Polskie Forum Astronautyczne
Astronautyka => Encyklopedia Forum => Wątek zaczęty przez: Scorus w Listopad 30, 2015, 17:07
-
WPROWADZENIE
DSCOVR (Deep Space Climate Observatory, pierwotna nazwa - Tirana, nazwa potoczna - GoreSat) jest amerykańskim satelitą przeznaczoną do stałego monitoringu wiatru słonecznego oraz globalnego obserwacji radiometrycznych i obrazowania multispektralnego Ziemi z głębokiej przestrzeni kosmicznej (punkt L1). Jest to tym samym pierwszy statek kosmiczny przeznaczony do stałych obserwacji Ziemi dokonywanych z głębokiej przestrzeni kosmicznej.
Głównym zadaniem satelity jest prowadzenie stałych pomiarów właściwości wiatru słonecznego poza magnetosferą Ziemi, zastępujących dane dostarczane przez starzejącego się satelitę ACE (Advanced Composition Explorer). Został on wyniesiony na orbitę 25 sierpnia 1997 r i znacznie przekroczył gwarantowany okres żywotności. DSCOVR dostarcza pomiarów rozkładu szybkości protonów i cząstek alfa w trzech wymiarach oraz intensywności i kierunku pola magnetycznego, również w trzech wymiarach. Dane te są wykorzystywane do przewidywania intensywności burz geomagnetycznych i możliwych zakłóceń działania satelitów i sieci elektrycznych. Informacje takie są regularnie produkowane przez Centrum Przewidywania Pogody Kosmicznej (Space Weather Prediction Center) w Boulder w stanie Kolorado prowadzone przez Narodową Administrację Oceanów i Atmosfery (National Oceanic and Atmospheric Administration - NOAA). Dzięki temu firmy i instytucje zarządzające infrastrukturą tego typu mogą podjąć działania zapobiegające większym uszkodzeniom. Satelita dokonuje pomiarów wiatru słonecznego na około 1 godzinę przed dotarciem do Ziemi, dając około 15 - 60 minut na podjęcie odpowiednich działań.
Zebrane dane na temat pola magnetycznego i jonów w wietrze słonecznym są również używane w badaniach heliofizycznych i geofizycznych. Największą wartość naukową mają informacje na temat cząstek wiatru słonecznego o energiach termalnych w reżimie kinetycznym. Wymagają one pomiarów prowadzonych z częstotliwością lepszą niż 1 Hz. Dane takie nigdy nie były zbierane w sposób ciągły. Są one niezbędne do uzyskania precyzyjnego opisu procesów odpowiedzialnych za sukcesywne nagrzewanie wiatru słonecznego w czasie gdy oddala się on od Słońca. Pozwalają na badania takich zagadnień jak udział małoskalowych rekonekcji pola magnetycznego w oddziaływaniach pomiędzy wiatrem słonecznym a magnetosferą Ziemi oraz sposób przyspieszania cząstek wiatru słonecznego przez międzyplanetarne fale uderzeniowe. Pozwala to na określenie geometrii fluktuacji występujących w wietrze słonecznym i określenie sposobu propagacji jego cząstek w obrębie wewnętrznej heliosfery. Pozwala to na uzyskanie dokładniejszych szacunków wpływu aktywności Słońca na otoczenie Ziemi, magnetosferę i zaburzenia działania satelitów okołoziemskich. Dane z DSCOVR mogą być równie skorelowane z pomiarami innych satelitów rejestrującymi parametry wiatru słonecznego. Satelita dostarcza również pomiarów rozkładu szybkości elektronów, które jednak nie są używane do monitoringu wiatru słonecznego wymaganego przez NOAA. Dane te są więc używane tylko do celów ściśle naukowych, takjich jak badania procesów towarzyszących powstawaniu wiatru słonecznego. Ponieważ przygotowanie satelity do startu zostało wykonane dzięki finansowaniu przez NOAA i siły powietrzne a satelita jest przeznaczony głównie do celów praktycznych koszty programu naukowego związanego z badaniami Słońca i heliosfery są bardzo małe.
Globalne pomiary radiometryczne Ziemi pozwalają na uzyskanie całkowitych globalnych pomiarów odbijalności i emisji Ziemi w podczerwieni, w zakresów widzialnymi i ultrafiolecie (0.2 - 100 mikronów) pochodzącej z całej jej tarczy. Są one wykorzystywane do badań klimatu prowadzących w ramach programu badań Ziemi NASA. Uwzględnieni danych na temat globalnej emisji i odbijalności Ziemi w modelach klimatycznych pozwala na lepsze zrozumienie zmian zachodzących w budżecie radiacyjnym Ziemi na skutek działalności człowieka i procesów naturalnych. DSCOVR jest ponadto pierwszym satelitą prowadzącym globalne pomiary tego typu z głębokiej przestrzeni kosmicznej. Tym samym jest to pierwsza misja pozwalająca na uzyskanie obrazu Ziemi jako otwartego układu termodynamicznego wymieniającego energię z przestrzenią kosmiczną. Pomiary takie mogą być wykonywane po raz pierwszy na całej tarczy Ziemi oświetlonej w każdym czasie słonecznym od wschodu do zachodu Słońca. Ponadto obserwacje globalne tego typu pokrywają się z wykonywanymi jednocześnie szczegółowymi pomiarami wykonywanymi przez satelity na orbitach LEO i GEO, uzupełniając rezultaty innych misji. Znacznie wzbogaca do zbiory danych używane w modelach klimatycznych.
Multispektralne obrazowanie całej tarczy Ziemi pozwala na uzyskanie map rozkładu ozonu (całkowitej zawartości w kolumnie), pary wodnej, aerozoli (indeksu aerozoli, głębokości optycznej oraz wysokości), właściwości chmur (wysokości i frakcji oraz kształtu cząstek), właściwości szaty roślinnej (np indeksów spektralnych takich jak Vegetation Index i Leaf Area Index - LAI) oraz albedo Ziemi. Informacje te są wykorzystywane w badaniach atmosfery prowadzących w ramach programu badań Ziemi NASA. Obróbka obrazów pozwala również na uzyskanie globalnych barwnych obrazów Ziemi. Są one regularnie udostępniane jako część programu edukacyjnego misji.
Misja jest zarządzana przez NOAA. Agencja ta jest również odpowiedzialna za obsługę satelity oraz obróbkę, dystrybucję i archiwizację danych na temat wiatru słonecznego. Ponadto w programie uczestniczy NASA, odpowiedzialna za modyfikacje i przygotowanie satelity do startu. Jest ona odpowiedzialna również za obróbkę, dystrybucję i archaizację danych pochodzących z instrumentów obserwujących Ziemię. Ponadto siły powietrzne USA sfinansowały wyniesienie satelity na orbitę w ramach swojego kontraktu z firmą SpaceX.
Pierwotna nazywa satelity (Tirana) pochodziła od Rodrigo de Triana - człowieka który pierwszy zauważył wybrzeże Nowego Świata 1492 r w czasie pierwszej wyprawy Kolumba.
-
KONSTRUKCJA
Satelita DSCOVR ma kształt zbliżony do walca. Jego całkowita masa startowa wynosi 570 kg a masa bez paliwa - 420 kg. Ma on wymiary 1.37 x 1.37 x 1.87 m. W jego skład wchodzi moduł serwisowy (Servicing Module), struktura podpierająca instrumenty naukowe (Payload Support Structure) oraz moduł napędowy (Propulsion Module).
Moduł serwisowy zawiera podstawowe komponenty inżynieryjne satelity takie jak układy elektroniczne, transpondery i koła reakcyjne. Jest oparty na busie SMEX-Lite firmy Swales Aerospace. Bus ten został zaprojektowany specjalnie na potrzeby małych satelitów naukowych NASA budowanych w ramach programu Small Explorer (SMEX) umieszczanych na niskich orbitach okołoziemskich lub orbitach wysokich. Jego elektronika charakteryzuje się maksymalną odpornością na promieniowanie. Był on wykorzystywany w latach 1992 - 2002, w późniejszym czasie małe misje naukowe oparto na busie typu LEOStar. Charakteryzuje się on pełną konstrukcją modułową. Wszystkie elementy wyposażenia mogły być projektowane niezależnie i podłączane do podstawowej konstrukcji za pomocą standardowych interfejsów. Pozwalało to na łatwe dostosowanie busa do potrzeb różnorodnych misji a także na łatwą wymianę przestarzałych komponentów.
-
Konstrukcja mechaniczna modułu serwisowego ma kształt graniastosłupa ośmiokątnego. Opiera się na centralnym cylindrze będącym głównym elementem przenoszącym naprężenia. Od niego promieniście odchodzi 8 prostokątnych paneli wewnętrznych połączonych z pierścieniem górnym i pierścieniem dolnym na obwodzie. Ściany boczne są utworzone przez 8 prostokątnych paneli bocznych. W ten sposób uformowanych jest 8 komór we wnętrzu których znajdują się jednostki elektroniki i koła reakcyjne. Są one przymocowane do paneli zewnętrznych i wewnętrznych. Ponadto panele stanowią miejsce przebiegu kabli łączących poszczególne podsystemy. Powierzchnie górna (od strony osi odchylenia +Z) i dolna (od strony osi -Z) są utworzone przez ośmiokątne panele górne i dolne. Z pierścieniem dolnym łączą się cztery kliny w kształcie trójkątów będące miejscem przyłączenia modułów silników. Ponadto na dwóch z nich znajdują się punkty montażowe paneli słonecznych.
Struktura podpierająca instrumenty naukowe jest umieszczona na panelu górnym (+Z) modułu serwisowego. Ma kształt graniastosłupa ośmiokątnego. Składa się z 8 paneli bocznych oraz panelu górnego. Panel górny ma konstrukcję ażurową. Posiada dwa trójkątne rozszerzenia na którym znajdują się punkty montażowe paneli słonecznych. Umieszczono na nim system do obrazowania Ziemi EPIC, radiometr NISTAR oraz ciemnię Faradaya FC wchodzącą w skład pakietu do pomiarów plazmy PlasMag. Ponadto znajduje się na nim szperacz gwiazd systemu nawigacyjnego oraz dwie anteny ominikerukowe małego zysku. Na jednym z panelu bocznych umieszczono instrument inżynieryjny - monitor szerokości impulsu PHM. We wnętrzu tej konstrukcji znajdują się dwie jednostki elektroniki instrumentu EPIC.
Moduł napędowy jest połączony z panelem dolnym (-Z) modułu serwisowego. Jego konstrukcja mechaniczna ma postać cylindra. Umieszczono w nim zbiornik paliwa i gazu podnoszącego ciśnienie w systemie paliwowym oraz pozostałe komponenty układu napędowego, takie jak orurowanie i moduły silników. Ponadto znajduje się na nim antena wysokiego zysku, elektroniczny szperacz gwiazd systemu nawigacyjnego, wysięgnik magnetometru MAG pakietu PlasMag oraz spektrometr elektronów ES.
