HISTORIA MISJIMisja Juno została zaproponowana w koszcie 700 milionów dolarów ze starem w 2009 r. Start został następnie przełożony na 30 czerwca 2010 roku, a później został opóźniony do 2011 roku. We wrześniu 2008 r projekt oficjalnie wkroczył w fazę C. Początkową datą startu w 2011 r był 11 sierpnia. Dotarcie do Jowisza było zaplanowane na 19 października 2016 r. Później jednak zmieniono plan korekt trajektorii, przez co okno startowe otwierało się 5 sierpnia i zamykało 26 sierpnia. Nową datą wejścia na orbitę Jowisza stał się 5 lipca 2016 r.
PRZEBIEG MISJISonda Juno wystartowała w pierwszym dniu trwania okna startowego, 5 sierpnia. Pojazd został wyniesiony na orbitę za pomocą rakiety Atlas 5 w wersji 551. Charakteryzowała się ona owiewką o średnicy 5 metrów. Była wyposażona w 5 silników pomocniczych firmy Areojet. Miejscem startu był Przylądek Canaveral, stanowisko startowe SLC-41. Start nastąpił z 51 minutowym opóźnieniem. Było to spowodowane zaobserwowaniem anomalii w ciśnieniach helu używanego w systemie napędowym stopnia Centaur. Po przeanalizowaniu danych stwierdzono, że efekt ten został wywołany przez systemy naziemne i nie stanowił problemu. Start został odnotowany o godzinie 16:25:00.146 UTC. Po 40 sekundach od startu ciąg silnika RD-180 został zmieniszony przed przejściem przez obszar maksymalnych przeciążeń. 50 sekund od startu rakieta przeszła przez obszar największych stresów aerodynamicznych. 94 sekundy po starcie silniki pomocnicze zostały wyłączone. O godzinie 16:26 UTC, po 1 minucie i 20 sekundach od startu ciąg silnika stopnia 1 został ponownie ustawiony na maksymalna wartość. 8 sekund później, gdy ciśnienie aerodynamiczne spadło do bezpiecznego poziomu silniki pomocnicze zostały odrzucone. Po 2 minutach i 50 sekundach od startu, o 16:27 UTC aktywowano system kontroli orientacji przestrzennej rakiety. O 16:28 UTC, po 3 minutach i 38 sekundach od rozpoczęcia misji oddzielona została dwuczęściowa owiewka. Po 4 minutach i 32 sekundach od startu, o 16:29 UTC nastąpiło wyłączenie silnika RD-180 (Booster Engine Cut-off). 8 sekund później stopień 1 został oddzielony. Po 4 minutach i 52 sekundach od startu, o godzinie 16:29 UTC uruchomiony został silnik RL10 stopnia drugiego, czyli Centaura. O 16:32 UTC, po 7 minutach i 15 sekundach od startu rakieta wyszła z zasięgu stacji śledzenia na Florydzie. Następnie została namierzona przez stację na wyspie Antigua. O godzinie 16:35 UTC, po 10 minutach i 49 sekundach od startu nastąpiło pierwsze wyłączenie silnika RL10 (Main Engine Cut-off 1 - MECO-1). Tym samym kompleks Centaur/Juno znalazł się na parkingowej orbicie okołoziemskiej. Jej perygeum znajdowało się na wysokości 105 mil, a apogeum - 122 mil. Inklinacja wynosiła 28.8 stopnia. W czasie 11 minut i 30 sekund od startu wykonany został manewr zmiany orientacji przestrzennej. Następnie wolno obracała się, co zapewniało stabilne warunki termiczne. Przeleciała nad równikowym obszarem Oceanu Atlantyckiego a następnie nad Afryką i Oceanem Indyjskim. O godzinie 16:58 UTC, po 33 minutach i 15 sekundach do startu rakieta rozpoczęła manewr zmiany orientacji przed ponownym uruchomienie silnika. Zakończył się on o 17:04 UTC, po 39 minutach i 15 sekundach od chwili rozpoczęcia misji. 35 sekund później rozpoczęło się podnoszenie ciśnienia w systemie paliwowym Centaura. Po 40 minutach i 38 sekundach od startu rozpoczęło się przygotowywanie linii wodoru i tlenu. O godzinie 17:05 UTC, po 40 minutach i 47 sekundach od początku lotu silnik RL10 został ponownie uruchomiony. W tym czasie kompleks przelatywał na wysokości 102 mil ponad Oceanem Indyjskim. Ostateczne wyłączenie silnika stopnia 2 (MECO-2) nastąpiło o godzinie 17:14 UTC, po 49 minutach i 59 sekundach od startu. Manewr trwał 9 minut, dzięki czemu Centaur połączony z Juno wszedł na orbitę okołosłoneczną. O godzinie 17:17 UTC Centaur wykonał manewr zmiany orientacji przed oddzieleniem sondy. Od startu upłynęło wtedy 52 minuty i 5 sekund. Sonda Juno oddzieliła się od stopnia Centaur po 53 minutach i 14 sekundach od startu, o 17:18 UTC. Następie pojazd bez problemu rozłożył panele słoneczne i nawiązał łączność ze stacją DSN w Caberrze w Australii. Cały start przebiegał bez żądnych problemów.
