Huygens (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Huygens był lądownikiem misji Cassini. Był on pomyślany przede wszystkim jako próbnik atmosferyczny do bezpośrednich badań atmosfery Tytana. Badania powierzchni w programie naukowym odgrywały znacznie mniejszą rolę. Do głównych celów naukowych lądownika zaliczały się: bezpośrednie badania składu chemicznego atmosfery Tytana na różnych wysokościach; bezpośrednie zbadanie składu aerozoli występujących w atmosferze na dwóch wysokościach; określenie profilu zmian podstawowych parametrów fizycznych atmosfery; zebranie danych na temat bilansu cieplnego atmosfery; oraz określenie stanu fizycznego powierzchni i zmierzenie jej podstawowych parametrów. Dane z lądownika były bardzo istotne dla modeli opisujących fizykę atmosfery Tytana i jego klimat. Były też bardzo pomocne w kalibracji i interpretacji danych z instrumentów orbitera, głównie radaru i VIMS.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Próbnik Huygens miał masę 318 kg. Był połączony mechanicznie i elektrycznie z orbiterem za pomocą wyposażenia wspierającego (Probe Support Equipment - PSE) o całkowitej masie 30 kg. PSE pozostał przymocowany do orbitera po oddzieleniu próbnika. Sam próbnik składał się z tzw elementu wchodzącego w atmosferę (Entry Assembly - ENA) zawierającego właściwy lądownik, czyli moduł opadający (Descent Module - DM). ENA obejmował osłonę termiczną i osłonę górną,  mocowania łączące z orbiterem, oraz układy pozywające na odcięcie kabli i oddzielenie próbnika od orbitera. DM obejmował obudowę aluminiową oraz strukturę zawierającą wszystkie instrumenty i systemy lądownika, spadochrony i urządzenia kontrolujące tempo obrotów lądownika w trakcie opadania.

W skład wyposażenia wspierającego PSE na orbiterze wchodziły 4 jednostki elektroniki - awionika wspierająca próbnik (Probe Support Avionics - PSA) w dwóch egzemplarzach, odbiornik (Receiver Front End - RFE) i oscylator ultrastabilny odbiornika (Receiver Ultra Stable Oscillator - RUSO); system wyrzucający próbnik i nadający mu ruch obrotowy (Spin Eject Device - SED); oraz łącznik zawierający kable zasilania i wymiany danych pomiędzy próbnikiem a orbiterem.

[Scorus]

Osłona przednia próbnika (Front Shield Subsystem - FRSS), czyli osłona termiczna miała kształt określany jako stożkowo - sferyczny z kątem spadku 60 stopni. Jej masa wynosiła 79 kg a średnica - 2.7 m. Osłona pozwalała na zmniejszenie szybkości próbnika z 6 km/s podczas wejścia w atmosferę do szybkości odpowiadającej 1.5 Macha na wysokości około 160 km. Struktura osłony była wykonana z tworzywa sztucznego wzmocnionego włóknem węglowym (Carbon Fibre Reinforced Plastic - CFRP). Miała postać plastra miodu. Do niej za pomocą materiału adheyzujnego CAF/730 przyłączone były płytki ablatora. Zastosowano materiał ablacyjny AQ60. Był on złożony z masy włókien krzemowych wzmocnionej żywicą fenolową. Pozwalał na ochronę przed przepływem ciepła na poziomie 1 MW na metr kwadratowy. Nie było pewności jaki dokładnie ładunek cieplny zostanie wytworzony jeśli podczas przejścia przez atmosferę zachodzić będą reakcje chemiczne. Dlatego też projekt płytek ablacyjnych zapewniał duży margines bezpieczeństwa. Po wyhamowaniu osłona była odrzucana, a dalsze zmieszenie szybkości DM zapewniał tzw system kontroli opadania (Descent Control Subsystem - DCSS). Wejście w atmosferę z osłoną przednią ustawioną pod odpowiednim kątem gwarantowała stabilność lądownika zapewniona przez ruch obrotowy nadany w trakcie oddzielenia od orbitera.