-
System zasilania obejmuje dwa prostokątne skrzydła paneli słonecznych. Każe z nich jest złożone z dwóch prostokątnych paneli fotowoltaicznych. Panel wewnętrzny składa się z 10 tablic wyłożonych komórkami słonecznymi a panel zewnętrzny - z 8 takich tablic. Każe skrzydło jest osadzone na dwóch punktach montażowych - dolnym umieszczanym na klinie łączącym się z pierścieniem dolnym modułu serwisowego i górnym umieszczonym na rozszerzeniu panelu górnego struktury podpierającej instrumenty naukowe. W czasie startu system ten był złożony na bokach górnej połowy satelity. Nie ma zdolności obrania się za Słońcem. W czasie pracy na orbicie wokół punktu L1 panele słoneczne są stale zwrócone na Słońce. Komórki słoneczne są złożone z arsenku galu. Produkcja energii elektrycznej na początku misji wynosiła 600 W. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco a także ładuje baterię siarkowo - niklowo - kadmową. Jest ona wykorzystywana podczas manewrów silnikowych gdy panele słoneczne są odwrócone od Słońca z powodu wymogów związanych z orientacją przestrzenną satelity. Ponadto była używana podczas zaćmień występujących w początkowej fazie misji. Jej pojemności wynosi 9 A/h. Pozwala na pracę przez około 20 godzin. Za konwersję energii i jej dostarczanie do poszczególnych podsystemów satelity odpowiada dedykowana jednostka elektroniki. Napięcie w sieci elektrycznej satelity wynosi 28 V.
-
System napędowy satelity służy do wykonania manewru kontroli trajektorii w czasie lotu do punktu L1, manewru wejścia na orbitę wokół punku L1, okresowych korekt orbity roboczej oraz rozładowywania kół reakcyjnych systemu kontroli orientacji przestrzennej. W czasie misji nominalnej pozwala na utrzymywanie satelity w obszarze o szerokości 25 km. Obejmuje zbiornik paliwa (hydrazyny), zbiornik helu podnoszącego ciśnienie w systemie paliwowym, 10 silników oraz orurowanie, zawór zamykający z podwójną zwojnicą, 2 przekaźniki ciśnienia i system elektroniczny kontrolujący pracę. Mieści się w obrębie modułu napędowego. Paliwo ma masę 150 kg. Całkowita zmiana szybkości możliwa do uzyskania podczas misji wynosi 600 m/s. Wszystkie silniki wykorzystują katalityczny rozkład hydrazyny za pomocą katalizatora metalicznego. Pozwala on na uzyskanie gorącego gazu bez użycia utleniacza. 8 silników charakteryzuje się ciągiem 4.5 N. Są one połączone w 4 moduły z których każdy obejmuje 2 silniki. Moduły te są zainstalowane w górnej części modułu napędowego. Są podwieszone na trójkątnych klinach połączonych z dolnym pierścieniem modułu serwisowego i podparte dwoma rozporami tworzącymi kształt litery V połączonymi z powierzchnią modułu napędowego. Zostały one dostarczone przez firmę Moog Inc. z Niagara Falls w stanie Nowy Jork w 1999 r. Jest to model MONARC-5. Firma ta przeprowadziła również ich recertyfikację w czasie przygotowań do startu po 13 latach od zbudowania satelity. Dwa pozostałe silniki charakteryzują się ciągiem 5 N. Znajdują się w dolnej części modułu napędowego, po jego przeciwnych stronach.
-
System kontroli orientacji przestrzennej pozwala na trójosiowe pozycjonowane pojazdu z panelami słonecznymi zwróconymi na Słońce i anteną wysokiego zysku skierowaną na Ziemię. W skład zestawu systemów nawigacyjnych wchodzą: 8 sensorów Słońca o małej dokładności (Coarse Sun Sensor - CSS), elektroniczny sensor Słońca (Digital Sun Sensor - DSS), szperacz gwiazd (Star Tracker - ST), oraz bezwłasnościowa jednostka odniesienia (Inertial Measurement Unit - IMU). Systemem wykonawczym są koła reakcyjne (Reaction Wheel Assembly - RWA). Ponadto system ten zawiera własny kontroler. W trybie bezpiecznym system kontroli orientacji używa wyłącznie informacji na temat lokalizacji Słońca oraz tempa obrotów satelity dostarczanych przez sensor tema obrotu kół reakcyjnych. W czasie normalnej pracy satelita jest zawsze zwrócony na Słońce wzdłuż osi +X i na Ziemię wzdłuż osi -X.
Zestaw sensorów Słońca o małej dokładności CSS służy do pozycjonowania satelity na Słońce po nagłym wznowieniu pracy (np po starcie) oraz w przypadku wejścia w tryb bezpieczny. Zawiera 8 jednostek rozlokowanych na poszczególnych ścianach bocznych satelity. Dostarczają one informacji o obecności lub braku tarczy Słońca w ich polu widzenia poprzez pomiary intensywności światła słonecznego. Dane te są wykorzystywane przez kontroler systemu kontroli orientacji do obliczenia wektora łączącego satelitę ze Słońcem i skierowania na nie paneli słonecznych.
Elektroniczny sensor Słońca DSS służy do monitorowania pozycji satelity względem Słońca w czasie normalnej pracy. Zapobiega odwróceniu paneli słonecznych od Słońca na skutek stopniowego dryfu satelity. Znajduje się na module napędowym.
Szperacz gwiazd ST jest głównym źródłem danych nawigacyjnych w czasie normalnej pracy. Uzyskuje on obrazy nieba na których pozycje gwiazd są porównywane z katalogiem odniesienia. Pozwala to na wyznaczenie orientacji przestrzennej satelity względem sfery niebieskiej. Katalog gwiazd obejmuje 6000 obiektów. Jednocześnie śledzonych jest 5 gwiazd. Dokładność pomiarów wynosi 6 sekund kątowych w poprzek pola widzenia lub 30 sekund kątowych podczas obrotu satelity wokół pola widzenia. ST pozwala na automatyczne uzyskanie trójosiowej kontroli orientacji przestrzennej bez zastosowania innych rodzajów danych nawigacyjnych. W przypadku całkowitej utraty informacji na temat orientacji przestrzennej szperacz potrzebuje około 60 sekund na jej odzyskanie. ST znajduje się na panelu górnym konstrukcji podpierającej instrumenty naukowe. Jest to model CT633 firmy Ball Aerospace and Technology Corporation. Ma masę 3 kg, średnicę 13.5 cm i wysokość 14.2 cm. Charakteryzuje się poborem mocy na poziomie 8 W. Stanowi on pojedynczą jednostkę złożoną z soczewkowego układu optycznego, przegrody chroniącej przez zabłąkanym światłem, zespołu detektora oraz systemu elektronicznego. Jego pole widzenia ma wymiary 20 x 20 stopni. Może uzyskiwać obrazy w tempie do 5 klatek na sekundę. Zdolność śledzenia gwiazd zachowuje przy tempie obrotów satelity do 10 stopni na sekundę. Elektronika szperacza wykonuje wszystkie funkcje związane z obróbką obrazu i porównywaniem pozycji gwiazd z katalogiem pokładowym. Do kontrolera systemu orientacji przestrzennej wysyła gotowe dane nawigacyjne.
Bezwładnościowa jednostka pomiarowa IMU dostarcza informacji na temat przyspieszeń kątowych satelity podczas manewrów silnikowych. Jest to miniaturowa bezwładnościowa jednostka pomiarowa (Miniature Inertial Measurement Unit - MIMU) firmy Honeywell. Model ten dobrze sprawdził się w lotach kosmicznych. Ma masę 4.5 kg i wymiary 23 x 17 cm. Jest przystosowany do pracy w warunkach silnej radiacji i przy przyspieszeniach do 25 G. Może pracować przy obrotach satelity do +/-375°/s. Jest oparty na pierścieniowym żyroskopie laserowym (Ring Laser Gyro - RLG) GG1320. Wykorzystywana jest w nim wiązka laserowa. Jej częstotliwość zależy od tempa rotacji. Jest rejestrowana przez dedykowany detektor co pozwala na obliczeniem tema rotacji satelity wokół jego poszczególnych osi.
System kół reakcyjnych RWA pozwala na kontrolę tempa obrotu satelity wokół trzech głównych osi - pochylenia (Y), odchylenia (Z) i przechylenia (X). Obejmuje 4 koła reakcyjne - po jednym dla każdej osi oraz jedno zapasowe. Nadmiar momentu pędu jest usuwany poprzez uruchomienie silników systemu napędowego. W okresie pracy na orbicie wokół punktu L1 operacja taka jest wykonywana co 3 miesiące.
-
System komend i zarządzania danymi pozwala na autonomiczną pracę satelity, kontrolę stanu jego komponentów inżynieryjnych i instrumentów naukowych, wykonywanie poleceń z Ziemi oraz rejestrowanie i przygotowywanie do transmisji danych naukowych oraz inżynieryjnych. Pozwala na samodzielną pracę bez łączności z Ziemią przez okres kilku dni. Opiera się na 32-bitowym komputerze na jednej płycie Power PC/6000. Procesor (Central Processing Unit - CPU) jest złożony z 1.1 mln tranzystorów. Pracuje przy częstotliwości 33 MHz. Charakteryzuje się szybkością 10 MIPS. Jest zabezpieczony przed promieniowaniem. Jest wyposażony w pamięć cache 8 kb i pamięć SRAM 256 Mb. Ponadto system komputerowy satelity obejmuje pamięć nieulotną używaną do przechowywania oprogramowania i instrukcji oraz rejestrator jednoczęściowy (Solid State Recordewr - SSR) przeznaczony do przechowywania danych naukowych i inżynieryjnych przed ich transmisją. Ten ostatni charakteryzuje się pojemnością 2.6 gigabita. Poszczególne jednostki elektroniki w obrębie satelity są połączone z systemem komputerowym poprzez interfejsy PCI o wysokiej szybkości. Instrumenty naukowe są połączone z systemem komputerowym poprzez magistralę RS-422 o przepustowości 1 Mbps. System komputerowy jest natomiast połączony z systemem komunikacyjnym poprzez interfejs MIL-SRTD 1553 o przepustowości 30 kbps.
-
System komunikacyjny satelity obejmuje antenę wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA), dwie anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA) oraz system nadawczo - odbiorczy. Działa w paśmie S.
