Autor Wątek: Swarm (kompendium)  (Przeczytany 16435 razy)

0 użytkowników i 1 Gość przegląda ten wątek.

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #30 dnia: Styczeń 12, 2015, 18:54 »
 EFI: LP

LP obejmuje dwa próbniki Langmuira służące do pomiarów gęstości jonów i elektronów, temperatury jonów i elektronów oraz potencjału elektrycznego powierzchni satelity. Do jednego z próbników przykładany jest potencjał dodatni, a do drugiego ujemny. Pozwala to na jednoczesne pomiary jonów i elektronów. Ponadto możliwe jest stosowanie jednakowego potencjału na obu próbnikach, co pozwala na wykonywanie pomiarów interferometrycznych.

Próbniki te są elektrodami zanurzonymi w plazmie ośrodka. Pomiędzy nimi jest utrzymywany stały lub zmienny potencjał elektryczny. Pomiary energii i koncentracji elektronów i jonów oraz potencjału elektrycznego plazmy i statku kosmicznego są wykonywane poprzez monitorowanie prądów i potencjałów w takim układzie dwóch elektrod. Zasada pomiarów koncentracji cząstek i temperatury cząstek opiera się na pomiarach charakterystyk prądu - napięcia (krzywa I-V). Prąd na próbnikach jest mierzony podczas przełączania napięcia przez szereg kroków. Tak uzyskane pomiary charakterystyk I-V są przesyłane na Ziemię. Wartości temperatury i koncentracji cząstek są wyprowadzane poprzez dopasowanie do krzywej I-V. Uwzględniany jest też potencjał powierzchni statku kosmicznego.

Próbnik pełni  funkcję anteny, jest właściwym elementem sensorycznym. Ma postać kuli o średnicy 10 mm. Jest umieszczony na krótkim wysięgniku. Pod próbnikiem znajdują się dwie powierzchnie do których przykładane jest zmienne napięcie. Prądy i woltaże są mierzone przez obwody analogowe przedwzmacniacza obsługującego próbnik i przesyłane do jednostki elektroniki instrumentu.

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #31 dnia: Styczeń 12, 2015, 18:55 »
 EFI: EA

Jednostka elektroniki EA jest odpowiedzialna za odbieranie zasilania z sieci elektrycznej satelity, jego konwersję i dostarczanie do poszczególnych elementów instrumentu, odbieranie danych z sensorów i ich obróbkę, komunikację z systemem informatycznym satelity, oraz za kontrolę stanu instrumentu i wykonywanie komend. Znajduje się w pojedynczej obudowie przymocowanej do panelu strukturalnego satelity  za pomocą 6 stopek. Jej górna powierzchnia jest pokryta radiatorem. Zarówno obudowa jak i radiator są wykonane ze stopu aluminium 6061 charakteryzującego się niską masą, dużą wytrzymałością i dobrą przewodnością elektryczną. Głowice TII są umieszczone bezpośrednio na radiatorem co gwarantuje, że produkowane przez nie ciepło jest szybko odbierane i wypromieniowywane w przestrzeń kosmiczną. Tym samym radiator pozwala na utrzymywanie głowic we właściwej temperaturze oraz na wydajne chłodzenie ich detektorów CCD w celu uzyskania niskiego poziomu prądu ciemnego. Radiator ma postać cienkiego arkusza aluminium wzmocnionego żebrowaniem zapewniającym odpowiednią sztywność. Ponieważ służy też do monitorowania potencjału elektrycznego na powierzchni instrumentu jest pokryty białą farbą.

W skład EA wchodzą: zasilacz niskiego napięcia (Low Voltage Power Supply - LVPS), zasilacz wysokiego napięcia (High Voltage Power Supply - HVPS), płyta kontrolera instrumentu i procesora (Instrument Controller / Processor Board), płyta odczytu detektora CCD (Read Out Electronics Board), oraz płyta próbników Langmuira (Langmuir Probe Board).

Zasilacz LVPS przejmuje zasilanie +28V z sieci elektrycznej satelity za pomocą dwóch redundancyjnych interfejsów, konwertuje je i dostarcza do HVPS i poszczególnych płyt elektroniki. HVPS przyjmuje woltaż +/- 5 V, elektronika cyfrowa +3.3 V, a elektronika analogowa i elektronika LP +/- 15 V. Inne woltaże używane przez systemy instrumentu są uzyskiwane za pomocą stałych i programowalnych regulatorów liniowych.

Zasilacz HVPS wytwarza wysokie napięcie dostarczane do optyki elektrostatycznej TII (deflektorów ESA) oraz jego MCP i fosforu, płyty odczytu detektorów CCD i płyty próbników Langmuira. Programowanie woltaży dostarczanych do tych komponentów jest wykonywane za pomocą konwerterów D/A znajdujących się na płycie kontrolnej i tworzących analogową linię kontrolną. HVPS ponadto odbiera sygnał kontrolujący migawkę elektrostatyczną TII z płyty kontrolnej i przesyła go do TII przy wyższym napięciu.

