Cassini (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Cassini jest pierwszym w historii orbiterem Saturna. Pojazd dostarczył również próbnik Huygens, który dokonał pierwszego lądowania na Tytanie. Było to pierwsze w historii lądowanie na księżycu planety zewnętrznej. W drodze do Saturna pojazd przeleciał dwukrotnie koło Wenus i raz koło Jowisza. Podczas tego ostatniego przelotu zrealizował bogaty program badawczy. Po dotarciu do celu do głównych zadań orbitera należą: określenie trójwymiarowej struktury i dynamiki pierścieni; określenie składu powierzchni i historii geologicznych powierzchni wszystkich dużych satelitów planety; określenie natury i genezy ciemnego materiału na przedniej półkuli Iapetusa; poznanie trójwymiarowej struktury i zachowania magnetosfery planety; badania dynamiki atmosfery Saturna na poziomie chmur; badania zmienności w czasie chmur i zamgleń Tytana; oraz zobrazowanie powierzchni Tytana w dużej rozdzielczości skalach. Misja kosztowała 3.5 mld dolarów, jest to największy i najdroższy próbnik w historii badań Układu Słonecznego. Jest także uważany za najambitniejszy projekt realizowany obecnie przez NASA.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Sonda Cassini ma kształt walcowaty, jej masa wraz z paliwem wynosiła w czasie startu około 6 ton. Masa bez paliwa 2 175 kg. Wysokość wynosi 6.8 metra.

Do podtrzymywania wszystkich elementów sondy, także próbnika Hyugens służy podsystem strukturalny (Structure Subsystem). Oprócz funkcji szkieletowej zapobiega on powstawaniu nierównomiernych pól elektrycznych, i jest uziemieniem dla układów elektrycznych. Eliminuje także interferencje radiowe i chroni inne komponenty przed promieniowaniem i mikrometeoroidami.

Podsystem urządzeń mechanicznych (Mechanical Device Subsystem - DEV) zawiera nieruchome elementy sondy. W jego skład wchodzą: elementy rozdzielające sondę od rakiety (urządzenia pirotechniczne i inicjatory uwolnienia sondy); wysięgnik magnetometru; platforma kół reakcyjnych; systemy żaluzji cieplnych (Thermal Louver Assemblies - TLAs); oraz jednostki grzewcze z izotopem promieniotwórczym (Variable Radioisotope Heater Units - VRHUs).

Do łączności służy podsystem anten (Antenna Subsystem - ATM). W jego skład wchodzi antena paraboliczna wysokiego zysku (High-Gain Antenna - HGA) oraz dwie anteny małego zysku (Low-Gain Antennas - LGA-1, LGA-2). Umieszczona na szczycie sondy antena HGA ma średnicę 4 metrów. Służy przede wszystkim do łączności z Ziemią, ale również została wykorzystana do łączności z Huygensem (w paśmie S), przez system radarowy (w paśmie Ku), oraz w eksperymencie radiowym (w paśmie Ka). Jest to antena zbudowana w układzie Cassegraina składająca się z głównego reflektora, oraz subrefraktora umieszczonego z przodu punktu skupiania fal radiowych. W początkowym okresie misji antena wysokiego zysku była skierowana na Słońce i działała jak osłona chroniąca przed jego promieniowaniem wrażliwe instrumenty. W czasie misji Hyugensa była skierowana na lądownik, a łączność z Ziemią odbywała się poprzez omnikierunkowe anteny małego zysku.

W transmisji danych bierze także udział podsystem częstotliwości radiowych (Radio Frequency Subsystem - RFS, synonim Microwave Components - MW). Część jego komponentów została także użyta podczas eksperymentów radiowych. Dla celów łącznościowych RFS produkuje fale nośne pasma X (8.4 Ghz), moduluje je, wzmacnia do 20 W za pomocą wzmacniaczy fal (Traveling Wave Tube Amplifiers - TWTA), oraz kieruje do podsystemu anten. W eksperymencie radiowym wykorzystywane są: wzmacniacze TWTA, oscylator ultrastabilny (Ultra Stable Oscillator - USO), transpondery dalekiego kosmosu (Deep Space Transponders - DSTs), oraz antena wysokiego zysku.

Dane przed transmisją na Ziemię są zapisywane za pomocą rejestratora (Solid State Recorder Subsystem). Nie zawiera on ruchomych części. Cassini jest pierwszą sondą kosmiczną, w którym zastosowano tą technologię, wcześniejsze misje używały magnetofonów. Urządzenie przyjmuje także instrukcje w okresach krytycznych dla powodzenia misji. Po przetransmitowaniu danych na Ziemię nagrywarka jest kasowana, zwalniając miejsce na nowe dane.

Energia elektryczna jest wytwarzana i rozprowadzana za pomocą wspólnego podsystemu energii i układów pirotechnicznych (Power and Pyrotechnic Subsystem - PPS). Energii elektrycznej dostarczają 3 radioizotopowe generatory termoelektryczne (Radioisotope Thermal Genrtators - RTGs) umieszczone w dolnej części pojazdu. Przetwarzają na elektryczność energię cieplną powstającą podczas samorzutnego rozpadu pierzasta promieniotwórczego. Paliwem jest około 33 kg plutonu-238 w postaci tlenku plutonu (PuO2). Na początku misji generatory dostarczały energii elektrycznej o mocy 630 W. Pierwotnie planowano użycie bardzie zaawansowanego systemu RTG - Mariner Marc II zaprojektowanego dla misji poza orbitą Marsa. Problemy budżetowe jednak spowodowały odłożenie wprowadzenia systemu na czas nieokreślony. Podsystem PPS inicjował także detonację ładunków pirotechnicznych, np. podczas oddzielenia ssondy od rakiety.

Urządzenia służące do utrzymywania temperatury na zadowalającym poziomie tworzą podsystem kontroli temperatury (Temperature Control Subsystem - TEMP). Kontrolę temperatury umożliwia zastosowanie odpowiednich procedur i osprzętu. Aż do odległości 2.7 AU od Słońca instrumenty były ochładzane przez cień anteny wysokiego zysku skierowanej na Słońce. Izolację zapewniają pokrywy cieplne. W odpowiednich miejscach niektóre elementy rzucają cień na powierzchnię próbnika, co umożliwia zmniejszenie temperatury. Z podsystemu elektroniki nadmiar ciepła jest usuwany przez żaluzje. Każde urządzenie posiada oddzielny grzejnik. Wyposażenie elektroniczne jest także podgrzewane przez ciepło pochodzące z RTG.

Moduł napędowy (Propulsion Module) służy zarówno do kontroli orientacji, jak i do manewrów orbitalnych. Sonda posiada dwa główne silniki o ciągu 445 N. Jeden z nich jest wykorzystywany, a drugi jest urządzeniem zapasowym. Główne silniki są ustawione na dolnej powierzchni sondy. Do kontroli usytuowania stosuje się system 16 małych silniczków. Są one rozmieszczone w 4 grupach po 4 na końcach małych wysięgników. Używa się ich także podczas małych zmian szybkości.