Antena wysokiego zysku HGA znajduje się na module napędowym, na jego stronie która w czasie normalnej pracy na robicie wokół punktu L1 jest zwrócona w stronę Ziemi. Jest to antena planarna. Ma kształt prostokątny i wysokość 1.3 m. Służy do transmisji danych z instrumentów naukowych. Pozwala na uzyskanie szybkości transmisji do 140 kbps.
Dwie anteny niskiego zysku LGA znajdują się na panelu górnym struktury podpierającej instrumenty naukowe, po jej przeciwnych stronach. Służą do transmisji danych inżynieryjnych oraz do odbierania komend z Ziemi. Pozwalają na łączność z szybkością 2 kbps.
System nadawczo - odbiorczy moduluje i wzmacnia sygnał przeznaczony o wysłania na Ziemię. Ponadto odbiera sygnał pochodzący z anten, wzmacnia i demoduluje go a następnie przesyła odebrane dane do systemu komputerowego satelity. Nadajnik charakteryzuje się mocą 5 W.
-
Kontrolę temperatury wewnętrznej zapewniają elementy pasywne i aktywne. Powierzchnia pojazdu jest pokryta izolacją wielowarstwową. Niektóre powierzchnie np. antena HGA są ponadto pomalowane farbą o odpowiednich właściwościach termicznych. Temperatura we wnętrzu pojazdu jest kontrolowana przez grzejniki elektryczne. Ich praca jest kontrolowana za pomocą, sensorów temperatury rozmieszczonych w różnych punkach satelity. Nadmiar ciepła produkowanego przez elektronikę jest usuwany za pomocą radiatorów.
-
Satelita posiada wysięgnik na którego końcu umieszczono magnetometr MAG pakietu do pomiarów plazmy PlasMag. Pozwala on na oddalenie magnetometru od systemów elektrycznej satelity co zmniejsza poziom zakłóceń wprowadzanych do pomiarów pola magnetycznego. Ma długość 7 metrów. Znajduje się w dolnej części modułu napędowego. Ma konstrukcję ażurową i przekrój trójkątny. W czasie startu był złożony we wnętrzu odpowiedniego pojemnika. Rozłożono go dopiero po wejściu na orbitę.
-
WYPOSAŻENIE
W skład instrumentów naukowych satelity wchodzą:
- pakiet do badań plazmy i pola magnetycznego (Plasma and Magnetometer Suite - PlasMag);
- spektrometr elektronów (Electron Spectrometer - ES);
- zaawansowany radiometr Instytutu Standardów i Technologii (National Institite of Standards and Technology Advanced Radiometer - NISTAR);
- oraz kamera do multispektralnego obrazowania Ziemi (Earth Polychromatic Imaging Camera - EPIC).
Ponadto satelita posiada jeden instrument inżynieryjny - analizator szerokości impulsu (Pulse Height Analyzer - PHA).
Instrumenty NISTAR i EPIC oraz puszka Faradaya FC pakietu PlasMag znajdują się na panelu górnym struktury podierającej instrumenty naukowego satelity. PHA znajduje się na panelu bocznym struktury podpierającej instrumenty. ES został umieszcziny na module napędowym a magnetometr MAG pakietu PlasMag - na wysięgniku znajdującym się na module napędowym.
-
PlasMag
Pakiet do badań plazmy i pola magnetycznego jest zestawem dwóch sensorów służących do pomiarów rozkładu szybkości i gęstości protonów i cząstek alfa oraz intensywności i kierunku pola magnetycznego w trzech wymiarach. Dane te są wykorzystywane do przez Centrum Przewidywania Pogody Kosmicznej NOAA (NOAA Space Weather Prediction Center) w Boulder w stanie Kolorado do prognozowania intensywności burz geomagnetycznych i możliwych zakłóceń działania satelitów i sieci elektrycznych. Ponadto znajdują zastosowanie w badaniach heliofizycznych i geofizycznych, ponieważ są wykonywane z większą rozdzielczością czasową niż instrumenty znajdujące się na innych satelitach. Tym samym pozwalają na analizy rzadkich zjawisk o krótkim czasie trwania oraz na śledzenie fal i turbulencji w wietrze słonecznym z bezprecedensową rozdzielczością czasową. Wysoka rozdzielczość czasowa jest bardzo przydatna w badaniach takich procesów jak kaskady turbulencji nagrzewających koronę słoneczną i wiatr słoneczny w małych skalach oraz przy badaniach tempa rekonekcji magnetycznej. Pozwalają między innymi na określenie sposobu oddziaływań plazmy wiatru słonecznego z polem magnetycznym.
-
PlasMag: KONFIGURACJA
W skład zestawu PlasMag wchodzą dwa niezależne sensory: magnetometry (Magnetometer - MAG) oraz puszka Faradaya (Faraday Cup - FC). Dane z pakietu są wysyłane na Ziemię w czasie rzeczywistym, dzięki czemu pozwalają na stały monitoring wiatru słonecznego i wykrycie jego nieregularności przed ich dotarciem do Ziemi. Zestaw charakteryzuje się małą masą i poborem energii oraz dużą prostotą.
PlasMag: MAG
Magnetometr MAG służy do wykonywania pomiarów intensywności i kierunku pola magnetycznego wmrożonego w wiatr słoneczny wzdłuż trzech osi. Wykonuje pomiary intensywności pola magnetycznego w zakresie 0.004 - 65 500 nT (wymogi - 0.1 - 100 nT) i z dokładnością +/- 0.5 - 0.9 nT (wymogi +/- 1 nT). Pomiary są wykonywane z częstotliwością 50 Hz (wymogi 0.0167 Hz). Pomiary są wykonywane 2 - 3 razy szybciej niż za pomocą magnetometrów na satelitach ACE i Wind wyniesionym na orbitę 1 listopada 1994 r. Urządzenie składa się z sekcji detekcyjnej położonej na końcu dedykowanego wysięgnika umieszczonego na module napędowym oraz jednostki elektroniki położonej wewnątrz satelity. Są one połączone kablami. Jest to analogowy, trójosiowy magnetometrem transduktorowym (Fluxgate Magnetometer - FGM). Wykorzystuje standardową zasadę działania magnetometrów transduktorowych. Pojedynczy element transduktorowy jest złożony z pierścienia wykonanego z łatwo magnesowalnego materiału. Wokół takiego rodzenia nawinięta jest zwojnica pobudzana. Przez zwojnicę przepuszczany jest zmienny prąd elektryczny. Powoduje on wygenerowanie pola magnetycznego w rdzeniu. Ma ono znaną wartość. Mierzone zewnętrzne pole magnetyczne zaburza symetrię pola indukowanego. Pomiary wynikowego pola magnetycznego są wykonywane dzięki drugiej zwojnicy (detekcyjnej) otaczającej rdzeń. Umożliwiają one obliczenie natężenia zewnętrznego pola magnetycznego.
Sekcja detekcyjna jest złożona z trzech elementów transduktorowych (po jednym dla każdej osi) i ich elektroniki analogowej. Są one umieszczone na prostokątnej płycie podstawowej i osłonięte prostopadłościenną obudową. Jednostka jest przymocowana za pomocą czterech stopek do montażu połączonego ze stożkową strukturą podpierającą. Jest ona natomiast przymocowana w czterech punktach do kołnierza końcowego wysięgnika o długości 7 metrów. Umieszczenie magnetometru na wysięgniku pozwoliło na zmniejszenie zakłóceń wprowadzanych do pomiarów pola magnetycznego przez systemy elektryczne satelity.
Jednostka elektroniki wzmacnia i ucyfrawia sygnał pochodzący z elementów detekcyjnych, formatuje dane i wysyła je do systemu telemetrycznego satelity. Ponadto kontroluje działanie urządzenia i pozwala na wykonywanie komend.
-
PlasMag: FC
Puszka Faradaya FC służy do rozkładu szybkości protonów i cząstek alfa wchodzących w skład wiatru słonecznego w trzech wymiarach. Tym samym dostarcza podstawowych informacji na temat całkowitych właściwości wiatru słonecznego. Są one uzyskiwane z wysoką szybkością, co 0.5 - 2.5 sekundy. Urządzenie mierzy szybkości cząstek w zakresie 168 - 1340 km/s (wymogi misji - 200 - 1250 km/s) z dokładnością do 2% (wymogi misji - 20%) oraz gęstość cząstek w zakresie 0.22 - 219 cm^-3 (wymogi 1 - 100 cm^-3) z dokładnością około 1% (wymogi 20 %). Temperatura plazmy jest mierzona w zakresie 3.9 x 10^4 - 7.3 x 10^7 K (wymogi 4 x 10^4 - 2 x 10^6 K) z dokładnością lepszą od 8.9% (wymogi 20%). Częstotliwość pomiarów wynosi 2 Hz (wymogi 0.0167 Hz). Pomiary są wykonywane z szybkością 100 razy większą niż za pomocą instrumentów na satelicie ACE i 6 razy szybszą niż za pomocą instrumentów 3DP (3-D Plasma and Energetic Particle Investigation) oraz SWE (Solar Wind Expreiment) w trybie rozbłyskowym na satelicie Wind. Urządzenie może pracować w okresach występowania cząstek o wysokich energiach, często towarzyszących podstawowym zjawiskom związanym z pogodą kosmiczną.
FC znajduje się na panelu górnym struktury podpierającej instrumenty naukowe satelity. W czasie normalnej pracy jest wrócony w stronę Słońca. Jest pojedynczą jednostką złożoną z sekcji pomiarowej umieszczonej bezpośrednio na jednostce elektroniki.
Sekcja pomiarowa ma postać metalowego, niskiego cylindra stanowiącego klatkę Faradaya. Jony dodatnie wchodzące przez otwór wejściowy są przyciągane przez jej ścianki naładowane ujemnie. Następnie zderzają się ze ściankami oddając im ładunek i powodując powstawanie przepływu prądu. Powstały sygnał jest wzmacniany i przesyłany do jednostki elektroniki.
Elektronika urządzenia ucyfrawia sygnał, formatuje go i przesyła do systemu telemetrycznego satelity. Ponadto kontroluje jego stan i wykonuje komendy. Znajduje się w prostopadłościennej obudowie przymocowanej do panelu górnego struktury podpierającej instrumenty naukowe za pomocą czterech stopek.
Pakiet PlasMag został opracowany przez Centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Space Flight Center - GSFC) w Greenbelt w stanie Maryland oraz Politechnikę Stanu Massachusetts (Massachusetts Institute of Technology - MIT).