[Scorus]

Osłona tylna (Back Cover Subsystem - BCSS) ochraniała DM podczas wejścia w atmosferę. Pozwalała też na rozhermetyzowanie próbnika po starcie oraz na utrzymywanie DM we właściwej temperaturze podczas lotu dzięki pokrywającej ją izolacji wielowarstwowej (Multi-layer Insulation - MLI). Nie musiała ona spełniać sztywnych wymogów aerotermicznych, więc została zbudowana jako prosta osłona aluminiowa o minimalnej masie (11.4 kg) chroniona przez zewnętrzną warstwę z prosialu (o masie 5 kg). Prostal składał się z drobnych kulek krzemowych. Był nanoszony poprzez napylanie. Osłona tylna zawierała drzwi pozwalające na dostęp do wnętrza próbnika w trakcie końcowej fazy montażu oraz na jego chłodzenie za pomocą zimnego powietrza w trakcie prac. Ponadto zawierała otwór przez który wypuszczany był pierwszy spadochron oraz mocowanie z osłoną przednią.

[Scorus]

System kontroli opadania DCSS pozwalał na zmniejszenie szybkości DM do poziomu pozwalającego na wykonanie zaplanowanych pomiarów naukowych. Pozwalał tez na utrzymywanie DM w orientacji umożliwiającej transmisję danych do orbitera oraz wykonywanie zdjęć za pomocą kamer wchodzących w skład instrumentu DISR. DCSS był aktywowany na wysokości około 160 km, przy szybkości .15 Macha. Aktywację rozmoczyła system rozkładania spadochronów (Parachute Deployment Device - PDD) wyrzucający spadochron pilotujący przez otwór w osłonie górnej. Spadochron pilotujący miał średnicę 2.59 m i był rozkładany w odległości 27 m od DM. Pozwalał na oddzielenie osłony górnej od reszty ENA. Oddzielenie osłony górnej powodowało następnie wyciągnięcie spadochronu głównego o średnicy 8.3 metra. Spadochron ten pozwalał na zmniejszenie szybkości dalszego opadania i ustabilizowanie ruchów próbnika. Pozwała on na zmniejszenie szybkości do poziomu w którym osłona przednia mogła być prawidłowo oddzielona (około 0.6 Macha). Spadochron ten był na tyle duży, że nie pozwoliłby na osiągnięcie powierzchni w wymaganym czasie 2.5 godzin. Czas ten był narzucony przez okres działania baterii lądownika. Dlatego też spadochron główny musiał zostać odrzucony po około 15 minutach. Na jego miejsce rozkładany był spadochron pilotujący o średnicy 3.03 metra. Wszystkie spadochrony były wykonane z tkaniny nylonowej i linek z klevaru. Spadochrony główny i stabilizujący znajdowały się w pojedynczym pojemniku na górnej platformie DM.

System spadochronów został dokładnie przetestowany. Testy spadochronów przy szybkościach naddźwiękowych prowadzono w tunelach aerodynamicznych. W celu zweryfikowania funkcjonowania systemu rozkładającego spadochrony wykonano zrzut  modelu Huygensa z dużej wysokości. Test ten odbył się w maju 1995r w Kiruna w Szwecji. Model został wyniesiony na wysokość 37.5 km przy pomocy balonu. Po odzieleniu modelu od gondoli wykonana została procedura rozkładania spadochronów i odrzucania osłon. Była ona dokumentowana przez czujniki i kamery. Spadochron stabilizacyjny był zbyt mały aby umożliwić miękkie lądowanie w atmosferze Ziemi. Dlatego też w trakcie testu zastosowano czwarty, większy spadochron. Test zakończył się pełnym sukcesem, udowadniając prawidłowe funkcjonowanie DCSS w naturalnych warunkach.

Mechaniczne i elektryczne połączenie z orbiterem, oddzielenie od orbitera oraz przejście z konfiguracji wejścia w atmosferę do konfiguracji opadania DM na spadochronach zapewniał system separacyjny (Separation Subsystem - SEPS). SEPS obejmował 3 mechanizmy łączące się z jednej strony z wewnętrzną struktura DM a z drugiej ze strukturą mocującą próbnik na orbiterze. Każdy mechanizm zawierał ładunek pirotechniczny pozwalający na oddzielenie próbnika, urządzenie przecinające mocowanie z osłoną tylną, oraz urządzenie przecinające mocowanie z osłoną przednią. Mechaniczne obdzielenie próbnika od orbitera umożliwiał system wyrzucający i nadający ruch obrotowy (Spin Eject Device - SED). W jego skład wchodziły 3 sprężyny ze stali nierdzewnej dostarczające siły wyrzucającej próbnik, trzy urządzenia przewodnie z dwoma rolkami poruszającymi się po śrubowym szlaku zapewniające kontrolowane wyrzucenie próbnika (nawet w przypadku degradacji powodującej duże tarcie), pierścień z włókna węglowego przyłączający próbnik do orbitera, oraz 3 złącza mocujące próbnik do odbiera. Dodatkowo SED zawierał mechanizm oddzielający kable (Umbilical Separation Mechanism). Odłączał on trzy 19-szpilowe wtyczki łączące elektrycznie orbiter i lądownik.