Podsystem kontroli orientacji przestrzennej (Attitude and Articulation Control Subsystem - AACS) zajmuje się kontrolą położenia sondy. Jest ona określana przez trzy bezwładnościowe układy odniesienia (Inertial Reference Units - IRUSs) oraz przez jednostkę nawigacji gwiazdowej (Stellar Reference Unit - SRU). IRUS urywa półprzewodnikowych żyroskopów opracowanych przez firmę Delco Division of the Hughes Aircraft Company. Szperacz gwiazd obserwuje gwiazdy w polu swojego widzenia i porównuje ich pozycję z katalogiem 5 000 gwiazd w pamięci statku. Do zmian orientacji, oprócz silników rakietowych są używane trzy koła reakcyjne (Reaction Wheel Assemblies - RWAs) ustawione prostopadle do siebie. Pojazd jest stabilizowany trójosiowo.

Większość elektroniki sondy zgromadzono w pakiecie elektroniki (Electronic Packaging Subsystem - EPS). Składa się on z kulistej jednostki zawierającej 12 przestrzeni na moduły elektroniczne. Jednostka ta zawiera własne okablowanie, układ kontroli temperatury, oraz osłony przed cząstkami i promieniowaniem elektromagnetycznym.

Podsystem rozkazów i danych (Command and Data Subsystem) gromadzi i przetwarza dane ze wszystkich podsystemów, sensorów, i instrumentów naukowych. Wysyła także do nich rozkazy wydawane z Ziemi lub przez oprogramowanie pokładowe. Oprogramowanie zapewnia stabilny stan statku i przyjmuje rozkazy umożliwiające rozwiązanie poważniejszych awarii. Umożliwia także autonomiczne działania w dużej odległości od Ziemi. Centralnym elementem podsystemu jest komputer inżynieryjny (Engineering Flight Computer) zbudowany przez IBM. Komunikuje się z innymi elementami sondy za pomocą zestawu odpowiednich magistral.

Połączenia pomiędzy wszystkimi podsystemami zapewnia podsystem okablowania (Cabling Subsystem). Podsystem ten jest bierny - nie zawiera żadnych aktywnych układów elektronicznych, nie generuje żadnych własnych sygnałów i nie wymaga zasilania. Jego jedyną funkcją jest przesyłanie niezmienionych sygnałów elektrycznych pomiędzy poszczególnymi elementami statku kosmicznego.

WYPOSAŻENIE
W skład aparatury naukowej wchodzą: system obrazujący (Imaging Science Subsystem - ISS); złożony spektrometr podczerwony (Composite Infrared Spectrometer - CIRS); detektor fal radiowych i plazmowych (Radio and Plasma Wave Science - RPWS); instrument obrazujący magnetosferę (Magnetospheric Imaging Instrument - MIMI); spektrometr plazmy (Plasma Spectrometer - CAPS); radar służący do mapowania powierzchni Tytana (Titan Radar Mapper - RADAR); magnetometr łączący dwie techniki pomiarów (Dual Technique Magnetometer - MAG); spektrometr obrazujący promieniowania widzialnego i podczerwonego (Visible and Infrared Mapping Spectrometer - VIMS); obrazujący spektrograf ultrafioletu (Ultraviolet Imaging Spectrograph - UVIS); spektrometr masowy jonów i gazu neutralnego (Ion and Neutral Mass Spectrometer - INMS); analizator pyłu (Cosmic Dust Analyser - CDA); oraz podsystem eksperymentów radiowych (Radio Science Subsystem - RSS).

[Scorus]

ISS
System obrazujący ma masę 57.83 kg i pobiera 30 W mocy. Służy do obrazowania Saturna, Tytana i innych księżyców oraz pireścieni. Do jego najważniejszych celów naukowych należą: zbadanie trójwymiarowej struktury i ruchów gazów w atmosferach Saturna i Tytana; badania składu, rozmieszczenia oraz właściwości fizycznych chmur i aerozoli; badania rozpraszania, absorpcji i ogrzewania przez promieniowanie słoneczne atmosfer Saturna i Tytana; poszukiwania zórz polarnych, wyładowań atmosferycznych i poświat atmosfer; badania  grawitacyjnych oddziaływań pomiędzy pierścieniami i drobnymi satelitami; określenie natury i tempa przenoszenia momentów mechanicznych w pierścieniach; określenie grubości pierścieni oraz wielkości, natury fizycznej i składu budujących je cząstek; szczegółowe sfotografowanie powierzchni satelitów i określenie składu chemicznego materiału powierzchniowego; oraz precyzyjne zmierzenie rotacji księżyców.

ISS składa się z kamery szerokokątnej (Wide Angle Camera - WAC) i wąskokątnej (Narrow Angle Camera - NAC). WAK posiada teleskop refrakcyjny z ogniskową długości 20 cm (f/3.5). Refraktor kamer NAK ma długości ogniskowej wynoszącą 2 m (f/10.5). WAK pokrywa zakres długości fal 380 - 1100 nm. Posiada 18 filtrów. Pole widzenia wynosi 3.5 stopnia, a rozdzielczość kątowa 60 mikroradianów na piksel. Pole widzenia NAK ma szerokość  0.35 stopnia, a rozdzielczość kątowa wynosi 6.0 mikroradianów na piksel. Dopowiada to zarejestrowaniu monety o średnicy 1.5 cm z odległości prawie 4 km. Obie kamery posiadają osobne detektory CCD o wymiarach 1024 x 1024 piksele każdy. Każdy piksel ma szerokość 12 mikronów. Zdjęcia Saturna wykonane przez SSI są nawet 10 razy dokładniejsze od tych wykonanych przez sondy Voyager 1 i 2.

[Scorus]

CIRS
Spektrometr podczerwieni CIRS ma masę 39.24 kg, i pobiera 26.4 W mocy. Został zaprojektowany do zmierzenia promieniowania podczerwonego z atmosfer, pierścieni i powierzchni ciał w układzie Saturna w zakresie widmowym 7 - 1000 mikrometrów. Jego cele w odniesieniu do Saturna i Tytana to:  zbadanie globalnej struktury i temperatury atmosfer; zbadanie globalnego składu gazów atmosferycznych; określenie globalnego rozmieszczenia chmur i zamgleń; zebranie informacji na temat procesów w atmosferach związanych z uwalnianiem energii; oraz poszukiwania różnorodnych cząsteczek będących składnikami atmosfer. Do dodatkowych celów należą badania globalnego rozkładu temperatur na powierzchni Tytana oraz badania składu i właściwości cieplnych pierścieni i lodowych księżyców planety.

CIRS składa się z 50.8-centymetrowego teleskopu Cassegraina oraz trzech interferometrów - bliskiej i środkowej podczerwieni oraz interferometru odniesienia. Interferometr dalekiej podczerwieni pokrywa zakres 17 - 1000 mikrometrów. Jest on interferometrem polaryzacyjnym z statkami dyfrakcyjnymi. Mierzy polaryzację i modulację polaryzacji promieniowania. Jego pole widzenia ma szerokość 4.3 miliradiana.

Interferometr środkowej podczerwieni jest interferometrem Michelsona i pracuje w zakresie 7 - 17 mikrometrów w dwóch pasmach. W pierwszym paśmie (9 - 17 mikrometrów) używa się do obrazowania detektora HgCdTe z powierzchnią 1 x 10 pikseli. W drugim paśmie (7 - 9 mikrometra) stosuje się oddzielny detektor fotowoltaiczny HgCdTe z powierzchnią 1 x 10 pikseli. W obu detektorach 1 piksel odpowiada 0.273 miliradiana kwadratowego.

Interferometr odniesienia umożliwia połączenie danych uzyskiwanych podczas skanowania instrumentem. Jest także interferometrem Michelsona. Składa się z diody laserowej LED, kwarcowego rozdzielacza wiązek, optyki oraz detektora półprzewodnikowego.