Po starcie sonda znalazła się na orbicie okołosłonecznej charakteryzującej się peryhelium 1.0 AU, aphelium 2.26 AU i nachyleniem w stosunku do płaszczyzny ekliptyki 0.1 stopnia. Trajektoria lotu sondy jest określana jako ΔV-EGA (Delta-Velocity Earth Gravity Assist).
8 sierpnia 2011 r pojazd opuścił strefę oddziaływania grawitacyjnego Ziemi.
15 sierpnia 2011 r anulowano pierwszy manewr korekty trajektorii (Trajectory Correction Maneuever 1 - TCM-1). Miał on znieść niedokładności startu, ale start okazał się na tyle precyzyjny, że nie był on potrzebny.
1 lutego 2012 r wykonana została pierwsza korekta trajektorii, TCM-2. Trwała 25 minut, co spowodowało zmianę szybkości na poziomie 1.2 m/s.
Po roku od startu, 30 sierpnia 2012 r sonda wykonała pierwszy duży manewr silnikowy (Deep Space Maneuver 1 - DSM-1). W tym czasie sonda znajdowała się w odległości 300 mln km od Ziemi. Manewr rozpoczął się o godzinie 22:57 UTC i trwał 29 minut i 39 sekund. W jego trakcie użyto głównego silnika, Leros-1b. Zmiana szybkości wyniosła 344 m/s. Zużyto 376 kg paliwa. Manewr dostosował trajektorię do przelotu koło Ziemi. Pozwolił ponadto na przesterowanie systemu napędowego przed wejściem na orbitę Jowisza. Zakończył się sukcesem, jednak w jego trakcie zanotowano większe niż oczekiwano ciśnienie w jednym ze składników systemu napędowego. Z tego powodu postanowiono przeprowadzić dodatkowe analizy. Tym samym termin wykonania manewru DSM-2 przesunięto z 4 września na 14 września.
14 września 2012 r wykonany został drugi duży manewr silnikowy, DSN-2. Rozpoczął się on o godzinie 22:30 UTC i zakończył o 23:00 UTC. Trwał 30 minut. Został wykonany gdy sonda znajdowała się w odległości 480 mln km od Ziemi. Zmiana szybkości wyniosła 388 m/s. Silnik Leros-1b zużył 376 kg paliwa. Manewr ten przebiegł bez problemów. Zakończył modyfikacje trajektorii przed przelotem koło Ziemi.
9 października 2013 roku sonda wykonała manewr przelotu koło Ziemi (Earth Flyby - EFB). Pozwoliło to na wykorzystanie efektu wsparcia grawitacyjnego i uzyskanie większej energii pozwalającej na dotarcie do Jowisza. Zmiana szybkości wyniosła 7.3 km/s. Przelot ten pozwolił też na przetasowanie procedur stosowanych podczas przejście przez perycentrum orbity roboczej wokół Jowisza, w tym na testy instrumentów naukowych. Instrument PMS/UVS został aktywowany 5 października. 6 października uruchomiono instrumenty PMS/JEDI i PMS/WAVES. 9 października o 11:00 UTC uruchomiono kamerę JunoCam i rozpoczęto obserwacje Księżyca. O 13:20 UTC uruchomiony został instrument JIRAM. O 13:47 UTC rozpoczął on obserwacje Księżyca, które zakończyły się o 14:20 UTC. O 14:21 PMS/UVS rozpoczął obserwacje Księżyca. O 17:06 UTC odbiór sygnału z sondy rozpoczęła stacja śledzenia w Malargue, a 3 minuty później, o 17:09 UTC sonda wyszła z pola widzenia stacji DSN w Madrycie. O 18:10 UTC sonda weszła w pasy van Allena. O 18:21 UTC PMS/UVS zakończył obserwacje Księżyca. O 18:59 UTC JunoCam rozpoczął obrazowanie Ziemi. O 19:01 UTC obserwacje Ziemi rozpoczął również instrument PMS/UVS. O 19:14:03 UTC stacja w Malargue utraciła sygnał z sondy, a o 19:19:37 UTC pojazd wszedł w cień Ziemi. O godzinie 19:20 UTC JunoCam rozpoczął obrazowanie nocnej półkuli Ziemi. O 19:21:25 UTC nastąpiło największe zbliżenie do Ziemi - na odległość 559 km. O 19:21:25 UTC klapa ochronna PMS/UVS została zamknięta w celu wykonania obserwacji kalibracyjnych w ciemności. O 19:39:01 UTC sonda wyszła z cienia Ziemi, a o 19:43:02 UTC stacja śledzenia w Perch nawiązała z nią łączność. Wtedy też okazało się, że podczas zaćmienia sonda weszła w tryb bezpieczny. Wyjście z pasów van Allena nastąpiło o 20:20 UTC. O 20:38 UTC łączność z sondą została przejęta przez stację DSN w Madrycie. Analiza danych odebranych z sondy wykazała, że elektronika nie doświadczyła żądnych awarii. 