Struktura DM (Inner Structure Subsystem - ISTS) podbierała wszystkie systemy i instrumenty DM. Była w pełni zamknięta z wyjątkiem małego otworu w górnej części o powierzchni około 6 centymetrów kwadratowych. Pozwalał on na wyrównywanie ciśnienia. W skład ISTS wchodziła platforma instrumentów (Experiment Platform), platforma górna (Top Platform), stożek tylny  (After Cone), kopuła przednia (Fore Dome), oraz struktura drugorzędowa (Secondary Structure). Platforma instrumentów była wykonana z aluminium o strukturze plastra miodu. Jej grubość wyniosła 73 mm. Podbierała większość instrumentów oraz systemów lądownika. Platforma górna miała grubość 25 mm. Również była wykonana z aluminium o strukturze plastra miodu. Podpierała elementy DCSS oraz anteny lądownika. Stanowiła jego górną powierzchnię. Stożek tylny i kopuła przednia stanowiły zewnętrzną obudowę lądownika. Były wykonane z aluminium. Były połączone ze sobą za pomocą centralnego pierścienia. W jego obrębie 3 radialne tytanowe łączniki stanowiły interfejsy z SEPS. 3 pionowe łączniki łączyły platformę górna i dolną i pozwalały na przenoszenie naprężeń powstających podczas rozkładania spadochronów. 36 płaskich ostrzy na powierzchni kopuły przedniej pozwalały na uzyskanie właściwego tempa wirowania DM w trakcie opadania. Elementy struktury drugorzędowej pozwalały na przyłączenie do odpowiednich platform poszczególnych instrumentów i systemów.

System kontroli temperatury (Thermal Subsystem - THSS) pozwalał na utrzymywanie wszystkich instrumentów i podsystemów próbnika we właściwych temperaturach we wszystkich fazach misji. Częściowo izolował on próbnik od orbitera i dopuszczał tylko do niewielkich zmian temperatury wewnętrznej pomimo znacznych wahań przepływu ciepła z zewnątrz (od 3800 W/m^2 w pobliżu Wenus do 17 W/m^2 przed wejściem w atmosferę Tytana). Powierzchnie zewnętrzne osłony przedniej i tylnej były pokryte izolacją wielowarstwową MLI. Ogrzewanie zapewniało 35 radioizotopowych jednostek grzewczych (Radioisotope Heater Unit - RHU) o mocy około 1 W każdy. Były one rozmieszczone na platformie instrumentów oraz platformie górnej ISTS. Na przedniej powierzchni osłony górnej znajdował się fragment blachy nie pokrytej MLI, a pomalowanej jedynie białą farbą. Miał on powierzchnię 0.17 metra kwadratowego. Było to oko cieplne pozwalające na utratę ciepła z wnętrza próbnika na kontrolowanym poziomie (około 8 W w okresie od oddzielenia próbnika do wejścia w atmosferę). Dzięki temu charakterystyki cieplne próbnika znajdowały się w zakresie wydajności MLI. Po wejściu w atmosferę izolacja MLI bardzo szybko ulegała spaleniu lub oderwaniu. Dalsza ochrona przed temperaturą była zapewniana przez osłony górną i dolną pokryte odpowiednimi do tego celu materiałami (AQ60 i prosial). Podczas opadania temperatura wewnętrzna DM była utrzymywana na odpowiednim poziomie dzięki izolacji piankowej. Lekka izolacja Basotect pokrywała wewnętrzne powierzchnie obudowy DM oraz platformy górnej.