-
ES
Spektrometr elektronów jest instrumentem przeznaczonym do wykonywania pomiarów pomiarów rozkładu szybkości elektronów wiatru słonecznego wykonywanych przy wysokiej rozdzielczości czasowej (lepszej od 1 s). Dane te nie są wykorzystywane przez NOAA do sporządzania standardowych prognoz pogody kosmicznej. Są natomiast wykorzystywane przez Odział Badań Heliofizycznych (Heliophysics Science Division) Dyrekcji Misji Naukowych NASA (NASA Science Mission Directorate) podczas różnorodnych badań heliofizycznych. Są przydatne między innymi do powiązania właściwości wiatru słonecznego z warunkami panującymi w górnej koronie Słońca a tym samym na zebranie informacji na temat procesów towarzyszących powstawaniu wiatru słonecznego. Ich ewentualne zastosowanie w modelach pogody kosmicznej pozwoli na zwiększenie dokładności prognoz dzięki uwzględnieniu rzadkich zjawisk rozwijających się z wysoką szybkością.
Instrument ES znajduje się na module napędowym satelity DSCOVR. Jest połączony z montażem w kształcie klina za pomocą czterech stopek. Montaż ten jest natomiast przymocowany do płyty podstawowej umieszczonej na powierzchni modułu napędowego. Urządzenie jest analizatorem elektrostatycznym (Electrstatic Analyser - ESA). Pracuje w zakresie energii 5 eV - 1 keV. Pole widzenia ma wielkość 2.5 π ster rad (wymogi misji - 2 ster rad). Częstotliwość pomiarów wynosi 1 Hz (wymogi misji - 0.0167 Hz). Pomiary są wykonywane 3 - 5 razy szybciej niż za pomocą instrumentów znajdujących się na satelitach ACE i Wind. Dane są dostarczane w czasie rzeczywistym. Urządzenie stanowi pojedynczą jednostkę złożoną z sekcji detekcyjnej zintegrowanej z jednostką elektroniki.
Sekcja detekcyjna obejmuje optykę elektrostatyczną oraz zespół detektora. Elektrony wchodzą do jednostki detekcyjnej instrumentu poprzez dwa deflektory w postaci pólsferycznych płyt, umieszczone w obudowie o kształcie cylidrycznym. Są one zwrócone do siebie wierzchołkami. Jest do nich przyłożone napięcie. Elektrostatyczne odchylanie trajektorii elektronów formuje pole widzenia w postaci trzech stożków zwróconych w przeciwne kierunki, wzdłuż trzech głównych osi. Następnie elektrony wchodzą do właściwego analizatora elektrostatycznego umieszczonego w obudowie o kształcie graniastosłupa ośmiokątnego. Składa się on z dwóch dalszych deflektorów mających postać półsferycznych płyt. Zmiany napięcia przykładanego do wewnętrznej płyty analizatora pozwalają na rozdział elektronów w zależności od ich energii. W zależności od napięcia do dalszej części urządzenia przechodzą elektrony których energie znajdują się w określonym przedziale. Po przejściu przez ESA elektrony padają na detektor w postaci płyty mikrokanałowej (Micochannel Plate - MCP). Wtórne elektrony powstające w detektorze MPC powodują wytwarzanie impulsów ładunku zbieranych przez anodę w kształcie pierścienia położoną pod detektorem. Jest ona podzielona na sektory. Azymut z którego przybyły elektrony jest szacowany na podstawie identyfikacji sektora anody na której wytworzył sygnał.
Jednostka elektroniki wzmacnia i usyfrawia sygnał z detektora, przesyła go do systemu telemetrycznego satelity, wykonuje komendy oraz kontroluje stan instrumentu. Ponadto zawiera zasilacze wysokiego napięcia obsługujące optykę elektrostatyczną oraz detektor. Znajduje się w prostopadłościennej obudowie połączonej z montażem.
Instrument ES został opracowany przez Centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Space Flight Center - GSFC) w Greenbelt w stanie Maryland oraz Politechnikę Stanu Massachusetts (Massachusetts Institute of Technology - MIT).
-
NISTAR
Zaawansowany radiometr Instytutu Standardów i Technologii jest jednym z dwóch instrumentów przeznaczonych do badań Ziemi prowadzonych przez Odział Badań Ziemi (Earth Science Division) Dyrekcji Misji Naukowych Naukowych NASA (NASA Science Mission Directorate). Służy on do wykonywania pomiarów całkowitej emisyjności i odbijalności (albedo) Ziemi. Pomiary takie obejmują całą oświetloną tarczę Ziemi i są wykonywane systematycznie. Ziemia nie odbija światłą słonecznego jednorodnie z powodu nierównomiernego rozmieszczenia oceanów i lądów oraz sezonowo zmieniających się pokryw śnieżnych i roślinności, dlatego też modelowanie całkowitej energii radiacyjnej odbitej od niej jest poważnie utrudnione. NISTAR dostarcza natomiast pierwszych pomiarów tego typu obejmujących całą oświetloną powierzchnię Ziemi, co jest bardzo przydatne podczas modelowania klimatu. Dane te pozwalają na lepsze zrozumienie zmian zachodzących w budżecie radiacyjnym Ziemi na skutek działalności człowieka i procesów naturalnych. Wpływ procesów antropogenicznych i naturalnych na bilans energetyczny Ziemi zależy zarówno od emisji gazów cieplarnianych powodujących wzrost temperatury planety jak i od zmian albedo. Emisja gazów cieplarnianych powoduje wzrost temperatury. Jednak działalność człowieka wprowadzająca zmiany we właściwościach aerozoli i chmur wywołuje wzrost albedo Ziemi a tym samym zmniejszenie jej temperatury. Jednocześnie efekt cieplarniany również wpływa na chmury i aerozole wywołując sprzężenie zwrotne obejmujące zarówno promieniowanie przyjmowane ze Słońca jak i emitowane przez Ziemię. Ponadto albedo zmienia się dynamicznie na skutek przestrzennych i czasowych zmian w pokrywie chmur oraz w aerozolach. Ponadto nawet gdyby zmiany w albedo miały zauważalny wpływy na globalny bilans energetyczny to nadal w bilansie mogłoby występować duże wahania lokalne. Układ dodatkowo komplikują aerozole pochłaniające światło, prowadzące do nagrzewania atmosfery, jednoczesnego ochładzania powierzchni Ziemi i zmniejszania powierzchni pokrywy chmur, co prowadzi do dalszego zmniejszenia albedo. Dlatego też precyzyjne zrozumienie globalnego bilansu energetycznego Ziemi wymaga uwzględnienia pomiarów albedo wykonywanych jednocześnie z użyciem wielu metod. Do tej pory w tym celu stosowano np. pomiary światła odgnitego od Ziemi i od tarczy Księżyca, radiometrię szerokopasmową wykonywaną z niskiej orbity okołoziemskiej oraz radiometrię wykonywaną z powierzchni. Każda metoda wymaga zastosowania odrębnego modelu teoretycznego pozwalającego na kalibrację pomiarów albedo i każda opiera się na innych założeniach teoretycznych. Dlatego też ich wzajemne porównanie i walidacja to krytyczne punkty badań nad bilansem energetycznym Ziemi. NISTAR pozwala na uzyskanie zupełnie innego rodzaju pomiarów radiometrycznych, dlatego też ma wysoką wartość dla analiz tego typu. Dane radiometryczne z NISTAR pozwalają zwłaszcza na śledzenie błędów w pomiarach radiometrycznych wykonywanych z orbity okołoziemskiej. Pomiary radiometryczne tego typu oraz oszacowania albedo uzyskane po uwzględnieniu obserwacji z instrumentu EPIC pozwalają również na ewaluację obliczeń globalnej radiacji Ziemi uzyskiwanych za pomocą aktualnych modeli klimatycznych.
Instrument NITSAR znajduje się na panelu górnym struktury podpierającej instrumenty naukowe satelity DSCOVR. Stanowi pojedynczą jednostkę. W jego skład wchodzi system detekcyjny zintegrowany z jednostką elektroniki. urządzenie znajduje się w obejmie o konstrukcji ażurowej przykręconej do panelu struktury podpierającej instrumenty w czterech punktach. Jest to aktywy radiometr jamowy z substytucją elektryczną. Całkowita masa urządzenia wynosi 25.5 kg.
-
System detekcyjny obejmuje trzy kanały radiometryczne oraz fotodiodę krzemową. Mieści się w cylindrycznej obudowie. Każdy kanał radiometryczny składa się z absorbera wyposażonego w filtr spektralny, czujników temperatury w postaci termistora dodatniego współczynnika temperatury (Positive Temperature Coefficient Thermistor - PTC) oraz grzejników elektrycznych w postaci zwoju drutu. Absorbery są umieszczone na przedzie instrumentu w metalowych cylindrach. Mają postać czarnych w środku jam o kształcie stożków z kątem rozwarcia 30 stopni. Światło wchodzące do wnętrza takiej jamy poprzez filtr spektralny jest całkowicie absorbowane nagrzewając ją. Temperatura jamy jest utrzymywana na stałym poziomie za pomocą grzejników elektrycznych. Natężenie prądu potrzebnego do utrzymywania stałej temperatury spada wraz z jej nagrzewaniem przez promieniowanie. Tak więc pomiary oporu elektrycznego w obrębie grzejników pozwalają na określenie całkowitej mocy promieniowania wpadającego do jamy. Są one wykonywane przez mostki AC z częstotliwością 35 - 155 Hz. Zastosowana elektronika pozwala na uzyskanie pomiarów oporu z rozdzielczością 10 mOm. Rozdzielczość czasowa wynosi kilka minut. Trzy kanały radiometryczne instrumentu pozwalają na obserwacje w zakresie spektralnym od ultrafioletu do dalekiej podczerwoni (0.2 - 100 μm, całkowite promieniowanie odbite i emitowane przez Ziemię), od ultrafioletu do bliskiej podczerwieni (0.2 - 4 μm, światło słoneczne odbite od Ziemi) oraz bliskiej podczerwoni (0.7 - 4 μm, światło słoneczne odbite od Ziemi). Tak więc zebrane dane pozwalają zarówno na oszacowanie globalnego albedo Ziemi jak i jej emisji cieplnej. Dokładność pomiarów radiometrycznych wynosi 0.1 - 1.5%. Jest 10 razy lepsza od uzyskiwanej za pomocą instrumentów znajdujących się na innych satelitach. Jest to najlepsza dokładność jaką można uzyskać za pomocą detektora nie chłodzonego kriogenicznie. Zmiany w odpowiedzi radiometrycznej są bardzo małe, rzędu 0.03%. Kanały radiometryczne mają pole widzenia o szerokości 1 stopnia. Obejmuje ono całą Ziemię, mającą średnicę kątową około 0.5 stopnia.
Fotodioda rejestruje światło w zakresie spektralnym 0.3 - 1 μm. Jest odniesieniem kalibracyjnym pozwalającym na śledzenie zmian w przepuszczalności filtrów kanałów radiometrycznych. Ponadto pozwala na zweryfikowanie współliniowości NISTAR i EPIC oraz na stałą obserwację światła słonecznego odbitego do Ziemi z wyższą rozdzielczością czasową niż kanały radiometryczne (mniej niż 1 s).