Płyta kontrolera instrumentu i procesora umożliwia obróbkę danych z TII i LP, wykonywanie komend, kontrolę i wysyłanie komend do HVPS, kontrolę detektorów CCD i próbników Langmuira i dosatrczanie sygnału czasowego do CCD. Płyta ta wytwarza też sygnały kontrolujące migawkę elektrostatyczną TII. W tym celu monitoruje potencjał elektryczny na powierzchni instrumentu, określa właściwe parametry migawki (szerokość impulsu i cykl pracy) a następnie wysyła odpowiedni kształt fali do HVPS za pośrednictwem konwertera D/A. Płyta ta obejmuje procesor o niskim poborze mocy zbudowany w architekturze SPARC (Scalable Processor Architecture), układ FPGA (Field-Programmable Gate Array) kontrolujący stan instrumentu, pamięć nieulotną EEPROM, pamięć ulotną SDRAM, konwerter D/A dla linii komend HVPS, oraz bufor do kontroli interfejsów między FPGA a elektroniką detektorów CCD i próbników Langmuira. Płyta ta komunikuje się z systemem elektronicznym satelity za pomocą dwóch interfejsów seryjnych Rs422.

Płyta odczytu detektorów CCD przyjmuje sygnały z przedwzmacniaczy detektorów, próbkuje je i wysyła do płyty kontrolera. Ponadto za jej pośrednictwem dostarczane jest wysokie napięcie na detektory oraz komendy z płyty kontrolera.  Jest połączona z płytami detektorów CCD w obrębie TII za pomocą kabli. Ponadto zawiera obwody kontrolujące stan detektorów.

Płyta próbników Langmuira przyjmuje sygnały z przedwzmacniaczy próbników i przetwarza je, wysyła dane do pyty kontrolera, odbiera komendy z płyty kontrolera, oraz dostarcza do wysokie napięcie do próbników. Zawiera obwody umożliwiające właściwe przełączanie napięcia na próbnikach w zależności od potencjału elektrycznego powierzchni satelity.

Instrument EFI został sfinansowany przez Kanadyjską Agencję Kosmiczną CSA. Został zaprojektowany przez Uniwersytet w Calgary (University of Calgary). Uniwersytet ten jest również odpowiedzialny za jego kalibrację. Głównym wykonawcą TII była firma ComDev Ltd. z Cambridge w Ontario a LP - szwedzki Instytut Fizyki Kosmicznej (Institutet För Rymdfysik - IRF) w Kirunie.

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #32 dnia: Styczeń 12, 2015, 18:56 »
ACC

Przyspieszeniomierz jest instrumentem przeznaczonym do pomiarów przestrzennej i czasowej zmienności niegrawitacyjnych zaburzeń przyspieszenia satelitów Swarm, wywoływanych przez takie efekty jak wleczenie atmosferyczne (około 10^-4 - 10^-9 m/s^2), wiatry w górnej części atmosfery, albedo powierzchni Ziemi (ok. 10^-8 - 10^-9 m/s^2), promieniowanie podczerwone pochodzące z powierzchni Ziemi (ok. 4 x 10^-9 m/s^2) oraz ciśnienie światła słonecznego i wiatru słonecznego (ok. 2.9 x 10^-8 m/s^2). Efekty te charakteryzują się powolną zmiennością w zależności od czasu oraz pozycji na orbicie. Ponadto na wleczenie atmosferyczne ma wpływ aktywność Słońca. W okresie maksimum aktywności słonecznej następuje bowiem nagrzanie termosfery Ziemi przez słoneczne ekstremalne promieniowanie ultrafioletowe (Extreme Ultraviolet - EUV) do około 1100ºC jej i rozszerzenie. Podczas minimum aktywności słonecznej występuje efekt przeciwny. Pomiary tych przyspieszeń niegrawitacyjnych pozwalają na oszacowanie gęstości atmosfery na wysokości orbit satelitów. Wraz z prowadzonymi jednocześnie precyzyjnymi pomiarami pola magnetycznego Ziemi dane te posłużą do badań wpływu procesów geomagnetycznych i wiatru słonecznego na stan górnej części atmosfery.

Instrument ACC znajduje się we wnętrzu satelitów Swarm, na dolnym panelu środkowym ich konstrukcji mechanicznej, między zbiornikami paliwa systemu kontroli orientacji przestrzennej, blisko środka ciężkości satelitów. Stanowi pojedynczą jednostkę zainstalowaną w prostopadłościennej obudowie przykręconej do panelu za pomocą 8 stopek. Ma ona wymiary 17.7 x 20.4 x 36 cm. Całkowita masa urządzenia wynosi 6.06 kg a pobór mocy - 3.8 W. W skład instrumentu wchodzi sekcja detekcyjna oraz system elektroniczny. Konstrukcja instrumentu bazuje na przyspieszeniomierzu MAC-04 (Micro Accelerometer-04) opracowanego w ramach czeskiego programu rozwoju mikroprzyspieszeniomierzy (Microaccelerometer Program - MAC) na potrzeby badań zaburzeń niegrawitacyjnych działających na satelity. Wcześniej ten model został pastowany na rosyjskim satelicie do testów inżynieryjnych Tatiana-2 wystrzelonym 17 września 2009 r. Misja ta jednak zakończyła się niepowodzeniem z powodu awarii sensora Ziemi systemu nawigacyjnego wkrótce po starcie. Tak więc jest to pierwsze operacyjne zastosowanie tego instrumentu.