CIRS jest schłodzony do temperatury 70 - 80 K.

[Scorus]

RPWS
Odbiornik fal radiowych i plazmowych RPWS charakteryzuje się masą 6.8 kg i poborem mocy 7 W. Służy do pomiarów fal radiowych i plazmowych, powstających na skutek błyskawic i oddziaływań wiatru słonecznego z Saturnem i Tytanem. Umożliwia także pomiary gęstości i temperatur plazmy oraz wykrywanie obłoków pyłu w okolicach lodowych księżyców i pierścieni. Instrument prowadził badania podczas całej misji - obserwował magnetosfery Ziemi i Jowisza, jonosferę Wenus, oraz badał właściwości wiatru słonecznego. Został użyty do badań konfiguracji magnetosfery Saturna oraz jonosfery Tytana.

Pomiary są prowadzone za pomocą dwóch anten dipolowych o długości 10 m, podobnych do tych na sondach Voyager 1 i 2. Rejestrują one fale plazmowe o zarówno wysokiej jak i niskiej częstotliwości (1 Hz - 16 MHz) oraz umożliwiają uzyskanie informacji na temat polaryzacji fal i kierunku z którego przybyły. Ponadto przyrząd posiada parę trójosiowych cewek magnetycznych pokrywających zakres częstotliwości 1 Hz - 12.6 kHz. Dostarczają one pomiarów ogólnych cech widmowych, amplitud i zmian częstotliwości w czasie przejścia badanych fal. Użycie tych dwóch zestawów odbiorników jednocześnie umożliwia także równoczesne pomiary pól elektrycznych i magnetycznych. Przyrząd jest ponadto wyposażony w sondę Langmuira umożliwiającą rejestrowanie gęstości i temperatur elektronów.

[Scorus]

MIMI
System do obrazowania magnetosfery MIMI ma masę 21.568 kg. Pobór mocy wynosi 14 W. Został zaprojektowany w celach: pomiarów składu, stanu naładowania elektrycznego, i rozkładu energii energetycznych jonów i elektronów; detekcji szybkich cząstek neutralnych; oraz zobrazowania magnetosfery Saturna. Do najważniejszych naukowych zadań tych badań należą: określenie globalnej konfiguracji i dynamiki gorącej plazmy w magnetosferze; badania magnetosfery i jonosfery obejmujące zdalne wykrywanie zórz polarnych oraz pomiary energetycznych jonów i elektronów; badania zasilania plazmy energią i procesów cyrkulacji plazmy w ogonie magnetosfery; określenie poprzez obrazowanie i badania składu plazmy oddziaływań pomiędzy magnetosferą i satelitami Saturna; badania globalnej struktury i czasowej zmienności atmosfery Tytana; monitorowanie strat i składu cząstek traconych przez atmosferę Tytana na skutek jonizacji; badania oddziaływań Tytana z magnetosferą Saturna i okresowo wiatrem słonecznym; określenie znaczenia egzosfery Tytana w powstawaniu torusa neutralnego wodoru w zewnętrznej części magnetosfery Saturna; badania absorpcji energetycznych jonów przez pierścienie i lodowe satelity Saturna; oraz badania egzosfery (szczątkowej atmosfery) Dione. MIMI to pierwsze zastosowane tego typu instrumentu w badaniach innych ciał Układu Słonecznego.

MIMI składa się z pojedynczego modułu elektroniki; systemu pomiarowego niskich energii (Low-Energy Magnetospheric Measurements System - LEMMS); spektrometru parametrów ładunek - energia - masa (Charge-Energy-Mass Spectrometer - CHEMS); oraz systemu obrazującego jony i cząstki neutralne (Ion and Neutral Camera - INCA).

Moduł elektroniki zawiera procesor danych (Data Processing Unit - DPU) oraz elektronikę przetwarzania danych dla wszystkich trzech komponentów.

Podsystem LEMMS bada kątowe rozmieszczenie nisko i wysokoenergetycznych protonów, jonów i elektronów. Głowica LEMMS jest ustawiona na ruchomej platformie, którą można obracać o 180 stopni. Główna oś platformy jest prostopadła do osi X stabilizacji pojazdu, więc pomiary są przeprowadzane po stronie przeciwnej od osi Z. Urządzenie posiada dwa oddzielne teleskopy z detektorami półprzewodnikowymi. Umożliwia analizy energetycznych elektronów i protonów (o energiach większych niż 15 keV) i ciężkich jonów (o energiach większych niż 1 MeV na nukleon) w funkcji energii, kąta z którego nadleciały i rodzaju cząstki.

Podsystem CHEMS mierzy stan naładowania i skład jonów we frakcji plazmy magnetosferycznej zawierającej cząstki o najwyższych energiach.

Urządzenie INCA wykona dwa typy pomiarów. Bada z bardzo durzą wrażliwością trójwymiarowe rozmieszczenie i szybkości magnetosferycznych i międzyplanetarnych jonów w obszarach magnetosfery gdzie energie jonów są bardzo niskie. Umożliwia też analizy neutralnych cząstek o niskich gęstościach i energii powyżej 100 eV. W pewnych zakresach energii może zmierzyć skład neutralnego gazu, wykrywając H, He, i grupę CNO. INCA otrzymuje także obrazy rozmieszczenia neutralnego promieniowania gorącej plazmy w magnetosferze. Jest to możliwe poprzez pomiar rozmieszczenia i szybkości neutralnych cząstek uderzających w piksele detektora.

[Scorus]

CAPS
Spektrometr plazmy CAPS ma masę 12.5 kg. Pobór mocy wynosi 14.5 W. Mierzy gęstość jonów w funkcji masy na ładunek oraz gęstość jonów i elektronów w funkcji energii na ładunek i kąta lotu w stosunku do przyrządu. Do głównych celów naukowych należą: zmierzenie składu zjonizowanych gazów pochodzących z jonosfer Saturna i Tytana; zlokalizowanie źródeł i miejsc utraty plazmy jonosferycznej; badania oddziaływań pomiędzy magnetosferą a jonosferą; badania zjawisk towarzyszącym zorzom polarnym; określenie konfiguracji pola magnetycznego Saturna; badania obszaru występowania plamy w magnetosferze i lokalizacji jego wewnętrznych granic; badania oddziaływań magnetosfery Saturna z wiatrem słonecznym; badania oddziaływań plazmy z księżycami i pierścieniami oraz określenie momentu kątowego plazmy jonosferycznej; określenie dynamiki ogona magnetosfery; scharakteryzowanie sposobu przenikania plazmy do pierścieni; określenie wpływu oddziaływań pomiędzy plazmą i pierścieniami na dynamikę i tępo erozji cząstek budujących pierścienie; badania oddziaływań pomiędzy magnetosferą a górną atmosferą i jonosferą Tytana; oraz scharakteryzowanie oddziaływań plazmy z lodowymi księżycami.

CAPS jest najbardziej skomplikowanym przyrządem służącym do analizy plazmy jaki kiedykolwiek zbudowano na potrzeby badań kosmicznych. W jego skład wchodzą: spektrometr masowy jonów (Ion Mass Spectrometer - IMS); spektrometr wiązki jonów (Ion Beam Spectrometer - IBS); spektrometr elektronów (Electron Spectrometer - ELS); procesor danych (Data Processing Unit - DPU); system zasilający (High-Voltage Power Supply); oraz siłownik (Actuator - ACT).

