędzy kolimatorem a systemem soczewek skupiających. IFOV MSASI-M ma szerokość 0.9 stopnia. W celu zapobieżenia degradacji i spadku przejrzystości systemu pod wpływem wysokoenergetycznych cząstek w elementach optycznych zastosowano szkliwo krzemowe o wysokiej czystości.

W instrumencie zastosowano pojedynczy etalon z ultarwąskim filtrem interferencyjnym dostarczonym przez firmę Barr Inc. Pozwala on na usunięcie niechcianej transmitancji tła. Struktura mocująca etalon pozwala na jego utrzymywanie w stałej pozycji w trakcie drgań podczas startu i manewrów w kosmosie. Wszystkie siły mogące działać na etalon są rozprowadzone przez podkłady umieszczone bezpośrednio na każdym końcu 3 odstępników pomiędzy płytkami etalonu.
« Ostatnia zmiana: Sierpień 20, 2011, 01:09 wysłana przez Scorus »

Polskie Forum Astronautyczne

Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #63 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:07 »

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #64 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:07 »
System detektora MSASI-D obejmuje wzmacniacz obrazu (model V8070U/D), soczewki przekaźnikowe, oraz sensor CMOS/APS (Active Pixel Ssensor). Wzmacniacz obrazu obejmuje dwupoziomowy układ płyt mikrokanałowych (Microchannel Plate - MCP) dającą zysk elektronów na poziomie 2 x 10^5 na wyjściu. Elektrony te uderzając następnie w układ fluorescencyjny (fosfor P46) powodując powstanie intensywnego, krótkotrwałego (1 mikrosekunda) błysku fotonów. Błysk ten jest rzutowany na płaszczyznę detektora CMOS/APS przez układ mikrosoczewek przekaźnikowych.

Układy MCP wzmacniacza obrazu zostały dostarczone przez formę Hamamatsu Photonics Co. Ltd. Ich fotokatody GaAsP charakteryzują się efektywnością kwantową na poziomie 50% przy 589 nm. Zastosowany fosfor P46 wytwarza 20 fotonów na każdy uderzający elektron, ze szczytem efektywności przy 530 nm. System mikrooptyczny jest złożony ze szkła BK7 z domieszką ceru. Charakteryzuje się stosunkiem ogniskowej F1:1. Soczewki posiadają powierzchnię sferyczną, na co pozwalają wymagania dotyczące wielkości punktu ogniskowania (<60 mikrometrów) i szerokości IFOV (ponad 1.8 stopnia). Detektor CMOS/APS, model  STAR-1000 firmy Cypress charakteryzuje się zwiększoną odpornością na promieniowanie. Pojedynczy piksel ma szerokość 15 mikrometrów. Dla szybkiego odczytu, sygnał dla każdej detekcji jest kumulowany w formie "superpiksela" złożonego z 4 pikseli w rzędzie i 4 w kolumnie. Rozmiar elementu obrazu wynosi więc 60 mikrometrów. Zmniejsza to jakość uzyskiwanego obrazu, ale pozwala na szybki i bardzo efektywny odczyt danych z sensora.

Elektronika MSASI-E pozwala na kontrolowanie pracy instrumentu, wykonywanie komend, obróbkę danych i przygotowywanie ich do transmisji.
« Ostatnia zmiana: Sierpień 20, 2011, 01:10 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #65 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:11 »
HISTORIA MISJI
 Od czasu misji Marinera 10 Merkury nie był badany, a więc stanowił atrakcyjny cel dla programów naukowych ESA i ISAS. W 1992r ogłoszony został konkurs na propozycje misji do tej planety. W maju 1993r do dalszych prac wytypowany został projekt Mercury Orbiter. Misja taka sprawiała jednak liczne problemy techniczne, które uniemożliwiały jej przeprowadzenie w klasie misji średnich. Jednak po restrukturyzacji programu naukowego ESA Horison 2000 w latach 1995 - 1996 możliwe stało się jej wykonanie jako dużej misji klasy "Cornerstone". W kolejnych latach przeprowadzono serię badań nad możliwościami zastosowania napędu jonowego dla takiej misji. Sam napęd jonowy nie wystarczał do przeprowadzenia wyprawy. Dlatego też analizowano kombinację napędu jonowego i chemicznego oraz serii przelotów koło planet. Rozwijano też technologie pozwalające na pracę w niekorzystnych warunkach termicznych na niskiej orbicie wokół Merkurego.