11 października o 21:12 UTC pojazd został przywrócony do normalnego trybu działania. Przyczyną wejścia w tryb bezpieczny były wadliwe ustawienia progów bezpieczeństwa zabezpieczających baterię. W czasie zaćmienia sonda pobierała energie wyłącznie z baterii. gdy woltaż spadł poniżej progu bezpieczeństwa nastąpiło automatyczne przełączenie w tryb bezpieczny. 13 października sonda ponownie weszła w tryb bezpieczny. Przyczyną było pozostawienie części oprogramowania nawigacyjnego (jednostki orientującej względem gwiazd) w konfiguracji zoptymalizowanej do przelotu koło Ziemi. Gdy komputer sondy zarejestrował większy niż spodziewany pobór mocy wykonał automatyczne przełączenie w tryb bezpieczny. 18 października wróciła do normalnej pracy. Operacje związane z przelotem zakończyły się 20 października.
Przelot sodował zmianę szybkości na poziomie 7.6 km/s. Zmodyfikowana orbita okołosłoneczna charakteryzowała się peryhelium 0.98 AU, aphelium 5.44 AU i nachyleniem w stosunku do równika 4.5°. Były to wartości bliskie perfekcyjnym. Obserwacje Księżyca wykonane przez PMS/UVS zostały porównane z pomiarami z instrumentu LAMP na sondzie LRO. Na 20 minut przed największym zbliżeniem instrument ten rejestrował nocne świecenie atmosfery oraz południowe zorze polarne. Po największym zbliżeniu, do 1 godziny po nim, przy zamkniętej powłoce ochronnej wykonał pomiary pozwalające na ocenę efektywności ochrony przed cząstkami wysokoenergetycznymi. W tym czasie danych na temat stanu pasów radiacyjnych dostarczyły satelity RBSP . Dane zbierane przez inne instrumenty w czasie przelotu przez pasy radiacyjne zostały porównane z pomiarami z satelitów THEMIS i RBSP (instrumenty RBSPICE, MagEIS, REPT, RPS, EMFISIS). Dostarczyło to dobrej okazji do kalibracji. Instrument PMS/JEDI wykonał pomiary pozwalające na dopracowanie scenariusza rejestracji szybko zmieniających się zjawisk na orbicie Jowisza. Ponadto pozwoliły one na skalibrowanie instrumentu i dobre określenie jego odpowiedzi na jony energetyczne. Instrument PMS/WAVES pracował tak samo jak na orbicie roboczej. W trakcie pomiarów zebrano informacje pozwalające na scharakteryzowanie funkcjonalności i działania algorytmu usuwającego szum wprowadzany do pomiarów przez panele słoneczne. Ponadto urządzenie to odebrało sygnały radiowe "Hi" nadawane alfabetem Morsea przez radioamatorów na całym świecie. Instrument JIRAM uzyskał 60 obrazów Ziemi i dane spektralne. Urządzenie to było już dobrze skalibrowane, ale pożądane było wykonanie dodatkowych obserwacji spektralnych z Księżycem jako celem. Podczas przelotu kamera JunoCam z powodzeniem uzyskała serię 7 obrazów Ziemi w 4 pasmach spektralnych, 1 obraz Księżyca, 1 obraz Jowisza (z wykorzystaniem filtra zielonego), oraz 1 obraz do określenia szumu wywoływanego przez promieniowanie (z użyciem filtra czerwonego). Pozwoliło to na przetestowanie kamery podczas obrazowania celu rozciągłego i wypróbowanie narzędzi reprojektujących geometrycznie uzyskane obrazy. Zdjęcia zostały szybko opublikowane w Internecie, dzięki czemu były obrabiane przez amatorów. Ponadto ze zdjęć uzyskanych przez MAG/ASC zestawiono nagranie pokazujące Ziemię i Księżyc z perspektywy sondy międzyplanetarnej. Kamera ta obserwowała też satelity okołoziemskie w celu zweryfikowania możliwości detekcji obiektów niegwiazdowych.