Jednostka elektroniki instrumentu ucyfrawia sygnały z radiometrów i fotodiody, formatuje dane i przesyła je do systemu informatycznego satelity. Ponadto kontroluje pracę instrumentu i wykonuje komendy. W urządzeni zastosowano modułową elektronikę firmy Ball Aerospace and Technology Corporation z Boulder w stanie Colorado, użytą również w instrumentach Teleskopu Spitzera (Spitzer Space Telescope) wyniesionego na orbitę 25 sierpnia 2003 r.
Instrument NISTAR został zbudowany w latach 1999 - 2001 przez firmę Ball Aerospace and Technology Corporation, odpowiedzialną za jego projekt, konstrukcję i testy. Oddział Technologii Optycznych (Optical Technology Division) Instytutu Standardów i Technologii (National Institite of Standards and Technology - NITS) z Gaithersburg w stanie Maryland przeprowadził jego kalibrację. Ponadto w projekcie uczestniczyły Instytut Oceanografii (Scripps Institute of Oceanography - SIO) w San Diego w stanie California i NASA. Urządzenie zostało ponownie skalibrowane w 2010 i 2013 r w laboratorium SIRCUS (Spectral Irradiance and Radiance Responsivity Calibrations Using Uniform Sources) instytutu NIST.
-
EPIC
Kamera do multsipektralnego obrazowania Ziemi jest jednym z dwóch instrumentów przeznaczonych do badań Ziemi prowadzonych przez Odział Badań Ziemi (Earth Science Division) Dyrekcji Misji Naukowych Naukowych NASA (NASA Science Mission Directorate). Stanowi system obrazujący pozwalający na regularne otrzymywanie globalnych obrazów spektralnych Ziemi w zakresie ultrafioletu, światła widzialnego i bliskiej podczerwieni. Podstawowym celem naukowym instrumentu jest globalne mapowanie rozkładu ozonu (całkowitej zawartości w kolumnie), pary wodnej, aerozoli (indeksu aerozoli, głębokości optycznej oraz wysokości), właściwości chmur (wysokości i frakcji oraz kształtu cząstek), właściwości szaty roślinnej (np indeksów spektralnych takich jak Vegetation Index i Leaf Area Index - LAI) oraz albedo Ziemi. Dane te są przydatne do badań z zakresu klimatologii, hydrologii, biogeochemii i ekologii. Są również używane do obróbki danych z instrumentu NISTAR prowadzącej na uzyskanie pomiarów radiometrycznych i oszacowań globalnego albedo Ziemi. Informacje te są wykorzystywane podczas badań bilansu energetycznego Ziemi. Ponadto instrument pozwala na uzyskiwanie obrazów barwnych (kompozycji RGB) regularnie udostępnianych jako część programu edukacyjnego misji.
Globalne obserwacje spektralne Ziemi po raz pierwszy pozwalają na wyznaczenie dziennych cykli zmian zawartości ozonu, aerozoli i pary wodnej na całym globie w stosunkowo wysokiej rozdzielczości. Dla przykładu anomalie w zawartości ozonu powodowane przez różnorodne źródła mogą być śledzone z większą dokładnością niż poprzednio i odniesione do konkretnego środowiska meteorologicznego. Pozwala to na lepsze zrozumienie zachowania się ozonu w atmosferze. Umożliwia też dokładniejsze modelowanie i przewidywanie różnic w stężeniu ozonu. W połączeniu z odpowiednim modelowaniem dane te są przydatne do badań fal atmosferycznych, w tym fal wywoływanych przez pole grawitacyjne Ziemi w stratosferze z większą dokładnością niż możliwa do osiągnięcia poprzednio. Umożliwiają również monitorowanie innych dynamicznych zjawisk, takich jak zawirowanie polarne, cyrkulacja w pobliżu tropopauzy, oraz wiatry związane z prądami strumieniowymi. Pozwalają również na wykrywanie arktycznych dziur ozonowych i oszacowanie ich efektów ekologicznych związanych ze wzrostem przepuszczalności atmosfery dla ultrafioletu. Wraz z pomiarami właściwości chmur i aerozoli pozwalają na obliczenie godzinowej intensywności promieniowania ultrafiletowego na powierzchni Ziemi używanej podczas oszacowań poziomu ryzyka zdrowotnego związanego z UV. Tym samym uwzględnienie tych danych zwiększa dokładność takich szacunków.
Aerozole są monitorowane w skali godzinowej z zastosowaniem kombinacji obserwacji wykonywanych w ultrafiolecie i świetle wizualnym. Wcześniej do podobnych analiz używano tylko zakresu widzialnego, przez co pomiary ograniczały się tylko do kropel wody. Większy zakres informacji uzyskiwanych z wysoką rozdzielczością czasową i przestrzenną jest niezwykle przydatny do badań i modelowania procesów odpowiedzialnych za dyspersję i zanik aerozoli. Pozwala to na lepsze niż wcześniej oszacowanie i prognozowanie ich wpływu na cechy chmur i bilans radiacyjny. Pomiary cech aerozoli w obszarze arktycznym, gdzie mgły pochodzenia antropogenicznego (tzw. mgły arktyczne) stanowią istotny czynnik wpływający na środowisko pozwalają na dokładniejsze oszacowania wpływu aerozoli na tą bardzo właściwą część świata. Ponadto możliwość wykrywania aerozoli w odstępach czasu rzędu godziny pozwala również na wykrywanie pyłów wulkanicznych i anomalii w widoczności istotnych dla ruchu lotniczego.
Informacje na temat właściwości chmur, pary wodnej i albedo powierzchni Ziemi również mają szereg istotnych zastosowań. Kształt cząstek tworzących chmury jest parametrem używanym w wielu modelach klimatycznych. Jego oszacowanie w skali globalnej zmniejsza niepewności w modelach chmur i radiacji oraz w oszacowaniach wielkości i trajektorii cząstek. Możliwości oszacowania zawartości pary wodnej w całej kolumnie atmosfery w odstępach czasu rzędu godziny uzupełnia podobne pomiary wykonywane dla górnej troposfery. Pomiary odbijalności różnych typów szaty roślinnej poprawiają oszacowania struktury koron drzew i kondycji roślinności w skali globalnej. Dobowe wahania albedo spektralnego pozwalają na dokładniejsze modelowanie radiacji, co jest wykorzystywane we współczesnych modelach klimatycznych i innych modelach atmosfery.
-
Instrument EPIC znajduje się na strukturze podpierającej instrumenty naukowe satelity DSCOVR. Jest to spektroradiometr obrazujący pracujący w w 10 kanałach spektralnych w zakresie 317 - 780 nm, pozwalających na uzyskanie różnorodnych produktów opisujących zawartość ozonu i pary wodnej, cechy chmur i aerozoli, właściwości szaty roślinnej oraz albedo powierzchni Ziemi. Tempo uzyskiwania zdjęć jest nie większe niż 10 obrazów spektralnych na godzinę. Instrument obrazuje całą oświetloną tarczę planety (od wschodu do zachodu Słońca) przy prawie stałych kątach rozpraszania w zakresie 165 - 178 stopni, prawie nie zachodzących na zakres kątów dostępnych z innych satelitów. Tym samym pozwala na uzyskanie unikalnej perspektywy kątowej. W połączeniu z innymi pomiarami zebrane w ten sposób dane pozwalają na oszacowanie kształtu cząstek aerozoli i chmur, ich rozkładu faz, głębokości optycznej, efektów trójwymiarowych i wysokości na podstawie pomiarów stereoskopowych. W skład urządzenia wchodzą trzy jednostki: zespół kamery i teleskop (Camepra and Telescope Assembly - CTA); komputer EPIC (EPIC Computer - EC); jednostka elektroniki systemów mechanicznych (Mechanisms Electronics Box - MEB). Całkowita masa instrumentu wynosi 63.2 kg. Pobór mocy przez elektronikę wynosi 32 W a przez grzejniki utrzymujące temperaturę operacyjną - 30 W.
-
Jednostka CTA znajduje się na panelu górnym struktury podbierające instrumenty. Składa się z układu optycznego, systemu płaszczyzny ogniskowej oraz jednostki kontrolnej detektora CCD (CCD Control Unit - CCU). Wszystkie komponenty znajdują się w obrębie cylindrycznej konstrukcji mechanicznej. Jej najdłuższą częścią jest tubus teleskopu. Składa się on z tuby metrycznej oraz z tuby zewnętrznej. Tuba metryczna pozwala na niezmienne utrzymywanie odległości pomiędzy głównym i wtórnym zwierciadłem teleskopu. Jest wykonana z kompozytu grafitowego o współczynniku rozszerzalności cieplnej (Coefficient of Thermal Expansion - CTE) bliskim zeru. Na jej przedzie znajduje się rama osiowa na której umieszczono zwierciadło wtórne teleskopu. Jest ona wykonana z invaru 36 pozwalającego na zminimalizowanie rozszerzalności cieplnej. Część tylna łączy się natomiast z pierścieniem podpierającym zwierciadło główne. Pierścień ten jest również wykonany z inlvaru 36. Od tyłu łączy się z pierścieniem pośrednim. Tuba zewnętrzna otacza tubę metryczną i łączy się z pierścieniem podpierającym zwierciadło główne. Na jej przedzie znajduje się otwierana okrągła klapa osłaniająca otwór wejściowy. Pierścień podpierający zwierciadło główne jest połączony od tyłu z pierścieniem pośrednim. Pierścień ten jest natomiast przymocowany do tylnej płyty podpierającej. Płyta ta osłania strukturę podpierającą migawkę systemu optycznego, układ kół filtrów oraz silniki obsługujące migawkę i koła filtrów. Przymocowano też do niej cylinder zawierający soczewki przekaźnikowe układu optycznego. Na zewnątrz tej płyty znakuje się komora zawierająca system płaszczyzny ogniskowej, jednostka CCU oraz radiator chłodzący detektor. Cała jednostka CTA jest zamocowana do panelu górnego struktury podpierającej instrumenty naukowe satelity za pomocą 6 rozpór - 4 połączonych z tubą zewnętrzną teleskopu i 2 połączonych z pierścieniem pośrednim.
-
W skład układu optycznego EPIC wchodzi teleskop, trójelementowy zepsuł soczewek przekaźnikowych (Field Lens Group - FLG), układ kół filtrów oraz migawka. Wydajność układu optycznego (ilość fotonów padających na detektor w stosunku do ilości fotonów wchodzących do teleskopu) wynosi 70 - 80%.