Pierwszy z zasadniczych komponentów CAPS - spektrometr jonów IMS dostarczy pomiarów identyfikujących rodzaje dodatnio naładowanych jonów atomowych i molekularnych w funkcji masy na ładunek. W skład urządzenia wchodzą: osłona otworu wejściowego z urządzeniem uruchamiającym; analizator toroidalny; folia węglowa; spektrometr czasu lotu cząstki; płyta z mikrokanałami; wzmacniacz i dyskryminatory; cyfrowy konwerter czasu; moduł analiz spektralnych; oraz przetwornice wysokiego napięcia. Osłona otworu wejściowego ochraniała instrument podczas montażu, startu i wczesnego lotu. Jest ona pasem elastycznego materiału. Otwarcie instrumentu nastąpiło poprzez zwinięcie materiału do pojemnika poprzez sprężynę systemu uruchamiającego (Wax Thermal Actuator - WTA). Możliwe jest także odwinięcie materiału i wyłączenie urządzenia na rozkaz z Ziemi. Toroidalne urządzenie analizujące składa się z hamującego kolimatora umieszczonego na toroidalnym "cylindrze" sensora elektrostatycznego. Geometria kolimatora określa wąskie, pierścieniowe pole widzenia IMS o wielkości 12 x 160 stopni. Jest ono podzielone na 8 kątowych "pikseli" o szerokości od 12 do 20 stopni. Zamienialny potencjał elektryczny pomiędzy wewnętrznymi i zewnętrznymi przewodnikami sensora elektrostatycznego pozwala na wybranie energii jonów które mają być analizowane. Spektra energii są wykonywane poprzez zmienianie potencjału w zakresie 64 wartości.

W łuku wzdłuż wyjścia urządzenia toroidalnego umieszczono 8 cienkich kawałków folii węglowej tworzącej elektrodę. Stanowią one wejście do spektrometru czasu lotu. Potencjał 15 kV na foliach przyspiesza jony wychodzące z analizatora toroidalnego i wchodzących do spektrometru czasu lotu. Jony molekularne przechodzące przez folię są w większości rozbijane na atomy lub mniejsze cząsteczki. Produkty te oraz jony atomowe wychodzą z folii zwykle jako cząstki neutralne wyrzucając do spektrometru czasu lotu wtórne elektrony.

Spektrometr czasu lotu jest cylindryczną przestrzenią ograniczona przez pierścienie linearnego pola elektrycznego (Linear Electric Field - LEF). Cząstki wychodzące z folii są przyspieszane w tym polu proporcjonalnie do odległości od osi symetrii LEF. LEF jest generowane przez stos 30 jednakowych pierścieni aluminiowych wzdłuż których sieć oporników wytwarza potencjał elektryczny. LEF skupia dodatnio naładowane cząstki o energiach do ok. 15 KeV niezależnie od energii i kąta wyjścia z elektrody węglowej. Początek wykrywania wtórnych elektronów z folii pozwala na wyznaczenie czasu przelotu cząstek przez urządzenie i kąta lotu stosunku do otworu IMS.

Dwie płyty z mikrokanałami (Microchannel Plates - MCPs) - LEF MCP i ST MCP składają się z trzech kołowych szklanych powierzchni z ogromną liczba kanalików w ich grubościach. Elektrony, jony i cząstki neutralne uderzające w płyty powodują powstawanie kaskad wtórnych elektronów spływających wzdłuż ścian kanalików. 9 anod po LEF MCP i 1 anoda pod ST MCP zbierają te elektrony i wysyłają informacje o tym do wzmacniaczy.

Dwa stalowe dyskryminatory przyjmują sygnały wzmacniaczy i wysyłają cyfrowe impulsy do konwertera cyfrowego czasu. Cyfrowy konwerter czasu (Time-to-Digital Converter - TDC) mierzy czas pomiędzy początkami i końcami sygnałów ze wzmacniaczy i dyskryminatorów. TCD kieruje informacje o długości tego odstępu do modułu analiz spektralnych (Spectrum Analyzer Module - SAM). Moduł ten pośredniczy w wymianie danych pomiędzy TDC a procesorem danych DPU. Przetwornice napięcia dostarczają energię do analizatora toroidalnego, pierścieni LEF, oraz do płyty LEF MCP.

Drugim zasadniczym elementem CAPS jest spektrometr IBS mierzący gęstość dodatnio naładowanych jonów wszystkich rodzajów w funkcji stosunku masa/ładunek. Składa się on z: półsferycznego analizatora elektrostatycznego; kanału powielacza elektronów; wzmacniaczy i dyskryminatorów; oraz  przetwornic wysokiego napięcia.

Analizator elektrostatyczny składa się z dwóch przewodzących półkul o różnych promieniach umieszczonych jedna w drugiej tak, że występuje pomiędzy nimi mała szpara. Pole elektryczne w szparze może być regulowane, aby wybrać do analizy jony o określonym stosunku masa/ładunek i kierunku kątowym. Spektrogramy energii są uzyskiwane poprzez zmienianie potencjału małymi krokami. Urządzenie posiada trzy otwory wejściowe o polach widzenia 1.5 x 150 stopni. Cząstki są skupiane na powielaczu elektronów 180 stopni od każdego otworu. Jony dochodzące do powielaczy elektronów (Channel Electron Multipliers - CEMs) zderzają się z ich ściankami powodując powstanie wtórnych elektronów. Elektrony spadają w dół kanału zderzając się ze ścianami i powodując emisję coraz wietrzej liczby kolejnych elektronów. W ten sposób jon powoduje powstanie pulsu ok. 180 wtórnych elektronów zbieranych przez anodę u wyjścia CEM. Wzmacniacze i dyskryminatory wzmacniają pulsy elektronów zbieranych przez anody CEM i wysyłają dane do interfejsu IBS DPU. Przetwornice nacięcia wysyłają prąd do analizatora elektrostatycznego i CEMs.

Trzeci podzespół CAPS - spektrometr elektronów ELS mierzy gęstość elektronów w funkcji energii na ładunek. W jego skład wchodzą: sferyczne urządzenie analizujące; płyta z mikrokanałami; wzmacniacze i dyskryminatory; moduł zarządzania sensorem; oraz przetwornice wysokiego napięcia. Urządzenie analizujące składa się z kolimatora umieszczonego na sferycznym "cylindrze" analizatora elektrostatycznego. Pole widzenia wynosi 5 x 160 stopni i jest podzielone na 8 "pikseli" o szerokości 20 stopni. Spektra energii są uzyskiwane poprzez zmienianie małymi krokami napięcia pomiędzy wewnętrznym a zewnętrznym przewodnikiem w zakresie 96 wartości. Pozwala to na mierzenie w danej chwili cząstek o określonej energii na ładunek i kącie lotu w stosunku do instrumentu. Wzmóż wyjścia analizatora rozmieszczono w  180-stopniowym łuku płyty z mikrokanałami (Microchannel Plates - MCPs). Elektrony uderzające w płyty są mnożone i zbierane przez anody. Sygnały z anod są wzmacniane przez wzmacniacze i dyskryminatory i wysyłane do modułu zarządzania ELS. Moduł zarządzania (Sensor Management Unit - SMU) kontroluje poziom napięcia dostarczanego przez przetwornice w systemie zgodzenie z poleceniami z procesora DPU i wysyła do niego zliczenia elektronów.