ACC jest przyspieszeniomierzem elektrostatycznym. Mierzy przyspieszenia liniowe w zakresie +/- 10^-4 ms^-2 z rozdzielczością lepszą od 10^-9 m s^-2 oraz przyspieszenia kątowe w zakresie 3 x 10^-8 rad s^-2 z rozdzielczością lepszą od 10^-7 rad s^-2. Pasmo pomiarowe zajmuje zakres częstotliwości 10^-4 - 10^-1 Hz. Ogólny błąd losowy jest mniejszy od 5 x 10^-10 m s^-2. Precyzja pomiarów komponentu liniowego jest lepsza od 0.2% wartości zmierzonej. Temp produkcji danych to 0.278 kbps.
« Ostatnia zmiana: Styczeń 12, 2015, 18:58 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #33 dnia: Styczeń 12, 2015, 18:58 »
 Sekcja pomiarowa ACC jest złożona z komory w której umieszczona jest masa testowa w kształcie sześcianu o boku o długości 30 mm. Jest ona wykonana ze spiekanego kwarcu. Jest zawieszona elektrostatycznie dzięki zastosowaniu elektrod umieszczonych na ścianach komory. Masa testowa jest odizolowana od zaburzeń wywoływanych przez satelitę i pozostałe elementy urządzenia. Komora natomiast jest sztywno połączona z konstrukcją mechaniczną instrumentu i tym samym z konstrukcją satelity. Tak więc ruch masy testowej zachodzi wyłącznie pod wpływem grawitacji. Ruch komory zachodzi natomiast pod wpływem sumujących się efektów niegrawitacyjnych oraz grawitacyjnych. Różnica między przyspieszeniem komory a przyspieszeniem masy testowej jest równa sumie przyspieszeń wywoływanych przez zaburzenia niegrawitacyjne. Pozycja masy testowej zmienia się w zależności od działających na nią sił grawitacyjnych. Jest to jednak stale kompensowane poprzez przykładanie siły elektrostatycznej za pomocą elektrod, tak że środek masy testowej jest utrzymywany w stałej pozycji w stosunku do komory. Jest to obsługiwane przez elektronikę kontroli ruchu masy testowej działającą na zasadzie pętli. Przykładana siła jest znana, co pozwala na oszacowanie przyspieszenia wynikającego z działania siły grawitacyjnej, a tym samym na obliczenie przyspieszenia niegrawitacyjnego. Instrument dostarcza pomiarów o częstotliwości 1 Hz. Obejmują one 3 wektory przyspieszenia liniowego, 3 wektory przyspieszenia kątowego, 3 wektory opisujące pozycję liniową, 3 wektory opisujące pozycję kątową, oraz pomiary temperatury z 8 sensorów.

System elektroniczny instrumentu obejmuje 7 kart elektroniki. Obsługuje on elektrody sekcji pomiarowej, obrania dostarczane przez nią dane, komunikuje się  z systemem informatycznym satelity, kontroluje stan urządzenia oraz pozwala na wykonywanie komend.

Instrument ACC został opracowany przez konsorcjum 14 czeskich instytucji i firm pod kierownictwem Instytutu  Badań i Testów Aeronautycznych (Výzkumný a Zkušební Letecký ústav - VZLU) Czeskiej Akademii Nauk w Pradze na mocny kontraktu zawartego z firmą EADS Astrium w marcu 2008 r.

Polskie Forum Astronautyczne

Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #33 dnia: Styczeń 12, 2015, 18:58 »

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #34 dnia: Styczeń 12, 2015, 19:00 »
LRR

Retrorefletor laserowy jest elementem służącym do precyzyjnego określania parametrów orbit satelitów Swarm (Precise Orbit Determination - POD) za pomocą śledzenia laserowego (Satellite Laser Ranging - SLR). Dane na temat orbity otrzymywane z bardzo wysoką precyzją są niezbędne podczas opracowywania danych z magnetometrów i detektorów cząstek satelitów. Śledzenie SLR polega na pomiarze czasu w którym wiązka laserowa wysyłana przez nadajnik w stacji naziemnej odbija się od odbłyśnika laserowego umieszczonego na satelicie i wraca do stacji gdzie jest rejestrowana przez odbiornik. Czas powrotu wiązki, po uwzględnieniu poprawki na stan atmosfery (na podstawie pomiarów meteorologicznych) pozwalają na precyzyjne wyznaczenie odległości do satelity. Wielokrotne postarzanie pomiarów pozwala na śledzenie satelity na danym fragmencie orbity i określenie parametrów orbity z dokładnością 1 - 2 cm. Informacje te są porównywane z wynikami otrzymywanymi na bazie śledzenia radiowego. Głównymi wadami tej metody są: możliwość prowadzenia pomiarów tylko przy bezchmurnym niebie i ograniczone pokrycie orbity z powodu małej ilości stacji naziemnych.

 Instrument LRR jest elementem całkowicie biernym. Urządzenia tego typu wykorzystywano na wielu innych satelitach ESA i CNES. LLR znajduje się na zewnątrz satelity, na panelu górno - bocznym jego konstrukcji mechanicznej. Podczas misji tworzy kąt 5° z kierunkiem do nadiru. Ma masę 400 g i wymiary 100  x 100 x 48 mm. Składa się z aluminiowej podstawy w kształcie ściętego graniastosłupa kwadratowego (kąt 45 stopni) oraz czterech odbłyśników laserowych.

Podstawa jest wykonana z aluminium. Jest przykręcona do podwyższenia na panelu strukturalnym satelity za pomocą czterech śrub. Odbłyśniki mają postać pryzmatów. Są wykonane ze spiekanego kwarcu o indeksie odbijalności 1.461 przy długości fali 532 nm. Ich powierzchnia jest pokryta ochronną warstwą dwutlenku krzemu. Są umieszczone na ścianach bocznych podstawy. Są do nich przyklejone za pomocą dwuczęściowego, krzemowo -  gumowego interfejsu.