System zasilania (Electrical Power Subsystem - EPSS) składał się z zestawu 5 baterii oraz jednostki kontroli i dystrybucji mocy (Power Conditioning and Distribution Unit - PCDU). Baterie dostarczały zasilania od czasu odłączenia od orbitera. Były zaprojektowane do zasilania DM przez co najmniej 30 minut od osiągnięcia powierzchni Tytana. Każda bateria składała się z dwóch modułów. Każdy z modułów był zbudowany z 13 komórek LiSO2 (7.6 A/h). PCDU dostarczał regulowane zasilanie do wszystkich systemów i instrumentów poprzez szynę główną. Pozwalał na nieprzerwane działanie nawet z pojedynczą awarią na zewnątrz lub wewnątrz PCDU. Podczas lotu międzyplanetarnego próbnik był zasilany przez orbiter i PCDU izolował baterie. 5 obwodów łączyło system zasilania próbnika  z przełącznikami mocy orbitera (Solid State Power Switches - SSPSs). Interfejs ten pozwała na regulację napięcia pomiędzy wyjściem SSPS a wejściem regulatora rozładowywania baterii (Battery Discharge Regulator - BDR) wchodzącego w skład PCDU. BDR regulował napięcie z orbitera albo baterii do 28 V. Następnie zasilanie było porozprowadzane do poszczególnych systemów. Jednostka pirotechniczna (Pyro Unit - PYRO) była natomiast bezpośrednio podłączona do dwóch baterii. Składała się z dwóch redundancyjnych zestawów 13 linii aktywujących ładunki pirotechniczne.

W czasie lotu międzyplanetarnego EPSS był wyłączony przez większość czasu. Był aktywny tylko w okresach testów systemów lądownika. W ich trakcie orbiter dostarczał do lądownika 210W mocy. Przed odłączeniem próbnika wykonana została depasywacja baterii pozwalająca na uniknięcie strat energii wynikających z ich starzenia się w czasie lotu. Przed oddzieleniem i przygotowaniem zegara na próbniku zasilanie z orbitera zostało wyłączone. W czasie lotu do Tytana baterie zasilały tylko zegar na lądowniku. Pod koniec fazy lotu do Tytana zegar uruchamiał lądownik poprzez pełną aktywację EPPS. Automatycznie włączane było też zasilanie systemów pirotechnicznych. W czasie wejścia w atmosferę i lądowania EPPS dostarczał 300 W mocy (maksymalnie 400 W). W odpowiedniej kolejności uruchamiane były tez systemy pirotechniczne. Kontrolował je system komend i zażądania.

System wymiany danych (Probe Data Relay Subsystem - PDRS) obrabiał dane i pozwała na ich wysyłanie do orbitera. Na orbiterze dane odebrane z próbnika były przejmowane przez PSE a następnie wysyłane do systemu komend i zażądania danymi orbitera (Command And Data Handing Subsystem - CDS) poprzez jednostkę sprzęgającą z magistralą (Bus Interface Unit - BIU). PDRS był również odpowiedzialny za przesyłanie danych do lądownika podczas testów naziemnych i testów w trakcie lotu międzyplanetarnego. Elementy PDRS na próbniku obejmowały dwa redundancyjne nadajniki pasma S oraz dwie anteny transmisji danych (Probe Transmitting Antennas - PTAs) emitujące sygnał spolaryzowany kołowo. Na orbiterze składnikami PDRS były dwa odbiorniki (Receiver Front End - RFE) zawierające dwa niskoszumowe wzmacniacze i dipleksery, oraz dwie jednostki awioniki (Probe Support Avionics - PSA). Jako antena odbiorcza na orbiterze służyła antena wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA). Dodatkowo w systemie komunikacyjnym zastosowano oscylatory ultrastabilne. Były one częścią eksperymentu pomiarów dopplerowskich wiatrów (Doppler Wind Experiment - DWE). Emitowały sygnał odniesienia pozwalający na prawidłowe pomiary przesunięć dopplerowskich w sygnale z próbnika. Na próbniku znajdował się oscylator ultrastabilny nadajnika (Transmitter Ultra Stable Oscillator - TUSO), a na orbiterze - oscylator ultrastabilny odbiornika (Receiver Ultra Stable Oscillator - RUSO).