Procesor CAPS - DPU składa się z: interfejsów sprawdzania danych z urządzeń uruchamiających; przetwornika analogowo - cyfrowego; sterowników urządzenia uruchamiającego WTA; pamięci PCU; jednostki sprzęgającej z magistralą statku kosmicznego; przetwornic niskiego napięcia; głównych i pomocniczych grzejników; oraz radiatora. Dzięki interfejsom sprowadzania danych DPU wykonuje kilka funkcji: gromadzi zliczenia jonów IBS; zbiera dane ELS i INS z SMU, TDC i SAM; bezpośrednio kontroluje IMS i pulsatory służące do przesyłania danych w IBS. Dodatkowo DPU kontroluje siłownik CAPS. Napięcie i temperatura w sześciu podzespołach CAPS są kontrolowane przez przetworniki analogowo - cyfrowe. Sterowniki urządzenia WTA kontrolują mechanizmy rozwijania pokrycia IMS. DPU używa dwóch prawie identycznych tablic CPU zawierających pamięci RAM i ROM oraz mikroprocesory. CAPS komunikuje się z podsystemem rozkazów i danych sondy za pomocą jednostki sprzęgającej z magistralą (Bus Interface Unit – BIU). Grzejniki uzupełniające (kontrolowane przez CAPS) i główne (kontrolowane przez statek) są umieszczone na wewnętrznej, największej ścianie DPU. Powierzchnie radiatora są ustawione na tylnej płycie CAPS.

Piątym elementem CAPS jest jednostka zasilająca wysokiego napięcia. Składa się z dwóch zasilaczy - HVU1 i HVU2 przymocowanych do największej ściany DPU. Ostatnim zasadniczym elementem CAPS jest siłownik ACT. Obraca on instrument przez 184 stopnie.

[Scorus]

RADAR
System radarowy ma masę 41.43 kg. Pobiera 108.4 W mocy. Został umieszczony w górnej części pojazdu, pod anteną główną. Urządzenie zostało zbudowane z myślą o zobrazowaniu powierzchni Tytana. Umożliwia także poznanie przewodnictwa elektrycznego powierzchni i jej faktury. Obrazy dostarczone przez Voyagera 1 pokazały, że chóry w atmosferze są tak gęste, że nie da się przez nie zobaczyć powierzchni. Aby ją zbadać należy zastosować technikę radarową, podobną do użytej w przypadku Wenus podczas misji Pionner Venus 1, Wenera 15 i 16 oraz Magellan. Za pomocą radaru są także prowadzone obserwacje pierścieni i lodowych księżyców (właściwości elektrycznych i mechanicznych powierzchni) za każdym razem, gdy warunki na to pozwolą.

System może pracować jako jeden z 3 układów pomiarowych: radar z synteza apretury (Synthetic Aperture Radar Imager - SAR; pasmo Ku -13.78 GHz, rozdzielczość 0.35 - 1.7 km); wysokościomierz (Altimeter; pasmo Ku - 13.78 GHz; rozdzielczość pozioma 24 - 27 km, rozdzielczość pionowa 90 - 150 m); oraz radiometr (Radiometer; pasywne pasmo Ku 13.78 GHz; rozdzielczość 7 - 310 km).

Podczas badań Tytana są wykonane cztery typy obserwacji: obrazowanie, altymetria, rejestrowanie rozproszenia wiązki powracającej i radiometria. W trybie obrazowania instrument wysyła pulsy promieniowania mikrofalowego w kierunku powierzchni i rejestruje ich echa. Te pomiary, przekształcone na odległości od powierzchni umożliwią opracowanie obrazów powierzchni. Podczas pomiarów altymetrycznych także jest rejestrowane echo pulsów, ale podczas obróbki danych są uzyskiwane dokładne numeryczne informacje na temat wysokości utworów powierzchniowych. W trybie rejestracji rozproszenia wstecznego rejestrowana jest energia powracających pulsów. Umożliwia to poznanie rozpraszających cech powierzchni i wyprowadzenie informacji na temat składu powierzchni. W trybie radiometrii urządzenie biernie rejestruje energię emitowaną z powierzchni. Umożliwia to poznanie ciepła utajonego w atmosferze, które ma durzy wpływ na inne pomiary instrumentu. Podczas obrazowania, altymetrii i pomiarów rozpraszania RADAR emituje modulowany sygnał w paśmie Ku za mocą anteny wysokiego zysku. Ta sama antena jest także odbierała echa radiowe oraz promieniowanie w trybie radiometrii.

Do głównych komponentów systemu RADAR należą: radiowy podsystem elektroniczny (Radio Frequency Electronics Subsystem - RFES); podsystem cyfrowy (Digital Subsystem - DSS); oraz podsystem magazynowania energii (Energy Storage Subsystem - ESS).

Pierwszy z komponentów instrumentu RADAR - RFES ma trzy zasadnicze funkcje, są to: transmisja sygnałów modulowanych i niezmienionych o wysokiej mocy; detekcja sygnałów odbitych i promieniowania w trybie radiometrii; oraz emisja sygnałów kalibracyjnych. Składa się z: generatora częstotliwości; cyfrowego generatora pulsów; konwertera i wzmacniacza pulsów; wzmacniacza dużej mocy; elektroniki; modułu odbiornika mikrofal; oraz zasilacza. Generator częstotliwości (Frequency Generator - FG) zawiera ultrastabliny oscylator, który jest systemowym źródłem czasu dla systemu RADAR. Cyfrowy generator pulsów (Digital Chirp Generator - DCG) wytwarza modulowane pulsy małej mocy w częstotliwości podstawowej. Zarówno szerokości pasm  jak i impulsów mogą być zmieniane zgodnie z rozkazami z podsystemu cyfrowego. Wzmacniacz i konwerter (Chirp up-Converter and Amplifier - CUCA) przekształca impuls z pasma podstawowego na pasmo Ku i podaje go do wzmacniacza dużej mocy (High-Power Amplifier - HPA). On znaczenie wzmacnia puls. System elektroniki (Front-end Electronics - FEE) wysyła puls i odbiera echa, mikrofale w trybie radiometrycznym oraz sygnały kalibracyjne. Odbiornik mikrofal (Microwave Receiver - MR) odbiera słabe echa w paśmie Ku i przekształca je na pasmo podstawowe. Zasilacz konwertuje napięcie ok. 30 V na wymagane przez system REFS.

Podsystem cyfrowy systemu RADAR - DDS składa się z: jednostki sprzęgającej z magistralą; jednostki komputerowej; jednostki kontroli i synchronizacji; oraz zasilacza. Jednostka sprzęgająca z magistralą (Bus Interface Unit - BUI) jest interfejsem pomiędzy systemem a CDS. Jednostka komputerowa otrzymuje rozkazy i oprogramowanie od CDS oraz wysyła dane do CDS za pośrednictwem BIU. Jednostka kontroli i synchronizacji (Control and Timing Unit - CTU) kontroluje konfigurację sprzętu i synchronizację sygnałów kontrolnych. Zasilacz konwertuje napięcie 30 V na wymagane przez system.

Ostatni składnik RADAR - podsystem gromadzenia energii ESS przekształca napięcie 30 V dostarczane przez podsystem zasilania sondy Cassini na wyższe napięcie, kieruje je do kondensatora i wzmacniacza dużej mocy REFS.