Instrument LRR został opracowany przez Centrum Badań Ziemi (Geoforschungszentrum - GFZ) z Poczdamu w Niemczech.

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #35 dnia: Styczeń 12, 2015, 19:01 »
HISTORIA MISJI

 Pierwszym satelitą przeznaczonym do mapowania pola geomagnetycznego Ziemi z orbity LEO był amerykański MagSat (Magnetic Field Satellite, Explorer 61, Applications Explorer Mission-3 - AEM-3) wystrzelony 30 października 1979 r. Z powodu niskiej orbity (perygeum 350 km, apogeum 551 km) misja trwała tylko 7.5 miesiąca. Zakończyła się już 11 czerwca 1980 r. Nowy okres intensywnych badań pola magnetycznego Ziemi rozpoczął się wraz z opracowaniem bardzo precyzyjnych instrumentów pod koniec lat 90-tych. Pierwszym satelitą o celach naukowych zbliżonych do celów konstelacji Swarm był szwedzki Ørsted wystrzelony w 1999 r. Kolejną misją tego typy był niemiecki CHAMP i argentyński SAC-C wystrzelone w 2000 r. Były one wyposażone w precyzyjne magnetometry wektorowe sprzężone ze szperaczami gwiazd. Analiza danych z tych misji dostarczyła nowych informacji o zmienności pola magnetycznego Ziemi oraz stopnia namagnesowania skał w górnej części skorupy Ziemi (na głębokości 10 - 20 km). Jednak wszystkie te misji obejmowały pojedyncze satelity, charakteryzujące się różnym zestawem instrumentów naukowych, konstrukcją i orbitami. Z tego powodu dostarczane przez nie dane miały różne charakterystyki. Zmniejszało to przydatność naukową porównań pomiarów prowadzonych w różnych lokalizacjach w tym samym czasie. Utrudnione były zwłaszcza pomiary zmieniających się nieregularnie pół magnetycznych generowanych przez prądy zewnętrze w jonosferze. Uniemożliwiało to określenie wkładu pól związanych z jądrem i skorupą Ziemi do rejestrowanego pola magnetycznego. Tym samym był to główny czynnik limitujący precyzję dostępnych obecnie modeli pola geomagnetycznego i możliwość odrzucenia części z nich. Misja obejmująca tylko jednego satelitę nie pozwala na pełne wykorzystanie znacznej poprawy jakości instrumentów naukowych osiągniętej w ostatnich 20 latach. Tak więc misja obejmująca kilka identycznych satelitów o takim samym wyposażeniu przedstawiała bardzo wysoką wartość naukową. Koncepcja takiej misji, nazwanej Multiprobe powstała w Danii i została zgłoszona jako kandydat do duńskiego programu małych satelitów (Small Satellite Program) w 1997 r. Obejmowała ona 4 satelity umieszczone na orbitach położonych w dwóch płaszczyznach, mierzące pole magnetyczne przy różnych lokalnych czasach słonecznych. Misja taka była jednak zbyt ambitna dla tego programu. Po nieznacznych modyfikacjach została ponownie zgłoszona do programu ESA Earth Explorer w 1998 r. Nie została jednak wtedy przyjęta. Po dalszych modyfikacjach została ponownie zgłoszona już pod nazwą Swarm w czerwcu 2001 r. Była rozpatrywana obok 27 innych koncepcji zgłoszonych jak misje małe (Opportunity Mission). W styczniu 2002 r znalazła się wśród 25 propozycji analizowanych dokładnie pod kątem technicznym i naukowym. Następnie liczba propozycji została ograniczona do 6 po przeglądzie rezultatów badań dokonanym przez Komitet ds. Badań Ziemi ESA (Earth Science Advisory Committee - ESAC).  Ostatecznie propozycje były oceniane przez  komisję ds. obserwacji Ziemi (Board for Earth-Observation) w dniach 15 - 16 maja 2002 r. Projekt Swarm znalazł się wśród trzech misji wybranych do ostatecznych analiz. Innymi propozycjami były ACE (Atmosphere and Climate-Explorer) i EGPM (European Global Precipitation Mission). Misja nadal obejmowała 4 satelity. Zaproponowano dwie konfiguracje satelitów, A i B. Faza A planowania misji zakończyła się na początku 2004 r. Misja została wybrana do realizacji w maju 2004 r. Datą startu była wtedy połowa 2010 r.