Teleskop ma postać reflektora zbudowanego w układzie Ritcheya-Chrétiena. Jego zwierciadła zostały wykonane z zeroduru w celu zminimalizowania rozszerzalności cieplnej. Są pokryte glinem. Warstwa odbijająca składa się dwutlenku krzemu (SiO2) w przypadku zwierciadła głównego i fluorku magnezu (MgF2) w przypadku zwierciadła wtórnego. Teleskop ma pole widzenia o szerokości 0.61 stopnia, obejmujące całą tarczę Ziemi która widziana z orbity operacyjnej wokół punktu L1 ma szerokość 0.45 - 0.53 stopnia. Efektywna długość ogniskowej wynosi 282 cm a stosunek ogniwkowej - f/9.38. Błąd frontu wali wynosi 0.054 rms przy 633 nm w osi optycznej. Światło wchodzące do instrumentu pada najpierw na zwierciadło główne o średnicy 30.5 cm. Następnie jest odbijane na zwierciadło wtórne. Jego geometria może być dostsowywana na orbicie za pomocą siłownika w celu uzyskania optymalnego skupienia wiązki. Zwierciadło to jest otoczone przegrodą chronią przed rozproszonym światłem.
-
Po odbiciu od zwierciadła wtórnego wiązka przechodzi przez otworów w zwierciadle głównym i przechodzi przez zespół trzech soczewek przekaźnikowych FLG. Znajdują się one w cylindrycznej strukturze podpierającej. Skupiają one światło na detektorze, oraz redukują aberracje wprowadzane przez teleskop minimalizując powstawanie obrazów - duchów. Podczas przygotowań do misji oryginalny zespół FLG z czasów projektu Tirana została wymieniony na nowy, poprawiający ochronę przez światłem rozproszonym.
-
Po przejściu przez soczewki światło przechodzi przez jeden z 10 filtrów. Znajdują się one na dwóch kołach z których każde posiada 6 pozycji w postaci okrągłych otworów. Koła znajdują się na wspólnej strukturze podpierającej, jedno za drugim. Każde koło posiada po pięć filtrów oraz jeden pusty otwór. Poszczególne filtry charakteryzują się centralną długością fali (w nawiasie podano szerokość FWHM) 317.5 +/- 0.1 nm (0.11 +/- 0.2 nm) - do mapowania ozonu; 325 +/- 0.1 nm (1 +/- 0.2 nm) - do mapowania ozon; 340 +/- 0.3 nm (3 +/- 0.6 nm) - do mapowania ozonu, aerozoli, chmur i albedo Ziemi; 388 +/- 0.3 nm (3 +/- 0.6 nm) - do mapowania aerozoli, albedo, cech roślinności i uzyskiwania obrazów RGB; 443 +/- 1 nm (3 +/- 0.6 nm) - do mapowania aerozoli, chmur, albedo, cech roślinności i uzyskiwania obrazów RGB; 551 +/- 1 nm (3 +/- 0.6 nm) - do do mapowania aerozoli, albedo, cech roślinności, indeksu LAI, uzyskiwania odniesienia dla pasma O2B i uzyskiwania obrazów RGB; 680 +/- 0.2 nm (3 +/- 0.6 nm) - do mapowania aerozoli, cech roślinności i albedo; 687.75 +/- 0.2 nm (0.8 +/- 0.2 nm) - do mapowania wysokości chmur w paśmie O2B i wysokości aerozoli; 764 +/- 0.2 nm (1 +/- 0.2 nm) - do mapowania wysokości chmur w paśmie O2B; oraz 779.5 +/- 0.3 nm (2 +/- 0.4 nm) - do mapowania aerozoli, albedo, cech roślinności, indeksu LAI oraz uzyskiwania odniesienia dla pasma O2B. W celu uzyskania większości produktów używane są stosunki lub różnice pomiędzy dwoma kanałami spektralnymi. Wyjątkiem są pomiary albedo w zakresie 340 i 388 nm, gdzie używane są dane z pojedynczych kanałów. Wybrane kanały spektralne są identyczne ze stasowanymi na innych satelitach. Pozwala to na bezpośrednie porównanie produktów wyprowadzanych z danych oraz na walidację metod kalibracji i redukcji danych. W czasie przygotowań do misji stare filtry z czasów projektu Tirana zostały wymienione na nowe, z lepszym pokryciem antyodbiciowym i precyzyjniejszym odrzucaniem fal spoza właściwego zakresu spektralnego. Przenikanie fal spoza danego zakresu jest bardzo małe, rzędu 0.04% dla filtra 325 nm. Obrót kół jest dokonany za pomocą silnika krokowego według sekwencji precyzowanej przez instrukcje z Ziemi.
-
Po przejściu przez filtr wiązka przechodzi przez otwór migawki. Ma ona postać koła z trzema wycięciami o różnej szerokości, pozwalającym na uzyskanie trzech różnych czasów ekspozycji - 2 ms (wcięcie najwęższe), 10 - 46 ms (wcięcie o średniej szerokości) oraz od 46 ms do ponad 1 minuty (wcięcie najszersze). Podczas przygotowań do misji zrezygnowano z używania najwęższego wcięcia w celu poprawienia jednorodności ekspozycji na całym detektorze. Ponadto można zastosować tryb wykonywania wielokrotnych ekspozycji w zakresie 2 - 40 ms z krokiem 2 ms. Podczas uzyskiwania różnych czasów ekspozycji koło migawki jest wprowadzane w ruch, zwalania a nastopnie przyspiesza. Dla ekspozycji o długości około 60 ms koło jest całkowicie zatrzymywane w pozycji otwartej (z najszerszym wycięciem w ścieżce optycznej) a następnie jest przekręcane do pozycji zamkniętej. Dokładne czasy ekspozycji wyznaczono w czasie misji po pierwszych testowych obserwacjach Ziemi tak, aby wypełnienie detektora CCD wynosiło 80% dla każdego kanału spektralnego. Pozwoliło to na zoptymalizowanie współczynnika sygnału do szumu oraz na zapobieżenie degradacji obrazów z powodu nasycenia pikseli detektora.
-
Ostatecznie światło pana na system płaszczyzny ogniskowej zawierający detektor CCD oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor ma wymiary 2048 x 2048 pikseli. Jego rozmiar fizyczny wynosi 3.072 x 3.072 cm. Pojedynczy piksel ma wymiary fizyczne 15 x 15 μm. Rozdzielczość kątowa wynosi 1.078 sekundy kątowej na piksel. Rozdzielczość przestrzenna na równiku Ziemi z orbity operacyjnej wynosi 8 km na piksel, a rozdzielczość optyczna - 12 km na piksel dla światła widzialnego. Po reprojekcji obrazu rozdzielczość spada wraz z odległością od równika, zmniejsza się 2 razy na szerokości geograficznej 60 stopni. Detektor jest oświetlany tylnie. Jest pokryty hafnem w celu poprawienia wydajności kwantowej. Pracuje w zakresem spektralnym 200 - 950 nm. Jest schłodzony do temperatury -40ºC w sposób bierny, za pomocą radiatora. Redukuje to prąd ciemny. Wydajność kwantowa jest większa od 25% - wynosi 80% dla 317 nm i 50% dla 780 nm. Pojemność pojedynczego piksela jest większa od 95 000 elektronów. Prąd ciemny znajduje się na poziomie mniej niż 5 elektronów na sekundę na piksel. Detektor jest odczytywany przez elektronikę odzyskiwania informacji z częstotliwością 500 kHz. Odczyt jest dokonywany począwszy od jednego z rogów detektora. Szum odczytu jest mniejszy od 209 elektronów rms. Szum systemu na szczycie łańcucha analogowego wynosi 1.6 DN a na dole - 3 DN. Ucyfrawianie sygnału jest dokonywane do 12 bitów (20 elektronów na bit) z intensywnością w zakresie 0 - 4095.
-
Dane z detektora są przesyłane do jednostki CCU. Zawiera ona elektronikę przekazującą dane do jednostki EC a także kontrującą stan i cykl pracy detektora CCD. Znajduje się w prostopadłościennej obudowie na zewnątrz CTA.
Jednostka elektroniki EC mieści się w prostopadłościennej obudowie umieszczonej na płycie podstawowej przymocowanej w czterech punkach do struktury podpierającej instrumenty naukowe satelity, w jej wnętrzu. Formatuje ona obrazy odebrane z CCU do formatu RAW lub JPEG/JFIF i przesyłką je do systemu informatycznego satelity. Morze ona zmniejszać rozmiar obrazów do 1024 x 1024 pikseli (rozdzielczość przestrzenna 17 km na piksel na równiku Ziemi, rozdzielczość efektywna 24 km na piksel na równiku) w celu zmniejszenia ilości danych wysyłanych na Ziemię. Ponadto EC kontroluje stan instrumentu i cykl jego pracy oraz wykonuje komendy.
Jednostka elektroniki MEB znajduje się w prostopadłościennej obudowie przymocowanej za pomocą 10 stopek do struktury podpierającej instrumenty naukowe satelity, również w jej wnętrzu. Kontruje pracę silników obsługujących koła filtrów, migawkę i klapę osłaniającą otwór wejściowy oraz siłownik obsługujący zwierciadło wtórne teleskopu.
-
EPIC nie posiada pokładowego źródła kalibracyjnego tak więc wszystkie korekty danych podczas ich obróbki są wykonywane na podstawie pomiarów laboratoryjnych uzyskanych w trakcie testów instrumentu. Zostały one wykonane podczas przygotowań do misji DSCOVR, z uwzględnieniem zmian wprowadzonych w stosunku o misji Tirana. W czasie misji mierzony jest jedynie prąd ciemny detektora. Okresowo obserwowany jest również Księżyc.
Flatfiled został uzyskany na drodze pomiaru różnic w czułości wszystkich 4 mln pikseli detektora w warunkach jednorodnego oświetlenia. Uzyskana mapa korekt pozwala na skorygowanie zliczeń fotonów dostarczanych przez detektor. Gorące piksele są wykrywane w trackie misji podczas okresowych pomiarów prądu ciemnego. Są one wykonywane raz w miesiącu przy zamkniętej migawce. Czas pomiaru jest równy czasowi ekspozycji podczas normalnych obserwacji Ziemi, z uwzględnieniem optymalizacji dla każdego kanału spektralnego. Większym problem stanowią natomiast piksele ciemne, wymagające ręcznej korekty na obrazach Ziemi.