[Scorus]

MAG
Magnetometr charakteryzuje się masą 3 kg i poborem mocy 3.1 W. Służy do: badania trójwymiarowej konfiguracji i dynamiki magnetosfery Saturna; badania stanu magnetycznego Tytana i jego atmosfery; wyprowadzenia empirycznego modelu środowiska elektromagnetycznego Tytana; zbadania oddziaływań Tytana z magnetosferą i wiatrem słonecznym; badań oddziaływań pierścieni i pyłu ze środowiskiem elektromagnetycznym; badania struktury ogona magnetosfery i zachodzących w nim procesów dynamicznych; oraz badań oddziaływań magnetosfery z lodowymi księżycami. Ponadto instrument wykonał szerokie pomiary międzyplanetarnego pola magnetycznego oraz oddziaływań wiatru słonecznego z Wenus i Ziemią.

System składa się z dwóch magnetometrów: wektorowego/skalarnego magnetometru helowego (Vector/Scalar Helium Magnetometer - V/SHM), oraz magnetometru transduktorowego (Fluxgate Magnetometer - FGM). W skład systemu wchodzo także procesor danych, trzy zasilacze, oraz elektronika wraz z oprogramowaniem operacyjnym.

Magnetometr V/SHM jest używany do wykonywania pomiarów wektorów (wielkości i kierunku) oraz skalarów (tylko wielkości) pola magnetycznego. Został dostarczony przez JPL. Magnetometr FGM jest używany do pomiarów wektorów pola. Został dostarczony przez Imperial College z Londynu. Instrument zainstalowano na 11 metrowym wysięgniku. FGM znajduje się w połowie wysięgnika, a V/SHM na jego końcu.

[Scorus]

VIMS
Spektroskop podczerwieni VIMS ma masę 37.14 kg. Charakteryzuje się poborem mocy 21.83 W. Jest parą spektrometrów z siatkami dyfrakcyjnymi, które mierzą promieniowanie w zakresie 0.35 - 5.1 mikrometra odbite i wyemitowane z pierścieni, atmosfer i powierzchni ciał w układzie Saturna celem poznania ich składu, struktury i temperatury. Do głównych zadań naukowych instrumentu należą: zmapowanie czasowych zmienności wirów, wiatrów i innych zmiennych cech atmosfer Saturna i Tytana; zbadanie składu i rozmieszczenia chmur na Saturnie i Tytanie; określenie składu i rozmieszczenia różnych materiałów na powierzchniach lodowych satelitów; określenie temperatury, struktury i rotacji wewnętrznej atmosfery Saturna; badania struktury i składu pierścieni Saturna; poszukiwania błyskawic na Saturnie i Tytanie oraz przejawów wulkanizmu na Tytanie; oraz obserwacje powierzchni Tytana.

Instrument ma wymiary ok. 78 x 76 x 55 cm. Składa się z części optycznej i głównego modułu elektroniki. W skład systemu optycznego wchodzą dwa kanały - optyczny i podczerwony oraz ich elektronika.

Kanał podczerwieni (VIMS-IR) składa się z teleskopu Cassegraina, konwencjonalnej siatki dyfrakcyjnej, oraz 256-liniowej powierzchni detektora umieszczonej w płaszczyźnie ogniskowej.  Jest ona schłodzona za pomocą radiatora. Pracuje w zakresie 0.85 - 5.1 µm. Pomiary są wykonywane w 256 pasmach. Jego pole widzenia podczas pojedynczego pomiaru wynosi 32 x 32 mrad, co odpowiada 1 pikselowi. Dwuwymiarowy obraz powstaje poprzez skanowanie za pomocą zwierciadła, które można obracać w dwóch osiach.

Kanał optyczny (VIMS-V) składa się z teleskopu Shafera, siatki dyfrakcyjnej, oraz detektora CCD umieszczonego w ognikowej i schłodzonego za pomocą radiatora. Jego zakres spektralny wynosi 0.35 - 1.07 um. Pomiary są wykonywane z 96 pasmach. Pole widzenia podczas pojedynczego pomiaru wynosi 32 x 32 mrad, co odpowiada całej linii pikseli. Dwuwymiarowy obraz powstaje podczas skanowania za pomocą zwierciadła, które można obracać w jednej osi. Elektronika kanału widzialnego (Visible Channel Eelectronics - VCE) przetwarza wstępnie dane kanału przed ich wysłaniem do elektroniki głównej.

Główny moduł elektroniki (Main Electronics - ME) synchronizuje mechanizmy skanujące zwierciadeł i kontroluje zbieranie danych.

Instrument jest chroniony przed zanieczyszczeniami (głównie po starcie) przez okresowe podgrzewanie przez grzejniki.

[Scorus]

UVIS
Spektrograf ultrafioletu UVIS ma masę14.46 kg. Moc wynosi 11.83 W. Jest systemem sensorów, które rejestrują promieniowanie ultrafioletowe odbite lub wyemitowane z atmosfer, pierścieni i powierzchni ciał w układzie Saturna w zakresie 55.8 - 190 nm. Umożliwia to poznanie ich składu, zawartości aerozoli w atmosferach, i temperatury. Instrument może obserwować także zaćmienia Słońca i gwiazd przez pierścienie i atmosfery, w celu zbadania struktury pierścieni i określenia stężenia wodoru i deuteru w atmosferach Saturna i Tytana. Do naukowych celów instrumentu należą: zmapowanie poziomego i pionowego składu atmosfer Saturna i Tytana; określenie reakcji chemicznych zachodzących w atmosferach tych ciał; zbadanie rozkładu i właściwości aerozoli w atmosferach; zbadanie cech i natury cyrkulacji w atmosferach; zmapowanie rozkładu jonów i gazów neutralnych w magnetosferze Saturna; badania radialnej struktury pierścieni z zastosowaniem zakryć gwiazd; oraz badania powierzchni i szczątkowych atmosfer księżyców lodowych.

Wymiary instrumentu wynoszą ok. 48 x 30 x 23 cm. System zawiera kanał dalekiego ultrafioletu (Far Ultraviolet Spectrograph - FUV) i skrajnego ultrafioletu (Extreme Ultraviolet Spectrograph – EUV). Każdy z nich posiada oddzielny teleskop zwierciadlany, spektrometr, i system obrazowania. Ponadto VIS zawiera szybki kanał fotometryczny (High Speed Photometer - HSP), komórkę absorpcyjną wodoru i deuteru (Hydrogen-Deuterium Absorption Cell - HDAC), oraz elektronikę wraz z układem kontroli.

Kanał EUV służy do obrazowania oraz badań spektroskopowych struktury i składu atmosfer. Jego zakres widmowy wynosi 110 - 190 nm, a pole widzenia 0.75, 1.5, 6 x 64 mrad. Składa się z teleskopu o zmiennej pozycji względem trzech szczelin, spektrografu z detektorem w postaci płyty z mikrokanałami CODACON i elektroniki pomiarowej. Układ optyczny charakteryzuje się długościami ogniskowych 100 mm, oraz 22 mm - 30 mm. Promieniowanie z optyki jest kierowane do jednego z trzech szczelin spektroskopu ustawionych w płaszczyźnie ogniskowej. Są one zoptymalizowane dla różnych długości fali. Spektrograf używa dyfrakcyjnej siatki toroidalnej umieszczonej na detektorze obrazującym w postaci płyty z mikrokanałami w celu uzyskania zarówno wysokiej rozdzielczości przestrzennej w poprzek jak i wzdłuż szczeliny. Elektronika detektora zawiera zasilacze wysokiego i niskiego napięcia, wzmacniacz ładunku i obwód logiczny.

Kanał FUV służy do obrazowania oraz badań spektroskopowych struktury i składu atmosfer. Jest on identyczny do kanału EUV z wyjątkiem gęstości siatki dyfrakcyjnej, warstw optycznych i szczegółów budowy detektora. Elektronika także jest podobna. Zakres widmowy wynosi 55.8 - 118 nm, a pole widzenia (1, 2, 6) x 64 mrad.