W toku dalszych prac liczba satelitów została ograniczona do trzech. Wybrano również konfigurację A. Program naukowy został też uzupełniony o możliwość rozdzielania pola magnetycznego zewnętrznego i wewnętrznego, co wiązało się z wprowadzeniem pomiarów pola elektrycznego i przewodności jonosfery. Rozważanymi rakietami nośnymi były Rockot, Dnepr, PSLV i Taurus XL. Ostatecznie wybrano rakietę Rockot. W listopadzie 2005 r jako głównego wykonawcę satelitów ESA wybrała firmę EADS Astrium GmbH z Friedrichshafen w Niemczech. Głównymi podwykonawcami zostały: EADS Astrium Ltd z Wielkiej Brytanii (konstrukcja mechaniczna i system kontroli temperatury), Centrum Badań Ziemi (Geoforschungszentrum - GFZ) z Poczdamu w  Niemczech (całościowa symulacja symulacja systemów satelitów i jej walidacja), oraz DTU Space z Kopenhagi w Danii (magnetometr VFM i szperacz gwiazd oraz algorytmy obróbki danych do poziomu 1b). Faza B projektu rozpoczęła się w grudniu 2005 r. Pierwsza konferencja naukowa związana w projektem odbyła się w Nantes w Brazylii w maju 2006 r. W kwietniu 2007 r, podczas fazy B misja przeszła wstępny przegląd projektu (Preliminary Design Review - PDR). W listopadzie 2007 r misja weszła w fazę C/D. Następnie rozpoczęto prace konstrukcyjne nad satelitami. 14 października 2008 r  misja przeszła krytyczny przegląd projektu (Critical Design Review - CDR). W kolejnych latach satelity zostały zbudowane i przetestowane. W lipcu 2009 r w Poczdamie odbyła się druga konferencja naukowa projektu. 9 maja 2010 r ESA zawarła kontrakt na wyniesienie satelitów z przedsiębiorstwem Eurockot. Rakietą nośną stał się Rockot/Briz-MK. Start był planowany na koniec 2012 r, jednak został opóźniony o rok z powodu nieudanego startu rakiety Rokot z górnym stopniem Briz-MK. Miał on miejsce 1 lutego 2011 r i spowodował utratę rosyjskiego satelity geodezyjnego GEO-IK2 (Kosmos 2470). Zawiódł wtedy stopień górny, co wymagało wyjaśnienia. Tymczasem w październiku 2011 r rozpoczęto kompleksowe testy magnetyczne pierwszego satelity konstelacji. Odbyły się one w zakładach firmy IABG w Ottobrunn w Niemczech. Program testów zakończył się w marcu 2012 r. Kolejny start rakiety Rockot ze stopniem Briz-MK z tym stopniem, wykonany 28 lipca 2012 r z rosyjskimi satelitami Gonets-M 3, Gonets-M 4, Strela-3/Rodnik i Yubileiny-2/MiR zakończył się pełnym sukcesem. W listopadzie 2012 r start misji Swarm został zaplanowany na koniec 2013 r.

Satelity Swarm zostały dostarczone do Plesiecka we wrześniu 2013 r. Były transportowane pojedynczo drogą lotniczą. Na kosmodromie satelity przeszły ostatnie testy. W połowie października przeprowadzono procedurę tankowania paliwa. Następnie zainstalowano izolację termiczną i wykonano testy mechaniczne.  Start był zaplanowany na 14 listopada. 30 października został jednak opóźniony o 7 dni z powodu konieczności dokonania wymiany jednej z jednostek kontrolnych na stopniu górnym. 7 listopada jako nową datę startu przyjęto 22 listopada. W dalszej kolejności satelity zostały połączone z górnym stopniem rakiety i zamknięte w owiewce. Trwało to tydzień ponieważ wymagało zachowania bardzo dużej ostrożności. Ten etap przygotowań do startu został zakończony 8 listopada. 18 listopada zestaw zawierający satelity, stopień górny i owiewkę został przetransportowany z budynku montażowego na platformę startową i połączony z rakietą. 19 listopada wykonano symulowane odliczanie do startu.

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #36 dnia: Styczeń 12, 2015, 19:02 »
PRZEBIEG MISJI

Satelity Swarm wystartowały dnia 22 listopada 2013 r. Miejscem startu był rosyjski kosmodrom w Plesiecku (800 km na płd - wch od Moskwy, 200 km na płd od Archangielska), platforma startowa 133/3. Rakietą nośną był Rockot z górnym stopniem Briz-KM (Breeze-KM). Rakieta ta została opracowana na bazie międzykontynentalnego pocisku balistycznego SS-19 (UR-100N) zbudowanego w latkach 70-tych. Po zakończeniu zimnej wojny 150 pocisków tego typu zostało przekształconych w rakiety nośne na mocy traktatu Strategic Talks on Arms Reduction Treaty zawartego między USA i ZSRR w latach 1990 - 1991. Starty z ich użyciem są obsługiwane przez konsorcjum Eurockot z siedzibą w Bremen w Niemczech, należące do firmy Astrium (51% udziałów) i centrum Khrunichev State Research and Production Space Center (49% udziałów) z Moskwy. Rakieta ma wysokość 29.15 m i największą średnicę 2.5 m. Masa startowa wynosi 107 000 kg. Maksymalna nośność na LEO wynosi 2 140 kg, a na orbity synchroniczne ze Słońcem - 1 200 kg. Stopień Briz-MK jest zoptymalizowany do dostarczania ładunku na LEO o masie do 1 950 kg. We wszystkich stopniach paliwem jest niesymetryczna dimetylohydrazyna (Unsymmetrical Dimethylhydrazine - UDMH) a utleniaczem - czterotlenek azotu. Stopień 1 ma wysokość 17.2 m. Zawiera 72 000 kg paliwa i utleniacza. Jest wyposażony w trzy silniki RD-0233 i jeden silnik RD-0234. Całkowity ciąg startowy wynosi 190 700 kg. Stopień 2 ma wysokość 3.9 m. Zawiera 10 700 kg paliwa i utleniacza. Posiada pojedynczy silnik główny - RD-0235 o ciągu 24 500 kg oraz silnik vernier RD-0236 pozwalający na odrzucenie stopnia 1. Stopień górny Briz-KM ma wysokość 2.6 m, średnicę 2.5 metra i masę startową 12 200 kg. Jest wyposażony w silnik główny S5.98 o ciągu 2 000 kg i czterodyszowy silnik vernier RD-2036 o ciągu 1 600 kg. Zmiany orientacji przestrzennej są wykonywane poprzez odchylanie dysz tego silnika. Owiewka ma wysokość 7.8 metra i średnicę 2.5 metra.