System komend i zarządzania danymi (Command and Data Management Subsystem - CDMS) automatycznie kontrolował działanie próbnika po oddzieleniu oraz zarządzał transferem danych z instrumentów i systemów do nadajników próbnika. Na orbiterze przesyłane dane były gromadzone nienależnie na dwóch rejestratorach jednoczęściowych (Solid State Recorders - SSRs) do późniejszej transmisji na Ziemie, po reorientacji orbitera do normalnej pozycji z antena HGA zwróconą na Ziemię. Podczas testów w czasie lotu międzyplanetarnego dane z próbnika były wysyłane na Ziemię na bieżąco (jeśli dostępna była łączność ze stacjami DSN). Misja lądownika była krótkotrwała, a po odłączeniu niemożliwa była z nim łączność. Dlatego też CDMS charakteryzował się wysoką redundancją. W jego skład wchodziły: dwie jednostki zażądania rozkazami i danymi (Command and Data Mangament Unit - CDMU), 3 niezależne jednostki zegara (Mission Timer Unit - MTU), 3 mechaniczne przełączniki będące rezerwą na wypadek utraty MTU, oraz 3 niezależne centralne sensory przyspieszenia (Central Acceleration Sensor Unit - CASU). W skład CASU wchodziła jednostka sensora przyspieszenia w kierunku radialnym (Radial Acceleration Sensor Unit - RASU) zawierająca dwa przyspieszeniomierze, oraz dwa wysokościomierze radarowe określające odległość do powierzchni (Radar Altimeter Proximity Sensors). Każdy z wysokościomierzy radarowych posiadał nienależną elektronikę, antenę nadawacza oraz antenę odbiorczą. Dwa systemu DCMU działały niezależnie od siebie tworząc dwa niezależne łańcuchy/kanały telemetryczne (łańcuch A i łańcuch B). Do wykonania misji potrzebny był tylko jeden łańcuch. Oba były prawie identyczne. Różnice między nimi były niewielkie, ułatwiały jednoczesne działanie. Dane w łańcuchu B były wysyłane z opóźnieniem 6 sekund w stosunku do łańcucha A. Zapobiegało to utracie danych w przypadku chwilowej utarty łączności, np. na skutek oscylacji próbnika pod spadochronem.

Oprogramowanie pracujące na próbniku w obrębie CDMS było określane jako oprogramowanie pokładowe próbnika (Probe Onboard Software - POSW), a oprogramowanie pracujące na orbiterze w obrębie PSA - jako oprogramowanie awioniki wspierającej próbnik (Support Avionics Software - SASW). Telemetria wysyłana dzięki POSW była odbierana przez SASW, a następnie przesyłana na Ziemię za pośrednictwem systemu CDS orbitera. Zapasowe jednostki próbki danych CDMU i PAS posiadały identyczne kopie oprogramowania POSW oraz SASW. Oprogramowanie było oparte na konfiguracji HOOD (Hierarchical Object-Oriented Design) i było kodowane w ADA za wyjątkiem niektórych modułów niskiego poziomu. Składało się z synchronicznych procesów kontrolowanych przez zegar 8 Hz. Procesy używały tablic danych na tyle na ile było to możliwe. Rekonfiguracje profilu misji lub sposobu działania instrumentów były możliwe wyłącznie poprzez zmiany tych tablic. Było to możliwe poprzez EEPROM. Oprogramowanie POSW komunikowało się z SASW na różnych drogach w zależności od fazy misji. W czasie lotu międzyplanetarnego komunikacja odbywała się poprzez złącze kablowe, pozwalające zarówno na przesyłanie poleceń jak i na odbieranie danych. Po odłączeniu komendy do lądownika nie mogły być przesyłane, a orbiter mógł jedynie odbierać od niego dane.

Zasada pracy oprogramowania zakładała, że rozpocznie ono wykonywanie nominalnej misji od czasu uruchomienia, bez sprawdzania konfiguracji sprzętu lub przyłączenia/odłączenia próbnika od orbitera. Dlatego też określone działania oprogramowania podczas testów naziemnych i w trakcie lotu międzyplanetarnego wymagały specjalnych procedur aktywowanych przez rozkazy dostarczane do oprogramowania. W celu osiągnięcia takiej autonomii modyfikacje POSW w trakcie lotu były automatycznie wprowadzane po włączeniu zasilania poprzez EEPROM. Po uruchomieniu POSW zatwierdzał strukturę CDMU EEPROM a następnie zatwierdzał łaty oprogramowania zgromadzone w EEPROM przed wykonaniem programów. Jeśli EEPROM nie był prawidłowy po włączeniu poprawki nie były wprowadzane i praca oprogramowania przebiegała zgodnie z programami zgromadzonymi w CDMU ROM. Po uruchomieniu wykonywane były też inne sprawdzenia, np sprawdzany był DMA i ROM, jednak oprogramowanie uruchamiało się nawet jeśli te sprawdzenia kończyły się niepowodzeniami.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
W skład instrumentów naukowych lądownika Huygens wchodziły: kolektor aerozoli i pirolizer (Aerosol Collector and Pyrolyser - ACP); chromatograf gazowy i spektrometr masowy (Gas Chromatograph and Mass Spectrometer - GCMS); system obrazujący podczas lądowania i radiometr spektralny (Descent Imager and Spectral Radiometer - DISR); instrument do badań struktury atmosfery (Huygens Atmosphere Structure Instrument - HASI); oraz pakiet do badań powierzchni (Surface Science Package - SSP). Lądownik miał ponadto wykonać eksperyment radiowy - eksperyment dopplerowskich pomiarów wiatrów (Doppler Wind Experiment - DWE), co jednak zakończyło się niepowodzeniem.