W Japonii natomiast badania nad możliwością przeprowadzenia misji do Merkurego rozpoczęły się oficjalnie w  1997r. Od listopada 1998r prowadzono prace bardziej szczegółowe, dotyczące poszczególnych systemów. W listopadzie 1999r ESA zaproponowała wykonanie wspólnej misji. We wrześniu 2000r propozycję taką zaakceptowała strona japońska. Wtedy też orbitery uzyskały nazwy MPO i MMO.

Misja została formalnie przyjęta do realizacji w październiku 2000r. Na tym etapie prac analizowano dwa możliwe scenariusze misji - połączenie obu orbiterów lub przeprowadzenie lotów obu sond oddzielnie. W obu przypadkach planowano wykorzystanie dwóch odrzutowanych modułów napędowych - modułu napędu jonowego i moduł napędu chemicznego. Rakietą nośną miał być Soyuz. Pierwotna propozycja misji zakładała też zastosowanie lądownika - MSE (Mercury Surface Element). Rozważano dwie konfiguracje tego pojazdu - lądownik lądujący twardo z penetratorem połączonym ze stacją powierzchniową za pomocą kabla, oraz lądownik lądujący miękko z urządzeniem wnikającym się w głąb gruntu. Lądownik lądujący twardo miał posiadać system napędowy na paliwo stałe umożliwiającym zejście z orbity i materiał zgniatany amortyzujący uderzenie w powierzchnię. Lądownik lądujący miękko miał natomiast posiadać silnik na paliwo płynne i poduszki powietrzne. Po odłączeniu od MMO, silnik o ciągu 4 kN miał umieścić MSE na orbicie na wysokości 10 km ponad powierzchnią. Drugi manewr hamujący, kontrolowany przez żyroskopy, przyspieszeniomierze oraz optyczny system pomiaru odległości miał wyzerować szybkość MSE na wysokości 120 m. Wtedy miał być odrzucony system napędowy i napompowane poduszki powietrzne. Następnie pojazd miał opaść na powierzchnię z szybkością maksymalnie 30 m/s. Lądowanie planowano wykonać blisko terminatora, na szerokości 89 stopni. W obu przypadkach MSE miał być małym (50 - 70 kg) lądownikiem pracującym 1 - 4 tygodni na powierzchni Merkurego. Miał mieć kształt dysku o średnicy 0.9 m.  Energii miała dostarczyć bateria o pojemności 1.7 kW/h. Dane naukowe miały być nagrywane i retransmitowane przez dipolową antenę krzyżową UHF do orbitera MPO lub MMO. Szybkość transmisji mała wynosić 8.7 kb/s. Całkowita produkcja danych miała wynieść 75 Mb przez 7 dni. Zamierzano zrealizować 18 cykli łączność trwających 480 sekund każdy. MSE miał być wyposażony w instrumenty naukowe o masie około 7 kg. W ich skład miały wejść: system obrazujący (kamera pracująca na powierzchni i podczas lądowania); zestaw do badań właściwości cieplnych i fizycznych powierzchni; spektrometr cząstek alfa i promieniowania rentgenowskiego; magnetometr; sejsmometr; urządzenie do penetracji gruntu; oraz miniaturowy łazik sterowany kablem. Spektrometr cząstek alfa miał znajdować się na łaziku, a zestaw do badań właściwości cieplnych i fizycznych powierzchni na urządzeniu penetracyjnym. Pozostałe urządzenia zamierzano zainstalować na korpusie pojazdu.

W późniejszym czasie przyjęta została konfiguracja połączonych orbiterów jako pojazdu MCS. Opracowano też pojedynczy moduł napędy, łączący napęd chemiczny i jonowy. W styczniu 2002r rząd Japonii (Komitet ds. Badań Kosmicznych) oficjalnie zaakceptował udział w misji. W listopadzie 2003 w Europie anulowany został lądownik MSE. Wymagał on szeroko zakrojonego programu rozwojowego, na co nie pozwalały środki budżetowe. Znaczne utrudnienia spowodowały też koszty wynikłe z opóźnienia startu sondy Rosetta i koniecznego przeplanowania tej misji. W dalszym ciągu prowadzone były jednak prace nad technologiami dla MPO. Start był wtedy planowany na 2013r. W listopadzie 2004r wybrano instrumenty dla obu orbiterów.