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #37 dnia: Styczeń 12, 2015, 19:03 »
Start satelitów Swarm nastąpił o godzinie 12:02:29 UTC. Po 50 sekundach od startu rakieta przekroczyła obszar maksymalnego ciśnienia aerodynamicznego. Po 2 minutach i 15 sekundach od startu wyłączone zostały silniki RD-0233 i RD-0234 stopnia 1. Następnie w czasie 2 minut i 16 sekund od startu stopień ten został odrzucony poprzez uruchomienie silnika vernier RD-0236 na stopniu 2. Oddzielony stopień 1 uruchomił cztery retrorakiety, które oddaliły go na bezpieczną odległość. Potem uruchomiono silnik RD-0235 stopnia 2. Po 3 minutach i 4 sekundach od rozpoczęcia lotu odrzucono owiewkę. Silnik stopnia 2 został wyłączony po 183 sekundach pracy. Nadal działał jednak silnik RD-0236, który pracował 200 sekund. Po 5 minutach i 19 sekundach od startu stopień 2 został odrzucony. Tym samym zespół Briz-KM / Swarm znalazł się na trajektorii suborbitalnej. Po 5 minutach i 25 sekundach od startu silnik główny stopnia Briz-KM został uruchomiony po raz pierwszy. Pozwoliło to na wejście na eliptyczną orbitę parkingową o apogeum na wysokości zakładanej orbity ostatecznej. Manewr ten trwał 9 minut i 16 sekund. Zakończył się w czasie 14 minut i 41 sekund od rozpoczęcia misji. Przez następnych 61 minut rakieta pozostawała na orbicie parkingowej. W tym czasie wykonano manewr zmiany orientacji przestrzennej przed drugim uruchomienie silnika S5.98. Briz-KM został ponownie uruchomiony po 1 godzinie, 15 minutach i 54 sekundach od startu, Manewr ten trwał 16 sekund i pozwolił na ukołowienie orbity. Po jego zakończeniu zespół Briz-KM / Swarm znalazł się na orbicie przebiegającej na wysokości 490 km i o inklinacji 87.6 stopnia. W dalszej kolejności wykonany został manewr zmiany orientacji przestrzennej przed oddzieleniem satelitów. Satelity Swarm zostały oddzielone jednocześnie po 1 godzinie, 31 minutach i 32 sekundach od startu. Następnie z powodzeniem nawiązały łączność z Ziemią i uzyskały właściwą orientację przestrzenną. Sygnał z satelitów Swarm A i B został odebrany przez stację w Kirunie w Szwecji po 26 sekundach od oddzielenia. Swarm C nawiązał łączność ze stacją w Svalbard w Norwegii w czasie 1 godziny, 35 minut i 28 sekund od rozpoczęcia misji. Start przebiegał bez żądnych problemów.
« Ostatnia zmiana: Styczeń 12, 2015, 19:04 wysłana przez Scorus »

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #38 dnia: Styczeń 12, 2015, 19:05 »
 23 listopada rozłożono wysięgniki DBA. Przez pierwsze 6 dni po starcie trwała faza operacji wstępnych (Launch and Early Orbit Phase - LEOP). W tym okresie wykonano aktywację poszczególnych systemów satelitów i pierwsze testy ich stanu. Wykonywane procedury zagwarantowały, że satelity otrzymywały odpowiednią ilość światła słonecznego i odpowiadały na komendy z Ziemi. W celu zoptymalizowania wymiany danych używano trzech stacji śledzenia. Ta faza misji zakończyła się 26 listopada o 19:30 UTC.

Po zakończeniu fazy LEOP rozpoczął się okres testów systemów inżynieryjnych satelitów oraz ich instrumentów naukowych (Satellite Commissioning Phase) zaplanowana na 3 miesiące. W tym czasie w pełni aktywowano instrumenty naukowe oraz wykonano ich testy i pomiary kalibracyjne. Kalibracja przyspieszeniomierza ACC wymagała wykonania dwóch manewrów - pulsacyjnego uruchamiania silników w kierunku lotu oraz obrotu satelity o 180 stopni w osi odchylenia. Kalibracja EFI została wykonana podczas innych dwóch manewrów: rotacji satelity w osi pochylenia w w zakresie +/- 10° w tempie 0.1°/s; oraz rotacji wokół osi odchylenia w zakresie również +/- 10° i w tempie 0.1°/s. Kalibracja magnetometru VFM wymagała wykonania trzech manewrów: korekty momentu obrotowego (Torquer Correction Manoeuvre - TCM) pozwalającego na osiągnięcie minimalnego momentu obrotowego i maksymalnych zaburzeń magnetycznych; manewru wprowadzającego oscylacje harmoniczne wokół osi przechylenia (Precise Datation Manoeuvre - PDM), oraz manewru obrotu o około 60° wokół osi odchylenia w okresie 12 godzin połączonego z właściwymi pomiarami kalibracyjnymi.

W okresie testów wykonano zaplanowane modyfikacje orbit satelitów. Po starcie wszystkie trzy satelity znajdowały się na bardzo podobnych orbitach. Następnie ich system napędowy CGPS został użyty do przejścia na orbity robocze. Satelita Swarm C wykonał kampanię zmiany płaszczyzny orbity  i zwiększenia jej wysokości w stosunku do orbit satelitów Swarm A i B. W tym celu, podczas podwyższania orbity jego silniki OCT były uruchamiane pod kątem w stosunku do płaszczyzny orbity. Podczas tej kampanii Swarm C zużył większą część swojego budżetu delta-v (100 m/s).