Istotnym problemem podczas obróbki danych jest poziom światła rozproszonego. Jego źródłem są odbicia w obrębione zespołu soczewek FLG, odbicia pomiędzy powierzchnią filtrów a oświetlonym detektorem CCD, oraz odbicia od niektórych elementów podpierających elementy optyczne. Zaburza ono odczyt z poszczególnych pikseli w różnym stopniu, powodując że niektóre produkty takie jak pomiary ozonu nie są użyteczne bez odpowiedniej korekty. W celu jego uwzględnienia opracowano złożony algorytm korygujący. Jest on oparty na laboratoryjnych pomiarach dyfrakcji i funkcji rozciągania źródła punktowego (Point Spread Function - PSF). Polegały one na obrazowaniu małych źródeł światła o różnej wielkości i ocenie stopnia oświetlenia pikseli poza średnicą źródła. Pomiary PSF uzyskano dla każdego filtra i dla wszystkich pikseli. Wraz z obliczeniami dokonanymi na modelu optycznym instrumentu informacje te pozwoliły na uzyskanie skumulowanej macierzy funkcji PSF. Jej odwrotnością jest macierz światła rozproszonego (efektu wywieranego przez światłom skierowanego na dany piksel na inne piksele). Jest ona używana do korygowania danych na poziomie 1, pozwalając na uzyskanie skalibrowanych zliczeń z detektora i wartości jasności.
Dla fal świetlnych dłuższych od 550 nm krzemowy detektor CCD jest częściowo przezroczysty co powoduje powstawanie interferencji pomiędzy jego powierzchnią przednią i tylną (etalonopwanie). Efekt ten jest stosunkowo stabilny. Został on również uwzględniony podczas obróbki pomiarów radiometrycznych poprzez zastosowanie odrębnego algorytmu.
Stabilność radiometryczna instrumentu jest śledzona za pomocą pomiarów odbijalności wykonywanych dla obszarów pokrytych lodem oraz dzięki obserwacjom tarczy Księżyca przechodzącej na tle Ziemi. Okazje do obserwacji Księżyca występują okresowo. Z satelity widoczna jest półkula Księżyca niewidoczna z Ziemi. Jest ona oświetlona prawie w całości i za każdym razem znajduje się w tej samej fazie. Do kalibracji używane jest albedo powierzchni Księżyca w funkcji długości fali i przy kącie patrzenia około 170 stopni. Dane odniesienia pochodzą z sondy LRO (Lunar Reconaissiance Orbiter) wystrzelonej 8 czerwca 2008 r. Dane na temat albedo Księżyca są używane do przekształcenia zliczeń z detektora na jasności z zastosowaniem znanej intensywności światła słonecznego docierającego do powierzchni Księżyca. Uwzględniane jest pociemnienie tarczy Księżyca w okolicach jej krawędzi, ogólna wydajność instrumentu, efekty geometryczne wynikające z relatywnej pozycji satelity DSCOVR względem Księżyca oraz różnice w czułości pomiędzy poszczególnymi pikselami.
Ponieważ wahania w orientacji przestrzennej satelity powodują przesunięcia obrazu o około 1 piksel i tym samym rozszerzenie efektywnego pola widzenia instrumentu dochodzi do niepewności w automatycznym wyznaczaniu geolokalizacji poszczególnych pikseli w trakcie automatycznej obróbki danych. Dlatego też w tym celu wykorzystywane są kontury kontynentów oraz krawędź traczy Ziemi. Jest to szczególnie iustone dla algorytmów używających stosunków poszczególnych kanałów spektralnych.
Instrument EPIC został opracowany przez Instytut Oceanografii (Scripps Institute of Oceanography - SIO) w San Diego w stanie California oraz Uniwersytet Kalifornijski w San Diego (University of California at San Diego - USCD). Został zbudowany przez Centrum Zaawansowanych Technologii Firmy Lockeed Martin (Lockheed Martin's Advanced Technology Center - LMATC) w Palo Alto w stanie California.
-
HISTORIA MISJI
Satelita DSCOVR, początkowo znany pod nazwą Tiarana został zaproponowany przez wiceprezydenta USA Ala Gorea w 1998 r. Gore był zainspirowany globalnymi zdjęciami Ziemi uzyskanym poducza misji Apollo 17 i chciał wykorzystać regularnie otrzymywane obrazy Ziemi w polityce dotyczącej zmian komatu. Ponadto głównym zadaniem naukowym miało być wykonywanie pomiarów albedo i radiacji Ziemi znajdujących zastosowanie w badaniach klimatycznych. W 2000 r dodano również zestaw sensorów do badań otoczenia plazmowego, stanowiący wtedy wyposażenie dodatkowe. Satelita został zbudowany w ciągu 21 miesięcy a jego start zaplanowano na 2002 r. Konfiguracja pojazdu nie odbiegała w dużej mierze od konfiguracji ostatecznej. Niektóre instrumenty znajdowały się jednak w innej lokalizacji - magnetometr MAG pakietu PlasMag znajdował się w połowie długości wysięgnika a spektrometr elektronów ES - na jego końcu. Miał on zostać wyniesiony na orbitę przez wahadłowiec. W grafiku lotów promów kosmicznych znalazł się on w misji STS-107. Satelita miał zostać skierowany z orbity okołoziemskiej na orbitę transferową do puklu L1 przez dodatkowy moduł napędowy - żyroskopowy stopień górny (Gyroscopic Upper Stage - GUS) odrzucany po zakończeniu manewru.
W 1999 r inspektor generalny NASA przedstawił analizę wskazującą iż podstawowa koncepcja misji Tirana nie spełnia standardów i nie jest właściwym wykorzystaniem ograniczonych środków finansowych przeznaczanych na badania naukowe. Wiosną 2001 r program Tirana został zawieszony. Nowa administracja Geogea Busha skreśliła go z manifestu lotów wahadłowców, głównie z przyczyn politycznych. Jako oficjalnie wyjaśnienie podano ograniczenie lotów promów kosmicznych do 6 rocznie wymuszonych przez ograniczenia budżetowe. Priorytet miały być również loty do Międzynarodowej Stacji Kosmicznej oraz misja serwisowa do Teleskopu Hubblea. Misję STS-107 przeznaczono natomiast na wykonanie programu badań mikrograwitacyjnych. W listopadzie 2001 r zbudowany już satelita został przekazany do magazynu w Centrum Lotów Kosmicznych im Goddarda (Goddard Space Flight Center - GSCF) w Greenbelt w stanie Maryland. Koszty programu wyniosły do tej pory 100 mln dolarów. W 2003 r nazwa satelity została zmieniona na DSCOVR. W 2006 r misja została anulowana w całości a satelita pozostał w magazynie, w kontrolowanych warunkach środowiskowych. W czerwcu 2007 r w GSFC wykonano wstępnie studium zdolności satelity do wykorzystania.
-
W 2008 r satelitą zainteresowała się agencja NOAA. Mógł on stanowić dodatkowe źródło danych na temat właściwości wiatru słonecznego zastępujące pomiary wykonywane przez satelitę ACE. Na orbitę mógł zostać wyniesiony za pomocą takich rakiet jak Delta 2 lub Falcon 9. Agencja ta sfinansowała podstawowe testy satelity weryfikujące jego zdolność do lotu kosmicznego. Satelita pozostawał w bardzo dobrym stanie. W tym samym roku Komitet ds. Sensorów Wiatru Słonecznego (Committee on Space Environmental Sensor Mitigation Options) prowadzący międzyagencyjny audyt możliwości monitoringu pogody kosmicznej na zlecenie Biura Polityki Naukowej i Technologicznej Białego Domu (White House Office of Science and Technology Policy) stwierdził, iż DSCOVR jest optymalnym rozwiązaniem dla programów przewidywania pogody kosmicznej prowadzących przez NOAA i siły powietrzne. Satelita został więc przeznaczony do wykonywania ciągłych pomiarów otoczenia plazmowego.
W styczniu 2009 r w GSFC opracowano szczegółowy raport na temat możliwości technicznych wykorzystania satelity (tzw. Serotine Report) sfinansowany przez NOAA. Oszacował on wykonalność zastosowania satelity bez instrumentów przeznaczonych do badań Ziemi. Poza tym na satelicie miał być umieszczony dodatkowy instrument - kompaktowego koronografu (Compact Coronagraph - CCOR). Miał on zostać zbudowany przez NOAA we współpracy wraz z Laboratorium Badawczym Marynarki Wojennej (Naval Research Laboratory - NRL). Jego celem miało być obrazowanie koronalnych wyrzutów masy. Urządzenie miało być małe, jego masę szacowano na 6 kg, pobór mocy na 12 W a szybkość transmisji danych - na mniej niż 7 kbps. Zdecydowano się również na zmianę trajektorii lotu do punktu L2 tak aby przyspieszyć osiągnięcie stanu operacyjnego. Według planów misji Tirana lot miał trwać około 200 dni, zmniejszono go jednak do około 110 dni. Ponadto zmodyfikowano parametry orbity wokół punktu L1 tak aby była ona bardziej podobna do orbity satelity ACE o amplitudzie 269 000 km w płaszczyźnie Y i 162 000 km w płaszczyźnie Z. Tirana miał charakteryzować się orbitą o amplitudzie 292 000 km w płaszczyźnie Y i 277 000 km w płaszczyźnie Z. Nowo zaplanowana orbita DSCOVR charakteryzowała się natomiast amplitudami 281 476 km w płaszczyźnie Y i 160 538 w płaszczyźnie Z. Koszty misji bez startu i obsługi oszacowano na 47.3 mln dolarów.
-
W lipcu 2009 w NASA powstał raport wskazujący na przydatność obserwacji Ziemi prowadzących za pomocą DSCOVR. Dzięki temu badania Ziemi zostały się dodatkowym celem misji. W dalszym czasie Odział Badań Ziemi (Earth Science Division) Dyrekcji Misji Naukowych Naukowych NASA (NASA Science Mission
Directorate) sfinansował testy i rekalibrację instrumentów NSTAR i EPIC oraz ponowne opracowanie programu obserwacji Ziemi. W kamerze EPIC wymieniono zestaw filtrów, dzięki czemu poza celami edukacyjnymi stała się ona przydatna do celów naukowych. Wymieniono również zestaw soczewek przekaźnikowych. Koszty tych prac wyniosły 6.3 mln dolarów. Start satelity został wstępnie zaplanowany na koniec 2014 r lub początek 2015 r. Z powodu braku funduszy w roku budżetowym 2011 zbudowanie instrumentu CCOR w terminie umożliwiającym start w 2014 r stało się niemożliwe. Zdecydowano przy tym że opóźnienie startu mogłoby zaszkodzić w stałym monitoringu wiatru słonecznego, tak więc koncepcja dodatnia dodatkowego urządzenia do obserwacji Słońca została anulowana.