Kanał HSP wykonuje pomiary gwiazd podczas ich zakrycia. Prowadzą one do poznania struktury i gęstości materiału w pierścieniach. Urządzenie HSP znajduje się w osobnym module i wykonuje pomiary fotometryczne rozproszonego światła za pomocą zwierciadła parabolicznego i detektora z fotopowielaczem. Jego zakres widmowy wynosi 115 - 185 nm, pole widzenia 6 x 6 mrad, a rozdzielczość czasowa pomiarów 2 ms.

Kanał HDAC zmierzy zawartość wodoru w różnych ciałach systemu Saturna dzięki zastosowaniu komórek wypełnionych wodorem, tlenem i deuterem oraz powielacza elektronów (Channel Electron Multiplier - CEM). CEM rejestruje fotony nie wchłonięte w komórkach. Pracuje on przy długości fali 121.5 nm. Jego koliste pole widzenia ma średnicę 55.8 mrad. Komórki z wodorem i deuterem są wypełnione czystymi, molekularnymi postaciami tych gazów. Znajdują się pomiędzy ogniskiem soczewki a detektorem. Ich obudowa składa się ze stali nierdzewnej pokrytej teflonem. Posiada okno wejściowe z MgF2.

Główna elektronika i podsystem kontroli UVIS zawiera elementy wejścia – wyjścia, rejestratory danych naukowych, oraz procesory kontrolujące działanie instrumentu.

[Scorus]

INMS
Instrument INMS ma masę 9.25 kg, i charakteryzuje się poborem mocy 27.70 W. Służy do pomiarów składu, energii i kierunku ruchu zjonizowanych i neutralnych gazów w magnetosferze Saturna oraz w górnej atmosferze Tytana. Do jego celów naukowych należą: zbadanie składu jonów i gazu neutralnego oraz struktury górnej atmosfery Tytana; badania chemii atmosfery Tytana; badania oddziaływań pomiędzy wyższą atmosferą Tytana a wiatrem słonecznym i magnetosferą; oraz badania jonów i gazów neutralnych podczas przejść przez płaszczyznę pierścieni i przelotów koło lodowych satelitów.

W skład instrumentu wchodzą: główne źródło jonizacji, otwarte źródło jonizacji; detektor kwadrupolowy  i system soczewek; oraz urządzenie analizujące masy. Otwarte źródło jonów produkuje jony poprzez jonizację neutralnych gazów. Zawiera pułapkę jonową/deflektor, która chwyta jony. Otwarte źródło jonów także produkuje jony przez jonizację gazów neutralnych, ale dostarcza bardziej dokładnych pomiarów gazów neutralnych. Jony są kierowane do urządzenia analizującego przez deflektor. Analizator masy składa się z czterech uziemionych, ukształtowanych hiperbolicznie prętów. Zakres masowy instrumentu wynosi 1 - 99 u.

[Scorus]

CDA
Analizator pyłu CDA charakteryzuje się masą 16.36 kg i poborem mocy 11.38 W. Został zaprojektowany w celu bezpośrednich badań pyłu w układzie Saturna. Bada fizyczne, chemiczne i dynamiczne właściwości pyłu oraz ich oddziaływania z pierścieniami, lodowymi satelitami i magnetosferą planety. Do jego naukowych celów należą: rozciągnięcie badań pyłu międzyplanetarnego do orbity Saturna; zdefiniowanie rozmieszczenia (orbit, wielkości i składu) pyłu i mikrometeoroidów w pobliżu pierścieni; zbadanie rozkładu wielkości pyłu w pobliżu i wewnątrz znanych zewnętrznych pierścieniach; zbadanie składu chemicznego pyłu w pierścieniach; badania procesów degradacji pyłu i procesów elektromagnetycznych odpowiedzialnych za obserwowaną konfigurację pierścienia E; poszukiwania rozproszonych pierścieni poza pierścieniem E; badania oddziaływań Tytana ze środowiskiem pyłowym; badania składu powierzchni satelitów lodowych poprzez analizy wyrzuconych z nich cząstek pyłu; oraz określenie roli lodowych księżyców w produkcji cząstek pierścieni.

Instrument składa się z urządzenia analizującego pył, elektroniki głównej, mechanizmu obrotowego, i detektora wysokiego tempa.

Analizator pyłu (Dust Analyzer - DA) składa się z: czterech krat pod wysokim napięciem, półsferycznego celu w który uderzają ziarna pyłu, kolektora jonów, powielacza elektronów, oraz elektroniki sensora. Kraty umieszczone u wejściu sensora zbierają uderzające cząstki. Cel jest podzielony na dwie części: pierścieniowy cel jonizacji i cel dla urządzenia analizującego skład chemiczny. Ten ostatni posiada kratę pod wysokim napięciem ustawioną z przodu. Kolektor jonów posiada kratę zbierającą dodatnie jony powstające podczas uderzeń cząstek pyłu o cel. Powielacz elektronów jest umieszczony wewnątrz celu. Wzmacnia on sygnału powstające podczas przechodzenia jonów przez kraty kolektora jonów.  Sygnał powielacza różni się w zależności od pochodzenia jonów (plazmy powstającej  podczas uderzeń pyłu w instrument, cel jonizacji lub cel analizatora chemicznego). Elektronika sensora znajduje się u dołu instrumentu. Miedzy innymi zawiera wzmacniacze wrażliwe na ładunek (Charge-Sensitive Amplifiers - CSAs) mierzące sygnały ze wszystkich krat w CDA.

Elektronika główna zawiera tymczasowe rejestratory danych, jednostki kontroli i synchronizacji, jednostkę mikroprocesorową, jednostkę sprzęgająca z magistralą, oraz przetwornice niskiego napięcia.

Mechanizm obrotowy (Articulation Mechanism - AM) umożliwia obroty instrumentu względem współrzędnych stabilizacji statku kosmicznego. Sensory wysokiego tempa (High-Rate Detectors - HRDs) posiadają oddzielną elektronikę i mogą pracować w dwóch trybach. W pierwszym zbierają dane na temat cząstek pyłu, a w drugim wykonują cykl kalibracyjny. W trybie kalibracyjnym kalibrator (In-Flight Calibrator - IFC) wysyła wtedy do sensorów serie impulsów, które umożliwiają sprawdzenie stabilności elektroniki odbierającej informacje z sensorów.

[Scorus]

RSS
Eksperyment radiowy sondy Cassini ma na celu: badania wysokich warstw neutralnych atmosfer Saturna i Tytana wykorzystując techniki zakrycia aby zmierzyć ciśnienie, temperaturę, masy cząsteczkowe i turbulencje; badania jonosfery Saturna oraz Tytana i jej oddziaływań z magnetosferą poprzez zastosowanie technik zakrycia umożliwiających pomiary gęstości elektronów i cech plazmy; określenie kształtów i wielkości księżyców Saturna; poszukiwania magnetosfer i jonosfer księżyców oraz badania ich ewentualnych oddziaływań z magnetosferą Saturna; określenie struktury pola grawitacyjnego Saturna poprzez śledzenie przesunięć dopplerowskich w sygnale sondy; określenie mas, momentów grawitacyjnych i dokładniejszych orbit dużych księżyców; badania turbulencji, wahań gęstości elektronów i wiatrów w jonosferach Saturna i Tytana; badania promieniowania mikrofalowego z atmosfery i pasów radiacyjnych Saturna; badania radialnej struktury oraz wielkości i  rozmieszczenia cząstek w pierścieniach Saturna; oraz poszukiwania fal grawitacyjnych poprzez rejestrowanie drobnych przesunięć dopplerowskich w sygnale podczas lotu międzyplanetarnego.