Satelity Swarm A i Swarb B zostały umieszczone na kołowych orbitach bliskich polarnym (inklinacja 87.35 stopnia) na wysokości 450 km. Lecą obok siebie, są rozdzielone o 1 - 1.5 stopnia w kierunku wschód - zachód co pozwala na pomiar gradientu pola magnetycznego w tym kierunku. Jest to kluczowy parametr używany w badaniach pola magnetycznego związanego ze skorupą Ziemi. W płaszczyźnie równika satelity są oddalone od siebie o około 155 km. Utrzymywanie lotu w stałej formacji jest wykonywane bez przeprowadzania manewrów zmian szybkości, za pomocą modyfikacji stałej balistycznej na skutek zmian orientacji przestrzennej satelitów wokół osi pochylenia. Dokładność kontroli orientacji przestrzennej wynosi około 1 stopień, co przekłada się na dokładność w kontroli stałej balistycznej na poziomie 10%. Wystarcza to do kontroli konfiguracji dwóch satelitów. Orientacja w osi odchylenia jest stała.

Satelita Swarm C został umieszczony na wyższej orbicie kołowej, przebiegającej na wysokości 530 km. Jej inklinacja wynosi 87.95 stopni. Prawe ramię węzła zstępującego dryfuje wolniej niż w przypadku orbit dwóch pozostałych satelitów. Po 3 latach satelita przetnie płaszczyzny orbity satelitów Swarm A i B pod kątem 90 stopni. Po 4 latach dryf orbity spowoduje różnicę 9 godzin w czasie lokalnym pomiędzy satelitą Swarm C a parą Swarm A i B. Połączenie danych ze Swarm C oraz pary Swarm A i B zwiększa precyzję opisu struktury czasowo - przestrzennej prądów w magnetosferze, co jest kluczowym parametrem używanym w badaniach przewodności elektrycznej płaszcza Ziemi. Umożliwia on precyzyjne oddzielenie wewnętrznego i zewnętrznego pola magnetycznego.

Ostatecznie faza testów trwała 5 miesięcy, zakończyła się w maju 2014 r. Następnie satelity rozpoczęły realizuję zasadniczego programu naukowego trwającego 4 lata.

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #39 dnia: Styczeń 12, 2015, 19:06 »
 Naukowa faza misji została podzielona na trzy okresy różniące się orientacją przestrzenną orbit satelitów. Pierwszy okres trwający 1.5 roku jest optymalny do badań litosfery. Drugi okres trwający 2.5 roku jest optymalny do badań pola magnetycznego związanego z jądrem Ziemi oraz procesów indukcji magnetycznej. Trzeci okres rozpocznie się trzy lata od rozpoczęcia badań i pozwoli na ponowne badania litosfery. W tym czasie orbity satelitów będą się obniżać. Potrwa on aż do zakończenia misji.

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #40 dnia: Styczeń 12, 2015, 19:07 »
Głównym czynnikiem limitującym okres trwania misji jest zapas gazu pozwalającego na wykonywanie manewrów umożliwiających utrzymanie stałej wysokości orbit satelitów. Satelita Swarm C znajduje się na orbicie wyższej o 80 km w stosunku do orbit  satelitów Swarm A i B. W związku z tym doświadcza mniejszego wleczenia atmosferycznego. W jego wypadku procedury związane z utrzymaniem orbity są wykonywane rzadziej, co rekompensuje duże zużycie gazu podczas kampanii modyfikacji orbity początkowej. W przypadku pary Swarm A i B bez okresowego wykonywania manewrów podwyższania orbit ich trwałość wynosiłaby tylko 2 lata. Tak więc manewry polegające na uruchamianiu silników OCT są wykonywane co 2 tygodnie. Stosowanie takiej metody jest zaplanowane na okres 3 lat. Potem wysokość orbity będzie zmniejszać się w sposób naturalny.. Pozwoli to na wykonanie pomiarów o wyższej rozdzielczości. Po roku i 3 miesiącach takie sukcesywnego obniżania orbity satelity osiągną minimalną wysokość 350 km. Jeśli na satelitach pozostanie jeszcze odpowiednia ilość gazu będzie możliwe podwyższenie orbity do 450 km lub utrzymywanie jej na niższej wysokości. W tym czasie Swarm C również wykona manewry zmiany orbity, ponieważ wykonywanie pomiarów naukowych wymaga, aby znajdował się na wysokości 50 - 80 km ponad orbitami Swarm A i B. Na tym etapie misji jego orbita będzie utrzymywana na stałej wysokości wysokości 530 km przez okres 1.5 roku. Orbity satelitów Swarm A i B zaczną się ponownie obniżać po wyczerpaniu zapasu gazu. Wejdą one w atmosferę po około pół roku od osiągnięcia wysokości 350 km. Tempo obniżania się orbity Swarm C będzie natomiast dużo wolniejsze. Wejdzie on w atmosferę po około 1.5 roku od wyczerpani gazu, po około 5.5 roku od startu.

Konfiguracja konstelacji Swarm została wybrana na podstawie analizy symulowanych danych z 4 lat, obejmujących 190 mln pozycji satelitów i 10 950 plików symulowanych danych (łącznie 26.5 GB).