W 2008r wystąpiła seria problemów spowodowanych negatywnymi wynikami testów. Wykazano degradację zaprojektowanych dla MPO i MTM paneli słonecznych pod wpływem wysokiej temperatury i silnego promieniowania ultrafioletowego w niewielkiej odległości od Słońca. Zrodziło to konieczność zwiększenia powierzchni paneli i przeprojektowania sondy. Jej struktura musiała być silniejsza. Zwiększyło to też zużycie paliwa. Ponadto zmieniono rakietę nośną - Soyuz-Fregat został zastąpiony przez Ariane 5. Modyfikacje pojazdu zostały zatwierdzone w listopadzie 2009r. Powstałe komplikacje spowodowały znaczny wzrost kosztów misji, o około 50% w stosunku do pierwotnych szacunków. Start został przesunięty z 2013r na 2014 r z zapasowym oknem startowym w 2015 r. Pierwszy scenariusz misji zakładał start 19 lipca 2014 r, przelot koło Ziemi 25 lipca 2015 r, pierwszy przelot koło Wenus 17 stycznia 2016 r, drugi przelot koło Wenus 29 sierpnia 2016 r, pierwszy przelot koło Merkurego 4 września 2017 r, drugi przelot koło Merkurego 27 maja 2018 r, trzeci przelot koło Merkurego 17 sierpnia 2019 r, czwarty przelot koło Merkurego 25 września 2019 r, dotarcie do Merkurego w okresie między 21.05.2020 r a 13.11.2020 r (w zależności od strategii użytkowania napędu jonowego), zakończenie misji nominalnej między 20.08.2021 r a 10.02.2022 r, oraz zakończenie pierwszej misji rozszerzonej między 20.08.2022 r a 10.02.2023 r. Całkowita zmiana szybkości miała wynieść 5 km/s Scenariusz misji w 2015 r zakładał start 15 sierpnia 2015 r, przelot koło Ziemi 14 sierpnia 2016 r, pierwszy przelot koło Wenus 25 listopada 2017 r, drugi przelot koło Wenus 18 lutego 2018 r, pierwszy przelot koło Merkurego 15 lutego 2019 r, drugi przelot koło Merkurego 7 listopada 2019 r, trzeci przelot koło Merkurego 26 stycznia 2021 r, czwarty przelot koło Merkurego 8 marca 2021 r i wejście na orbitę wokół Merkurego około 27 stycznia 2022 r. Całkowita zmiana szybkości miała znajdować się na poziomie 5.8 km/s.

Podczas prac nad MMO wykonano model do testów termicznych oraz model do testów termicznych oraz model do testów strukturalnych. Ich budowa rozpoczęła się w grudniu 2007r. W 2008r rozpoczęto testy z ich udziałem. Prowadzono je zarówno w Japonii jak i w ESTEC. Prace nad modelem lotnym rozpoczęły się w 2010r. Dalsze prace nad modelem lotnym w Japonii trwają w trakcie 2011r. W 2012 r został on dostarczony do ESTEC, gdzie przeprowadzono testy w połączeniu z MPO.

W czasie prac nad orbiterem MPO opracowano model strukturalny i termalny (Structural and Thermal Model - STM) oraz modele inżynieryjne (Engineering Test Bench - ETB) różnych komponentów. W 2010r opracowany został też prototypowy model lotny (Proto Flight Model - PFM). Testy z jego użyciem trwają w trakcie 2011r. Również w 2011r rozpoczęto budowę modelu lotnego. Jego integracja i zasadnicze testy odbyły się w latach 2012 - 2014.

W lutym 2012 r start misji przełożono na sierpień 2015 r. Przyczyną był zbyt wolny postęp prac nad systemami i materiałami wymaganymi w MPO.  Pod koniec 2013 r misja została opóźniona po raz kolejny - do 2016 r. Nowy podstawowy plan misji zakładał start 9 lipca 2016 r, przelot koło Ziemi 16 lipca 2018 r, pierwszy przelot koło Wenus 22 września 2019 r, drugi przelot koło Wenus 4 maja 2020 r, pierwszy przelot koło Merkurego 23 lipca 2020, drugi przelot koło Merkurego, 14 kwietnia 2021 r, trzeci przelot koło Merkurego 6 lipca 2022 r, czwarty przelot koło Merkurego 29 grudnia 2022 r, piąty przelot koło Merkurego 4 lutego 2023 r, wejście na orbitę wokół Merkurego około 1 stycznia 2024 r, zakończenie misji nominalnej około 1 kwietnia 2025 r, oraz zakończenie pierwszej misji rozszerzonej około 1 kwietnia 2026 r.