[Scorus]

ACP
Kolektor aerozoli i pirolizer był urządzeniem pozwalającym na pobranie próbek aerozoli atmosferycznych za pomocą filtra wystawianego na zewnątrz lądownika. Następnie przygotowywał on próbki do badań za pomocą chromatografu gazowego i spektrometru masowego GCMS poprzez odparowanie i rozkład termiczny. Następnie dostarczał uzyskane w ten sposób produkty gazowe do GCMS. Do celów naukowych ACP zaliczało się: określenie składu chemicznego aerozoli atmosferycznych pod kątem zawartości wodoru, węgla, azotu i tlenu; określenie względnej zawartości kondensatów organicznych w niższej stratosferze (zawierających C2, H2, C2, H, HC3N, HCN); oraz określenie względnych zawartości kondensatów organicznych w troposferze (głównie CH4, C2H6). Do dodatkowych celów wypełnianych wraz z dodatkowymi informacjami z innych instrumentów (głównie DISR) zaliczały się: określenie absolutnych zawartości wszystkich kondensujących substancji w obrębie stratosfery i wyższej troposfery; określenie wielkości drobin aerozoli będących jądrami kondensacji większych kompleksów w obrębie stratosfery i porównanie tego parametru z wielkościami drobin w wyższej troposferze; oraz określenie zawartości niekondensujących substancji uwięzionych we wnętrzu zbieranych drobin (głównie CO2).

Instrument ACP znajdował się na platformie instrumentów lądownika. Jego rurka wlotowa wystawała z otworu w kopule przedniej lądownika, blisko wlotu gazu atmosferycznego GCMS i otwarcia SSP. Masa urządzenia wynosiła 6.7 kg a pobór mocy - 13.3 W.

System pobierający próbki instrumentu ACP (Sampling Tube - ST) musiał zostać wystawiony poza warstwę graniczą gazu wokół próbnika, wstawiając kolektor bezpośrednio w strumień przepływającego gazu. Grubości tej warstwy była szacowana na kilka milimetrów. Zastosowana rurka ST wystawała na 28 mm ponad przednią kopułę struktury próbnika. Była to rurka aluminiowa o długości 70 mm i średnicy zewnętrznej  45 mm. Górna część rurki łączyła się z zaworem wejściowym (patrz dalej).

Dolny (zewnętrzny) koniec rurki ST  był chroniony przez pokrycie ochronne (Sealing Cover - SC). Zostało ono otworzone w początkowym okresie opadania próbnika. Na zewnętrznym końcu rurki znajdowała się płaska uszczelka ze stali nierdzewnej zapewniająca ścisłe przyleganie filtra (patrz dalej). W czasie zbierania próbek temperatura kolektora musiała być jak najbliższa temperaturze atmosfery Tytana. Pozwało to na zachowanie w możliwie nie zmienionym składzie bardziej lotnych drobin aerozoli i drobin budujących chmury.

Kolektorem aerozoli był filtr (Filter - FIL) wykonany ze stali nierdzewnej Beckaert ST10. Był on przesuwany wzdłuż rurki ST przed odpowiedni mechanizm (Filter Mechanism - FIM). Przed lądowaniem filtr znajdował się w pozycji wyjściowej we wnętrzu komory grzewczej (Oven - OV). Po pobraniu pierwszej próbki filtr był ponownie przemieszczany na koniec ST, a następnie ponownie wprowadzany do OV. W czasie pobierana próbki wystawał on na 4 mm z otworu wejściowego ST. Filtr składał się z metalowych włókien o średnicy około 0.4 mm tworzących siatkę. Z powodu jego podgrzewania do wysokiej temperatury zastosowanie metalu było konieczne. Filtr charakteryzował się porowatością 80% i grubością 0.4 mm. Miał kształt cylindra do którego laserowo przylutowany był dysk. Wewnętrzna średnica wynosiła 10 mm, wysokość - 28 mm, a powierzchnia - 10 centymetrów kwadratowych. Dysk był bezpośrednio wystawiony na działanie strumienia gazu atmosferycznego. Dolna część filtra była przymocowana do mechanizmu FIM. Mechanizm ten składał się z zębatek.