W eksperymencie są wykorzystane systemy komunikacyjne pasma X, pasam S w łączu sonda - Ziemia oraz pasam Ka w łączu sonda - Ziemia i Ziemia - sonda. Użycie trzech częstotliwości pozwoli na bardzo dokładne poznanie struktur atmosfer i pierścieni. Sygnały sondy są porównane z sygnałami wysyłanymi przez ultrastabliny oscylator dołączony do układu komunikacyjnego. Cały system RSS ma masę 6.3 kg.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Sonda Cassini wystartowała dn. 15.10.1997r, godz. 08:43:00 UTC za pomocą rakiety Titan 4/Centaur. Miejscem startu był przylądek Canaveral. Z parkingowej orbity okołoziemskiej pojazd przeszedł na orbitę okołosłoneczną. Podobnie jak w przypadku sondy Galileo pojazdu nie skierowano bezpośrednio do celu. Wykorzystano wsparcie grawitacyjne mijanych planet - dwa razy Wenus, Ziemi oraz Jowisza. Sekwencja misji otrzymała nazwę VVEJGA (Venus-Venus-Earth-Jupiter Gravity Assist). Pierwotna orbita okołosłoneczna charakteryzowała się peryhelium 0.67 AU, aphelium 1.01 AU i nachyleniem w stosunku do płaszczyzny ekliptyki 1.24°.

Pierwszy przelot koło Wenus miał miejsce 26.04.1998r. Największe zbliżenie wyniosło 287 km. Po przelocie orbita charakteryzowała się peryhelium 0.73 AU, aphelium 1.58 AU i inklinacją 3.51°.

Drugi przelot koło Wenus nastąpił 24.06.1999r. Największe zbliżenie wyniosło 600 km. Po przelocie orbita charakteryzowała się peryhelium 0.72 AU, aphelium 2.60 AU i inklinacją 1.14°.

W czasie przelotów koło Wenus większość czułych instrumentów, w tym kamery były wyłączone i skierowane w przeciwną stronę, a by nie zaszkodziło im intensywne promieniowanie słoneczne i wysoka temperatura. Wykonano tylko kilka mocno ograniczonych obserwacji VIMS oraz serię zdjęć ISS/WAC. Działał jednak odbiornik fal radiowych RPWS. Za jego pomocą nie zarejestrowano fal radiowych o wysokiej częstotliwości (0.125 Mhz - 16 MHz) powstających podczas wyładowań atmosferycznych. Nie można jednak wykluczyć aktywności elektrycznej produkującej fale o niskich częstotliwościach, słabych wyładowań między chmurami oraz wyładować pomiędzy chmurami a jonosferą.

Dnia 18.08.1999r odbył się przelot koło Ziemi. Największe zbliżenie wyniosło 1171 km. Po przelocie orbita okołosłoneczna charakteryzowała się peryhelium 0.86 AU, aphelium 7.16 AU, i inklinacją 0.71°. Przelot wykorzystano do przetestowania urządzeń sondy. Wykonano zdjęcia Ziemi i Księżyca a także obserwacje VIMS. RPWS bez problemów wykrył sygnatury wyładowań atmosferycznych.

Następnie odbył się przelot koło Jowisza. Został on wykorzystany do dalszych testów aparatury. Przeprowadzono także wszechstronny program badaczy największej planety. Pierwsze obrazy planety uzyskano już na początku października 2000r. Do największego zbliżenia doszło 30.12.2000r o godz. 00:12 UTC. Sonda zbliżyła się do planety na minimalną odległość 9.7 mln km. Po przelocie orbita okołosłoneczna charakteryzowała się peryhelium 1.40 AU, aphelium 9.28 AU i inklinacją 0.70°.

Program badawczy Jowisza obejmował dużą serię obserwacji magnetosfery. Dodatkowych danych dostarczyła też sonda Galileo, teleskopy Hubblea i Chandra oraz radioteleskopy w Nowym Meksyku i Arizonie. Niezwykle cenna była możliwość dwupunktowych badań magnetosfery przez Galileo i Cassini. Podczas przelotu obserwowano także pierścienie i księżyce Jowisza. Seria zdjęć pierścieni uzyskana tym czasie nie ujawniła nowych szczegółów o strukturze pierścienia, jakkolwiek można było obserwować ruch księżyców Metis i Adrasteja uznawanych za źródła większości materii w pierścieniu. Zdjęcia Io pokazały zorze w jego strefie równikowej, odkryte już przez sondę Galileo. Jeszcze przed największym zbliżeniem, dn. 19.12.2003 sonda wykonała pierwsze rozciągłe zdjęcie najjaśniejszego z zewnętrznych księżyców – Himalii. W przypadku atmosfery Jowisza obrazowanie pozwoliło odrzucić ukształtowany po misjach Voyager 1 i 2 błędny pogląd, że gaz unosi się w jasnych strefach i odpada w ciemnych pasach. Odwrotną sytuację podejrzewano już od 1995 roku na podstawie zdjęć przesłanych przez orbiter Galileo ale obrazy przekazane przez sondę Cassini (ujawniające szczegóły zachmurzenia o rozmiarach do 58 km) były znacznie bardziej przekonywujące. W okolicach bieguna północnego zaobserwowano ciemny w ultrafiolecie utwór nazwany Wielką Ciemną Plamą. W okresie 6 miesięcy pojawił się on i zaniknął. Znajdował się w obszarze występowania najsilniejszych zórz polarnych. Najprawdopodobniej tworzyła go mgła pochłaniająca promieniowanie ultrafioletowe powstająca na skutek oddziaływać atmosfery z wysokoenergetycznymi cząstkami z magnetosfery. W sumie podczas przelotu uzyskano 26 000 zdjęć układu Jowisza.

Podczas lotu do Saturna, w listopadzie 2001r i w lutym 2002r próbowano zaobserwować fale grawitacyjne. Później przeprowadzono także dwie kolejne próby. Nie przyniosły jednak rezultatów. Pierwszy obraz Saturna Cassini uzyskał w dniu 21.10.2002r z odległości 285 mln km.

Po dotarciu do układu Saturna, jeszcze przed wejściem na orbitę sonda przeleciała koło Phoebe. Największe zbliżenie, na 2 068 km nastąpiło 11.06.2004r o godzinie 19:33 UTC. Ostatnia korekta orbity okołosłonecznej (TCM-21) została wykonana dn. 16.06.2004r.

Manewr wejścia na orbitę wokół Saturna został wykonany 1 lipca 2004r. Silnik główny został uruchomiony o godzinie 01:12 UTC. Manewr trwał 96 minut i zakończył się o 02:48 UTC. Zmiana szybkości wyniosła 626.17 m/s. Pierwotna orbita wokół Saturna charakteryzowała się perycentrum w odległości 20 300 km i apocentrum 9 037 181 km. Po wejściu na orbitę wokół Saturna rozpoczął się niezwykle udany program badawczy układu tej planety.

Chronologia przelotów koło księżyców i korekt orbity jest ładnie zestawiona na stronie Loty Kosmiczne:
http://astro.zeto.czest.pl/sondy/cass.htm