W ltaach 2014 - 2015 prace nad misją były bardzo zaawansowane. Pod koniec 2014 r MPO z powodzeniem przeszedł testy termiczne i próżniowe w ESTEC (European Space Research and Technology Centre). Pod koniec 2014 r MMO z powodzeniem przeszedł testy środowiskowe w Japonii. W lutym 2015 r MPO został po raz pierwszy połączony z MTM w ESTEC.

25 marca misja z powodzeniem przeszłą przegląd krytyczny (Critical Design Review - CDR). W jego trakcie ocenie poddano możliwość startu misji w 2016 r. Jednak z powodu opóźnień w przygotowywaniu niektórych urządzeń i instrumentów naukowych zdecydowano się na opóźnienie startu do początku 2017 r. Nowy termin startu przypadał na 1-miesięczne okno starterowe rozpoczynające się 27 stycznia 2017 r.  Podstawowy plan misji nie uległ jednak zmianie, sonda mogła nadal dotrzeć do Merkurego w styczniu 2024 r.

MMO został dostarczony do ESTEC w kwietniu 2015 r.
« Ostatnia zmiana: Kwiecień 06, 2015, 18:44 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #66 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:14 »
PLAN PRZEBIEGU MISJI
Start misji BepiColombo jest planowany na 9 lipca 2016 r. Okno startowe jest uzależnione od dostępności serii przelotów koło Ziemi, Wenus i Merkurego.
Kompleks MCS zostanie wyniesiony na orbitę okołoziemską przez rakietę Ariane 5. Miejscem startu będzie kosmodrom Kouru w Gujanie Francuskiej. Rakieta umieści pojazd bezpośrednio na obicie okołosłonecznej.

Po wstępnych testach sondy rozpoczną się okresy zmniejszania jej szybkości względem Słońca za pomocą silników jonowych systemu SEPS. Napęd jonowy dostarczy dużej plastyczności w planowaniu korekt trajektorii za pomocą silników chemicznych systemu CPS. Siniki jonowe będą używane na niektórych fragmentach orbity. Jednorazowo działać będzie jeden albo dwa silniki. W odległości około 1 AU od Słońca dostępne zasilanie pozwoli na używanie tylko jednego silnika przy ciągu 100 - 130 mN. Wewnątrz orbity Wenus jednocześnie pracować będą dwa silniki dając sumaryczny ciąg 290 mN. Napęd ten, wraz z przelotami koło planet pozwoli na osiągnięcie dużej zmiany szybkości bez zużycia rozległego zapasu paliwa chemicznego. Pojazd będzie mógł zarządzać napędem samodzielnie (np. przełączać się na silniki redundancyjne) w okresach braku łączności z Ziemią, np podczas koniunkcji ze Słońcem trwających nawet dwa tygodnie. Sesje łączności w tracie normalnego lotu będą rzadkie. W ciągu tygodnia wykonywana będzie nominalnie jedna sesja.

Wytracenie energii pozwalające na wprowadzenie bardzo masywnego pojazdu na orbitę okołomerkurańską będzie wymagało przeprowadzenia serii asyst grawitacyjnych. Pojazd wykona jeden przelot koło Ziemi, dwa przeloty koło Wenus oraz pięć przelotów koło Merkurego.

Przelot koło Ziemi nastąpi 16 lipca 2018 r. 22 września 2019 r odbędzie się pierwszy przelot koło Wenus. Drugi przelot koło tej planety będzie miał miejsce 4 maja 2020 r. Przeloty te pozwolą na redukcję odległości peryhelium orbity prawie bez użycia napędu. Po nich peryhelium zbliży się do Merkurego. Następnie MCS wykona serię pięciu przelotów koło Merkurego, poprzedzonych okresami pracy silników jonowych. Pierwszy przelot koło tej planety odbędzie się 23 lipca 2020, drugi 14 kwietnia 2021 r, trzeci 6 lipca 2022 r, czwarty 29 grudnia 2022 r, a piąty - 4 lutego 2023 r. Po tych przelotach i po okresach użytkowania napędu jonowego szybkość MCS względem Merkurego będzie na tyle niewielka, że zostanie on słabo wychwycony przez pole grawitacyjne planety jeszcze przed wykonaniem zasadniczego manewru hamującego za pomocą napędu chemicznego, po przejściu przez punkty L1 i L2 układu Merkury - Słońce. Orbita taka będzie silnie eliptyczna.

