DSCOVR (kompendium)

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

 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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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. 

[Scorus]

 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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

 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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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.

[Scorus]

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).

[Scorus]

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).