Jednostka pompy (Pump Unit - PU) powodowała przepływ gazu przez filtr. Pompa powodowała zasysanie aerozoli poprzez zasypywanie gazu atmosferycznego na wysokościach 80 - 32.5 km i 22 -17 km. Na dużych wysokościach (135 - 80 km), gdy pompa nie była jeszcze w pełni sprawa cząstki aerozoli były zbierane na drodze bezpośrednich uderzeń w kolektor. Konstrukcja PM była oparta na dwóch kołach obracających się w tempie 19000 - 25000 rpm. Były umieszczone w metalowej oprawie i obsługiwane przez silnik elektryczny. PU był małą jednostką o masie około 850 gramów i wymiarach  100 x 80 x 100 mm. Element ten został dostarczony przez firmę Technofan.

Po zebraniu próbki filtr był przemieszczany ponownie do komory grzewczej OV. Komora ta miała kształt cylindryczny. W niej próbka była poddawana odparowaniu w temperaturze 250°C oraz pirolizie w temperaturze 600°C. Podgrzewanie zapewniał grzejnik (Heating Element - OH) dostarczony przez firmę Thermocoax. Ciepło było wytwarzane na skutek oporu podczas przepływu prądu przez tarczę ze stali nierdzewnej. Zastosowano dwa takie dyski. Jeden z nich był wsuwany do OV, a drugi jednocześnie wsuwany. Do kontroli środowiska cielnego służyły dwa obwody termoelektryczne - jeden dla grzejnika a drugi dla wewnętrznej ściany OV.  Całkowita objętość OV wynosiła 6 centymetrów sześciennych. W celu zminimalizowania reakcji chemicznych ze ścianami komory jej wewnętrzne powierzchnie zostały pokryte warstwą złota o grubości kilku mikronów. Przed podgrzewaniem  komora była zamykana poprzez aktywację zmotoryzowanego zaworu wejściowego (Gate Valve - GV). Zapewniał on dobrą szczelność komory przy ciśnieniach do 3 barów. Po otwarciu pozwalał na wysunięcie filtra. W skład tego systemu wchodził zawór, mechanizm (Gate Valve Mechanism - GV), oraz silnik (Gate Motor - GM). W czasie zamykania zawór był przesuwany z pozycji otwartej do zamkniętej przez śrubę poruszaną przez silnik. Uszczelnienie zapewniała uszczelka wykonana z kalrezu. Zawór był zamykany w czasie 5 sekund. Na konstrukcji OV zamontowane były też trzy zawory (V1, V2 i VT), normalnie zamknięte. V1 wprowadzała do komory gazowy azot 15N, który przenosił gazowe produkty rozkładu aerozoli do linii transferowej poprzez zawór V2. Zastosowanie izotopu 15N zapobiegało reakcją z azotem z atmosfery Tytana. Zawór VT pozwalał na usunięcie reszty zawartości komory OV do atmosfery Tytana. VT służył też do oczyszczania komory przed pobraniem próbki oraz do kontroli ciśnienia przed transferem gazu. VT mógł zostać też otworzony w dowolnym czasie w czasie lądowania, gdyby ciśnienie w OV wzrosło powyżej 2.7 bara. Rurka wyjściowa (Exhaust Tube - ET) wraz z zaworem izolującym P2 wyrzucała gaz na zewnątrz. Gaz po dotarciu do zaworu GV przepływał równolegle w stosunku do układu GV/OV. Dzięki temu cyrkulacja gazu była nienależna od tego, czy GV był otwarty czy zamknięty.