Wejście na orbitę wokół Merkurego nastąpi około 1 stycznia 2024 r. Po wstępnym wychwyceniu przez pole grawitacyjne Merkurego (Gravitational Capture - GC) MCS przejdzie na stabilną orbitę dzięki zastosowaniu silników chemicznych (Mercury Orbit Insertion - MOI). Będzie to wymagało tylko niewielkiej zmiany szybkości. Strategia taka pozwala na znaczne zredukowanie ilości potrzebnego paliwa chemicznego. Ponadto pozwala na uniknięcie utarty misji w przypadku pojedynczej awarii napędu chemicznego. W takim wypadku stworzy kilka okazji do wykonania manewru MOI, co nie byłoby możliwe na trajektorii hiperbolicznej względem planety. Ponadto zapewni plastyczność przy wyborze warunków termicznych i oświetleniowych w trakcie ostatecznego wejścia na orbitę. Wychwyt grawitacyjny tego typu został użyty w trakcie misji SMART-1 na Księżycu i Dawn na planetoidzie Westa, ale BepiColombo będzie pierwszym pojazdem który zastosuje go w przypadku wejścia na orbitę wokół planety.
« Ostatnia zmiana: Styczeń 26, 2014, 16:57 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #67 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:15 »
Po wejściu na stabilną orbitę moduł MTM pozwoli na przejście na orbitę roboczą MMO. Będzie to wymagało zmiany szybkości na poziomie 325 m/s. Następnie MTM zostanie odrzucony, a kompleks będzie składał się z elementów MPO/MOSIF/MMO. W dalszej kolejności uwolniony zostanie orbiter MMO. Znajdzie się on na orbicie o perygeum na wysokości 400 km i apocentrum w odległości 11 824 km. Jej płaszczyzna będzie prostopadła do płaszczyzny równika Merkurego. Później od MPO oddzielony zostanie MOSIF. MMO rozpocznie własną misję badawczą, natomiast MPO będzie kontynuował zmiany orbity za pomocą własnego napędu chemicznego. Seria manewrów korekcyjnych pozwoli na obniżenie apocentrum jego orbity do 1508 km i przeprowadzenie rotacji linii apsyd. Ostateczna orbita robocza MPO będzie charakteryzowała się perycentrum na wysokości 400 km i apocentrum na wysokości 1508 km. Okres obiegu będzie wynosił 2.3 godziny. Apocentrum będzie znajdzie się nad równikiem. Osiągnięcie tej orbity będzie wymagało zmiany szybkości na poziomie 620m/s względem orbity początkowej. Podczas przejścia Merkurego przez peryhelium orbity okołosłonecznej apocentrum orbity orbiterów będzie znajdowało się po nieoświetlonej stronie planety, co stworzy łagodniejsze warunki termiczne.
« Ostatnia zmiana: Styczeń 26, 2014, 16:54 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #68 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:15 »
Orbita MMO pozwoli na miarodajne badania magnetosfery planety dzięki możliwości penetracji wszystkich przedziałów i granic plazmowych, w tym fali uderzeniowej, ogona magnetosfery i magnetopauzy. Orbita MPO jest kompromisem pomiędzy wymaganymi badania powierzchni planety a ładunkiem cieplnym odbieranym przez pojazd. Im bliżej powierzchni przebiega orbita statku tym wchłania on więcej światła obitego od powierzchni oraz wypromieniowanej przez nią podczerwieni. W przypadku misji MESSENGER uniknięto przebywania na niskich wysokościach w obszarze równikowym poprzez przesunięcie perycentrum na szerokość geograficzną 60 stN i zastosowaniu orbity silnie eliptycznej (200 x 15193 km). Ponadto MESSENGER posiada dużą osłonę przeciwcieplną. MESSENGER znajduje się na niskich wysokościach w najbardziej surowych warunkach termicznych tylko przez 5% okresu obiegu. Orbita taka utrudnia jednak badania powierzchni. Zdjęcia i pomiary o najwyższej rozdzielczości obejmują tylko około 25% powierzchni planety, na półkuli północnej. Dla MPO jednak jednym z głównych celów naukowych jest uzyskanie map powierzchni w wysokiej rozdzielczości dla całego globu. Dlatego też wybrano orbitę polarną przebiegającą na relatywnie niskich wysokościach. Zrodziło to oczywiście liczne przeszkody techniczne. Z ich powodu misja stała się najbardziej kosztowną wyprawą planetarną realizowaną przez ESA.