W styczniu 2011 r NOAA otrzymała 31.1 mln dolarów na kontynuowanie programu DSCOVR w roku budżetowym 2012. W październiku tego roku siły powietrzne otrzymały również 134.5 mln dolarów pozwalających na sfinansowanie startu satelity. W grudniu 2012 r NOAA i siły powietrze zawarły kontrakt na mocy którego satelita został przygotowany do startu za pomocą rakiety Falcon 9. W następnych latach wykonano niezbędne prace nad starym satelitą. Objęły one wymianę baterii, ponowną instalację elementów przechowywanych oddzielnie - szperacza gwiazd, transponderów, bezwładnościowej jednostki pomiarowej i kół kreacyjnych. W szperaczu gwiazd zastosowano nową przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem oraz nowe oprogramowanie. Ponadto wykonano reklaibację sensorów instrumentów analizujących wiatr słoneczny, wymianę elementów elektronicznych i wszechstronne testy środowiskowe. Odział Badań Heliofizycznych (Heliophysics Science Division) Dyrekcji Misji Naukowych NASA sfinansował ponadto rekalibrację i zmianę lokalizacji spektrometru elektronów ES przydatnego do badań naukowych nad koroną słoneczną. Spektrometr ten został przeniesiony z wysięgnika na moduł napędowy. Magnetometr MAG został natomiast przeniesiony ze środkowej części wysięgnika na jego koniec. Zmniejszało to zakłócenia pomiarów pola magnetycznego. Opracowano również segment naziemny oraz przygotowano obsługę satelity po starcie. Czynności te zostały przeprowadzone przez NASA i trwały 18 miesięcy. We wrześniu 2013 r NASA potwierdziła, iż satelita zostanie wyniesiony na orbitę na początku 2015 r.
Odnowiony satelita został przetransportowany z GSFC na Przylądek Canaveral 21 listopada 2014 r. Tam, w zakładzie Astrotech położonym w Titusville, wykonano jego ostatnie testy. Następnie satelita został zintegrowany z rakietą nośną. 4 lutego 2015 r pomyślnie wykonano przegląd gotowości do lotu (Flight Readiness Review - FRR). 7 lutego zakończono przygotowania do startu.
Start był pierwotnie planowany na 8 lutego. Tego dnia został jednak anulowany na 2 godziny i 30 minut przed planowany czasem. Przyczyną były problemy z systemami śledzącymi rakietę po starcie. Ponadto wystąpił problem z transmiterem sygnału wideo na pierwszym stopniu rakiety. Kolejnym terminem startu był 10 lutego. Tego dnia start również został odwołany z powodu niekorzystnych warunków atmosferycznych. Szybkość wiatru na wysokości 25 000 stóp przekraczała dopuszczalny poziom 100 węzłów. Nową datą startu stał się 11 lutego.
-
PRZEBIEG MISJI
Satelita DSCOVR wystartował ostatecznie dnia 11 lutego 2015 r. Miejscem startu była Stacja Sił Powietrznych na Przylądku Canaveral (Cape Canaveral Air Force Station) na Florydzie, kompleks startowy 40 (Launch Complex 40 - LC-40). Rakietą nośna był Falcon 9 v 1.1 firmy SpaceX. Start odbył się o godzinie 23:03:02 UTC. Po 1 minucie i 13 sekundach od startu, o godzinie 23:04 UTC rakieta przekroczyła szybkość dźwięku. 10 sekund później przekroczyła obszar o największym ciśnieniu areodyniamicznym. Po 2 minutach i 44 sekundach od startu, o 23:06 UTC silniki pierwszego stopnia zostały wyłączone. 4 sekundy później stopień ten został odrzucony. Miał zostać wykorzystany do próby odzyskania pierwszego stopnia na barce - dronie. W tym czasie jednak warunki na morzu nie pozwalały na wykonanie próby, tak więc podczas opadania stopnia ograniczono się tylko do odbioru danych telemetrycznych. Pozwoliły one na zebranie informacji inżynieryjnych na temat zachowania się stopnia podczas opadania z wysoką szybkością i przy dużych obciążeniach aerodynamicznych. Po oddzieleniu stopnia 1 i po upływie 2 minut i 55 sekund od startu pracę podjął natomiast silnik Merlin 1D stopnia 2. Pracował on przez 7 minut i pozwolił na wejście na orbitę. Po 3 minutach i 36 sekundach od startu, o 23:07 UTC odrzucona została owiewka. Po 8 minutach i 44 sekundach od startu, o 23:12 UTC silnik stopnia 2 został wyłączony. Tym samym zespół stopień 2 / DSCOVR wszedł na parkingową orbitę okołoziemską. Telemetria była wtedy odbierana przez satelity sieci TDRS (Tracking and Data Rekay Satellite System). Następnie po 30 minutach i 9 sekundach od rozpoczęcia misji, o godzinie 23:36 UTC silnik stopnia 2 został uruchomiony ponownie co pozwoliło opuszczenie orbity okołoziemskiej i wejście na trajektorię transferową wiodącą do punktu libracji L1 układu Ziemia - Słońce. Była to silnie wydłużona orbita okołoziemska o perygeum znajdującym się w odległości 187 km, apogeum 1 371 156 km i inklinacji 37 stopni. Po 31 minutach i 7 sekundach od startu stopień 2 został wyłączony. Potem wykonał on manewr zmiany orientacji przestrzennej przed uwolnieniem ładunku. Następnie po 35 minutach i 8 sekundach od rozpoczęcia misji, o 23:38 UTC satelita oddzielił się od niego. Potem bez problemu rozłożył panele słoneczne, uzyskał trójosiową kontrolę orientacji przestrzennej i nawiązał łączność z Ziemią. Start zakończył się pełnym sukcesem. Był to 15 start rakiety Falcon 9, 14 start tej rakiety z Przylądku Canaveral, 10 start rakiety w wersji 1.1, 1 start wykonany w ramach kontraktu z siłami powietrznymi, 8 start rakiety Falcon 9 w czasie dnia, 2 start rakiety tego typu w 2015 r i 2 start z Florydy w 2015 r.
-
Po 31 godzinach do startu, 12 lutego satelita wykonał manewr korekty trajektorii (Mid-Course Correction Maneuver - MCC). Trwał on 50 minut.
Po 4 dniach od startu, 15 lutego rozłożono wysięgnik magnetometru MAG wchodzącego w skład pakietu PlasMag.
6 lipca 2015 r satelita otrzymał pierwszy obraz Ziemi z EPIC.
Lot do punktu L1 układu Ziemia - Słońce położonego w odległości 1.5 mln km od Ziemi w stronę Słońca trwał 110 dni. Dnia 8 lipca satelita wykonał manewr wejścia na orbitę Lissajousa wokół punktu L1 (L1 Orbit Insertion Maneuever - LOI). Trwał on 5.3 godziny. Orbity Lissajousa są naturalnymi sposobami ruchów satelitów wokół współliniowych punktów libracji w układzie dwóch ciał. W teorii są bardzo stabilne, jednak w praktyce są niestabilne dynamicznie. Odchylenia od równowagi kumulują się w czasie, w związku z czym utrzymanie orbity o właściwych parametrach wymaga okresowych manewrów korekcyjnych. Orbity te wymagają jednak manewrów o mniejszych zmianach pędu niż orbity halo w których satelity wykonują prosty ruch po torach kołowych lub eliptycznych. Wybrana orbita charakteryzuje się amplitudą 281 476 km w płaszczyźnie Y i 160 538 km w płaszczyźnie Z. Okres obiegu wynosi 6 miesięcy. Orbita ta ma kształt elipsy. Po dwóch latach jej kształt stanie się zbliżony do koła a po następnych 5 latach powróci do kształtu eliptycznego.
-
Po uzyskaniu orbity operacyjnej wykonano serię testów testów działania komponentów inżynieryjnych satelity i jego instrumentów naukowych. Trwał on 40 dni. 16 - 17 lipca w godzinach 19:50 - 00:45 UTC instrument EPIC uzyskał serię obrazów pokazujących transfer Księżyca na tle tarczy Ziemi. Zostały one uzyskane po 1 dniu od nowiu, tak więc pokazywały prawie całą niewidoczną stronę Księżyca. 19 października otworzono stronę internetową na której rozpoczęto regularne zamieszczano zdjęcia z EPIC. Codziennie publikowanych jest co najmniej 12 takich zdjęć.
28 października satelita został przekazany pod zarząd NOAA (wcześniejsze etapy misji były prowadzone przez NASA). Następnie rozpoczęto program nominalnych pomiarów właściwości wiatru słonecznego oraz obserwacji Ziemi.
Czas trwania misji nominalnej DSCOVR jest zaplanowany na 5 lat. Potem misja może zostać przedłużona w celu zapewnienia stałego monitoringu pogody kosmicznej za pomocą dobrze scharakteryzowanych instrumentów.
Dane z satelity są odbierane przez stacje siedzi bliskiego kosmosu należące do NASA (Near Earth Network - NEN). Ponadto okresowo używane są stacje sieci DSN. Za obsługę misji odpowiada Centrum Operacji Satelitarnych NOAA (NOAA Satellite Operations Facility) w Suitland w stanie Maryland. Za zarządzanie przepływem danych, wysyłanie komend, gromadzenie danych i ich wstępną obróbkę odpowiada wydział systemów naziemnych NOAA (NOAA Ground Systems Division - GDS) wchodzący w skład Biura Projektowania Systemów (NOAA Office of Systems Development - OSD). Dane na temat parametrów wiatru słonecznego są przesyłane na Ziemię w czasie rzeczywistym. Są wykorzystywane do stałego prognozowania pogody kosmicznej. Odpowiada za to Centrum Przewidywania Pogody Kosmicznej (NOAA Space Weather Prediction Center - SWPC) w Boulder w stanie Kolorado. Prognozy i ostrzeżenia są następnie publikowane na stronie internetowej NOAA. Dane te są następnie archiwizowane w Narodowym Centrum Danych Geofizycznych (National Geophysical Data Center) w Boluder. Dane poziomu 1 i 2 są przekazywane podmiotom komercyjnym, partnerom NOAA, instrukcją zagranicznym i siłom powietrznym za pośrednictwem zewnętrznego protokołu wymiany danych o pogodzie kosmicznej (External Space Weather Data Store). Dane z instrumentów służących do obserwacji Ziemi są przetwarzane przez Centrum Operacji Naukowych DSCOVR (DSCOVR Science Operations Center) mieszczące się w Centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Space Flight Center - GSCF) w Greenbelt. Są następnie archiwizowane i rozprowadzane przez Centrum Danych Naukowych nt. Atmosfery (Atmospheric Science Data Center) prowadzone przez Centrum Badawcze im. Langleya (NASA Langley Research Center) w Hampton w stanie Virginia. Ośrodek ten równie regularnie udostępnia obrazy z EPIC jako część programu edukacyjnego misji. Następuje to po 12 - 36 godzinach od ich otrzymania.