Orbity zbliżone do polarnej są bardzo korzystne, ponieważ pozwalają na osiągnięcie pokrycia globalnego. Cele naukowe misji spowodowały jednak, że orbity nie mogły być idealnie polarne (o inklinacji 90 stopni), ponieważ zostałyby wtedy zsynchronizowane z czasem lokalnym i porą roku. W takim wypadku wykonanie pomiarów w pełnym zakresie czasów lokalnych trwałoby cały rok. Nie pozwoliłoby to na rozróżnienie efektów związanych z czasem lokalnym i porami roku. Określenie i rozdzielenie wielkoskalowych pół magnetycznych (niezbędne dla lepszego rozróżnienia pół związanych z jądrem i litosferą i badań indukcji magnetycznej) wymagało aby płaszczyzny orbit satelitów zapewniały różnicę w czasie lokalnym na poziomie 3 - 9 godzin. W celu zoptymalizowania zdolności mapowania litosferycznego pola magnetycznego wysokość orbit musiała być relatywnie mała, jednak zapewniająca trwałość orbit w okresie wielu lat. Następnie separacja pomiędzy satelitami lecącymi blisko siebie została wybrana w celu  zoptymalizowania rozpoznawania anomalnych pół magnetycznych. Najkorzystniejsza mieściła się w zakresie 1 - 2 stopni. Konfiguracja w postaci dwóch satelitów lecących blisko siebie i rozdzielonych w kierunku wschód - zachód była też optymalna dla szacowania prądów w jonosferze. Dla przykładu do szacowania pół szeregowych użyto metody curl-B. Na szerokości geograficznej gdzie te prądy są najwyraźniejsze linie pola są prawie pionowe. Użycie pomiarów wykonywanych prawie jednocześnie w wierzchołkach symetrycznego trójkąta pozwalają na wyznaczenie gęstości ładunku w kierunku radialnym. Konstelacja pozwala na wykonanie pomiarów tych ładunków po raz pierwszy. Są one bardzo istotnym czynnikiem sprzęgającym - przenoszą energię dostarczaną przez wiatr słoneczny oddziałujący z magnetosferą do górnej atmosfery Ziemi.

Konfiguracja konstelacji jest również zoptymalizowana pod kątem precyzyjnego śledzenia odpowiedzi górnej atmosfery na wpływy zewnętrzne. Pomiary wielopunktowe wykonywane na różnych wysokościach pozwalają na określenie oddziaływań struktury gęstościowych w termosferze ze wzrostami zawartości plazmy w jonosferze. Ponadto mogą zostać określone kierunki i szybkości propagacji tych struktur. Pomiary wielopunktowe pozwalają również na badania charakterystyk fal atmosferycznych, odgrywających istotną rolę w procesach przenoszenia energii w atmosferze.

Scorus

  • Gość
Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #41 dnia: Styczeń 12, 2015, 19:07 »
 Dane z satelitów są odbierane przez stację śledzenia w Kirunie w Szwecji, stanowiącą tzw. element gromadzenia danych na potrzeby projektu (Command and Data Acquisition Element - CDAE). Satelity są kontrolowane przez Europejskie Centrum Operacji Kosmicznych (European Space Operation Center - ESOC) w Darmstadt w Niemczech, gdzie mieści się segment operacji misji (Flight Operations Segment - FOS). Jest on odpowiedzialny za monitorowanie działania satelitów, kontrolę przepływu danych i planowanie operacji. Segment zarządzania danymi z instrumentów naukowych (Payload Data Ground Segment - PDGS) mieści się w Farnborough w Wielkiej Brytanii. Jest zarządzane przez Europejski Instytut Badań Kosmicznych (Europeasn Space Research Insitute - ESRIN) z siedzibą w Frascati we Włoszech. PDGS jest odpowiedzialny za zarządzanie instrumentami naukowymi; planowanie pomiarów naukowych; obróbkę, kalibrację i walidację danych; archiwizację danych i dostarczanie ich użytkownikom.

Surowe dane dostarczone przez satelity są danymi poziomu 0. Są to odczyty z sensorów i dane inżynieryjne z systemów satelitów. Dane poziomu 1a są nie skalibrowanymi seriami czasowymi pomiarów  Dane poziomu 1b są skalibrowanymi i zwalidowanymi seriami czasowymi. Są najistotniejszymi informacjami dla badań geomagnetycznych. Obejmują pomiary natężenia pola magnetycznego (z częstotliwością 1 Hz); wektory pola magnetycznego (50 Hz); dane kalibracyjne dotyczące pola magnetycznego (0.25 Hz), wektory prędkości dryfu jonów (2 Hz); wektory pola elektrycznego (2 Hz); gęstości plazmy (2 Hz); temperatury jonów i elektronów (2 Hz); wektory przyspieszenia linowego i obrotowego (1 Hz); oraz informacje o pozycji, szybkości i orientacji przestrzennej satelitów w tym pomiary GPS (1 Hz). Dane poziomu 2 obejmują produkty opracowane na podstawie danych z satelitów, takie jak modele pola magnetycznego (wewnętrznego i zewnętrznego), dane z przyspieszeniomierza ACC (w tym parametry kalibracyjne), oraz informacje o gęstości górnej atmosfery.
« Ostatnia zmiana: Styczeń 12, 2015, 19:09 wysłana przez Scorus »

Polskie Forum Astronautyczne

Odp: Swarm (kompendium)
« Odpowiedź #41 dnia: Styczeń 12, 2015, 19:07 »