Oba orbitery pozwolą na dwupunktowe badania cząstek i pól w otoczeniu planety. Dla Merkurego jest to szczególnie istotne, ponieważ jego magnetosfera jest niewielka i szybko zmienia się w czasie. Na każdy 1 obieg MMO przypadać będą 4 obiegi MPO. W czasie pierwszego miesiąca misji nominalnej oba orbitery przelecą koło siebie kilkakrotnie w odległości kilkuset kilometrów (lub nawet mniejszej). Później najmniejsze odległości między nimi wzrosną do kilku tysięcy kilometrów. Bliskie przeloty pozwolą na wzajemną kalibrację podobnych instrumentów na obu sondach. Ponadto będą bardzo wartościowe naukowo, ponieważ pozwolą na dwupunktowe pomiary w niewielkiej odległości w środowisku bardzo zmiennym w skalach czasowych i przestrzennych.

W czasie badań Merkurego sesje łączności z orbiterami będą odbywały się codziennie. Okres łączności będzie uzależniony od widoczności sond z rotującej Ziemi. Zwykle wyniesie 7 - 12 godzin na dobę. Z powodu długich okresów pozbawionych łączności i opóźnienia wynoszącego około 13 minut większość operacji będzie wykonywana automatycznie. Odbiór danych w czasie rzeczywistym będzie ograniczony do najbardziej krytycznych etapów misji.

Misja nominalna obu orbiterów potrwa 1 rok ziemski, czyli 4 lata merkurańskie lub 2 merkurańskie dni słoneczne. Zakończy się około 1 kwietnia 2025 r. W okresie tym korekty orbity MPO nie będą wymagane. Następnie misja będzie mogła zostać przedłużona o kolejny rok. Przedłużenie takie nie nastręczy problemów technicznych. Głównym czynnikiem ograniczającym żywotność orbiterów będą degradacje wywoływane przez promieniowanie i ciepło oraz zużywanie zasobów pokładowych (paliwa w przypadku MPO i gazowego azotu w przypadku MMO). Koniec pierwszej misji rozszerzonej jest zaplanowany na 1 kwietnia 2026 r.
« Ostatnia zmiana: Styczeń 26, 2014, 16:55 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #69 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:16 »
Za planowanie operacji, ich wykonywanie, monitorowanie i kontrolę MCS i MPO odpowiedzialne będzie Centrum Kontroli Misji BepiColombo (BepiColombo Mission Operations Centre - BMOC) w ESOC w Darmstadt. Centrum kontroli MMO w Sagamihara w Japonii odpowiedzialne będzie za orbiter MMO - wraz z BMOC przed jego odłączeniem i samodzielnie po odłączeniu. Główną stacją odbiorczą ESA będzie stacja dalekiego kosmosu w Cebreros w Hiszpanii dysponująca anteną o średnicy 35 m. Ponadto w czasie startu i wczesnych operacji używana będzie sieć anten ESA o średnicy 15 m. W czasie krytycznych etapów misji, np. w trakcie przelotów koło planet stosowana będzie też stacja w New Norcia w Australii dysponująca anteną o średnicy 35 m. Zwiększy to okres kontaktu radiowego. W czasie lotu do Merkurego możliwe będzie też wykorzystanie stacji JAXA w Usuda i Uchinoura w Japonii. Po rozdzieleniu kompleksu na orbicie Merkurego stacje JAXA zostaną przeznaczone do obsługi MMO. Jednak w razie konieczności stacje ESA i JAXA będą mogły zostać wykorzystane do wzajemnej pomocy. Sieć DSN będzie wykorzystywana tylko wyjątkowo. Planuje się użycie stacji w Goldstone do eksperymentu radiowego MORE. Centrum naukowe misji (Science Ground Segment - SGS) w ESAC w Villafranca w Hiszpanii odpowiedzialne będzie za planowanie pomiarów MPO oraz archiwizację i analizę danych zebranych po okresie testów orbitera. Obsługa misji BepiColombo zostanie oparta na doświadczeniach zebranych w trakcie 10 lat obsługi misji Rosetta, Mars Express i Venus Express. Zebrane dane naukowe po obróbce w SGC będą udostępniane poprzez Planetary Science Archive zawierające dane zbierane przez sondy i satelity naukowe ESA.
« Ostatnia zmiana: Styczeń 26, 2014, 16:55 wysłana przez Scorus »

Polskie Forum Astronautyczne

Odp: BepiColombo
« Odpowiedź #69 dnia: Sierpień 20, 2011, 01:16 »