Podczas dalszego lotu do Jowisza instrumenty będą kalibrowane. Obserwacje kalibracyjne będą wykonywane co 12 - 18 miesięcy. Na 6 miesięcy przed wejściem na orbitę rozpoczną się intensywne testy komponentów inżynieryjnych statku, instrumentów naukowych i trybów operacyjnych.
Sonda wejdzie na orbitę Jowisza 5 październiku 2016 roku, 5.2 roku po starcie. Manewr wejścia na orbitę (Jupiter Orbit Insertion - JOI) zostanie wykonany poprzez uruchomienie silnika głównego. Zmniejszy on szybkość sondy na tyle, że zostanie ona wychwycona przez pole grawitacyjne Jowisza. Początkowa orbita będzie charakteryzowała się okresem obiegu 107 dni. W celu osiągnięcia orbity roboczej wykonane zostaną dwa manewry w perucentrum orbity. Po dróg manewrze sona znajdzie się na orbicie roboczej.
Orbita robocza będzie charakteryzowała się perycentrum w odległości 1.06 promieni Jowisza od powłoki chmur i apocentrum w odległości 39 promieni Jowisza. Będzie przebiegała ponad biegunami planety. Okres obiegu będzie wynosił około 11 dni. Orbita taka zapewni odpowiednią rozdzielczość i globalne pokrycie niezbędne dla programu naukowego. Będzie silnie eliptyczna. Pozwoli na krótkie przejścia blisko planety podczas perucentrum. Jednocześnie przez większość czasu będzie przebiegała w dużej odległości od Jowisza, poza jego pasami radiacyjnymi. Pozwoli to na unikanie silnego promieniowania.
Misja nominalna będzie trwała 32 orbity, czyli około 1 rok ziemski. Okres ten będzie znajdował się pomiędzy koniunkcjami ze Słońcem, co ułatwi operacje. Podczas programu naukowego łączność z Ziemią nie będzie musiała odbywać się często dzięki zdolności gromadzenia dużych ilości danych na pokładzie. Podczas każdej orbity potrzebnych będzie tylko 6 sesji łączności przy pomocy sieci DSN. Będą one obejmowały 3 bloki przeznaczone na transmisję danych naukowych, inżynieryjnych i nawigacyjnych. Podczas każdej orbity główne pomiary będą wykonywane tylko w okresie 3 godzin podczas przejścia przez perycentrum. Poza tym okresem instrumenty będą uzyskiwać dane z niższa szybkością.
Pomiary naukowe będą wykowane w dwóch trybach, obejmujących całą orbitę - w trybie radiometrycznym (Radiometric Pass), oraz w trybie pomiarów pola grawitacyjnego (Gravity Pass). Podczas obiegu w którym stosowany będzie tryb radiometryczny głównym instrumentem będzie radiometr mikrofalowy MWR. Działać będą również inne instrumenty, ale nie będzie prowadzony eksperyment radiowy GSE. W tym czasie płaszczyzna paneli słonecznych będzie skierowana w kierunku środka Jowisza. Tryb ten zostanie zastosowany podczas orbit 2 i 4 - 7. W trybie pomiarów grawitacyjnych, podczas pozostałych orbit wykonywany będzie eksperyment GSE. Pracować będą wszystkie instrumenty za wyjątkiem MWR. Przed orbitą 8 MWR będzie znajdował się w trybie oczekiwania, a po niej zostanie wyłączony. W trybie tym antena wysokiego zysku będzie skierowana na Ziemię przez cały okres przejścia przez perycentrum orbity. Podobnie jak w trybie radiometrycznym większość danych będzie uzyskiwanych w okresie 3 godzin wokół perycentrum.
Badania pola magnetycznego wymagają, aby długość geograficzna w której sonda będzie przechodziła przez strefę równikową była kontrolowana (normalnie przejścia podczas każdej orbity były oddzielone równymi odstępami). Podczas orbit 1 - 16 będzie ona wynosiła 24st. Manewr wykonany po przejściu przez perycentrum orbity 16 zmieni ją na 12st.
Podczas pomiarów grawitacyjnych łączność w paśmie Ka w kierunku sonda - Ziemia i Ziemia - sonda będzie możliwa tylko za pomocą stacji DSN DSS-25 (Deep Space Station 25) w Goldstone w Kalifornii. Wymaga to, aby sonda widziana z DSS-25 znajdowała się na maksymalnej wysokości na niebie. Wymusza to przejścia przez region równikowy na długości 12st i czasu obiegu 10.9725 dnia (od perycentrum do perycentrum).
Misja zakończy się 16 października 2017 r, po wykonaniu 32 obiegów wokół Jowisza.
Trajektoria lotu międzyplanetarnego.Po lewej - orbity okołojowiszowe unikające pasów radiacyjnych, po prawej - plan orbity roboczej.Plan obserwacji naukowych.Źródła
pierwszego i
drugiego zdjęcia.