System dostarczający gaz 15N2  rozpoczynał się zbiornikiem gazu (Gas Tank - GT) pod ciśnieniem 30 barów. Jego objętość wynosiła 55 centymetrów sześciennych. Miał postać cylindra o średnicy 32 mm. Jego ściany były wykonane ze stali nierdzewnej. Miały grubość 1 mm. System dostarczający gaz był zaprojektowany do działania pod ciśnieniem maksymalnym 40 barów w temperaturze 120°C oraz przy krótkotrwałych wzrostach ciśnienia do 160 barów. Napełnianie komory OV gazem było kontrolowane przez przetwornik ciśnienia (Pressure Transducer - PS) związany z zaworem Vl. Zawór odciążający (Relief Valve - RV) chronił GCMS przed przypadkowymi wzrostami ciśnienia w ACP.

Ciśnienie w całym wewnętrznym obiegu zostało podniesione w czasie prac naziemnych i podczas wczesnego etapu lotu międzyplanetarnego. Po przelocie koło Jowisza został opróżniony poprzez otwarcie zaworu P2. Ponadto zawory V1, V2 i VT były otwierane na krótki czas podczas każdego testu w trakcie lotu. Mechanizm zaworu wejściowego GVM był zamknięty w czasie startu i został otworzony wkrótce po nim. Został następnie zamknięty na krótki okres przed odłączeniem próbnika, podczas ostatniego testu w trakcie lotu.

Produkty pirolizy były przenoszone do GCMS poprzez linię transferu produktu (Product Transfer Line - PTL). Była ona odizolowana od wewnętrznego obiegu ACP przez zawór Pl. Zawór ten został jednorazowo otworzony w początkowym okresie opadania (T0+2 min) w celu wstępnego przewietrzenia wewnętrznej linii wyjściowej (Internal Exit  Transfer Line - ITL) oraz linii wyjściowej zewnętrznej (External Exit Transfer Line - ETL). Jednokrotnie otwierany zawór IVA izolował PLT od GCMS. Zawory specjalne T1, T2 i T3 były używane tylko podczas testów naziemnych. Elektrozawory V1, V2 i VT, a także Pl i rurka PTL były ogrzewane przez odpowiednie grzejniki (HV1 dla zaworu V1, HV2 dla zawory V2, HVT dla VT, HP1 dla P1 i HPTL dla PTL). Grzejnik HV1 był włączany przez termostat gdy temperatura spadała poniżej -5°C. Zapobiegało to powstaniu wycieków, które mogły zostać spowodowane przez niską temperaturę w atmosferze Tytana.

Podczas lądowania Huygensa ACP zebrał dwie próbki - podczas przejścia rzez tropopauzę (na wysokości 160 - 40 km ponad powierzchnią) oraz w warstwie chmur (na wysokościach 23 - 17 km). W czasie lądowania instrument pracował według precyzyjnie określonego czasu. GCMS wykonywał zarówno bezpośrednią spektrometrię masową zebranych próbek jak i spektrometrię masową sprzężoną z chromatografią gazową. Ponieważ czas na pobranie próbek i ich analizy był krótki (około 120 minut), do pełnej analizy jednej próbki były potrzebne trzy transfery gazu do GCMS a jedna analiza gazu w GCMS trwała około 10 minut, produkty rozkładu próbki zebranej w niższej części atmosfery czekały na zbadane do czasu zakończenia badań próbki zebranej w górnej części atmosfery.

Instrument powstał przy współpracy Francji (Service d'Aéronomie du Centre National de la Recherche Scientifique - SA/CNRS) i Austrii (Space Research Institute, Graz). W SA/CNRS we współpracy z CNES opracowane zostały komponenty mechaniczne i pneumatyczne. W Austrii powstały komponenty elektroniczne. W testach kwalifikacyjnych i kalibracji brały udział: Laboratory for Planetary Atmospheres (Goddard Space Flight Center); Laboratoire Interuniversitaire Systemes Atmospheriques (LISA) w Creteil; oraz ONERA/CERT w Tuluzie. Finansowanie zapewniły głównie CNES i CNRS we Francji oraz SRI i Ministerstwo Badań Naukowych w Austrii. Głównymi kontrahentami przemysłowymi były  SEP (Melun Villaroche, Francja), Joanneum Research Institute (Graz, Austria), oraz Austrian Aerospace (Vienna, Austria).

[Scorus]

GCMS
Chromatograf gazowy i spektrometr masowy służył do badań składu chemicznego gazu atmosferycznego od wysokości około 160 km (ciśnienie około 1 mbar) do powierzchni (ciśnienie około 1.5 bar) oraz do określenia stosunków izotopowych głównych składników lotnych. Ponadto badał skład chemiczny aerozoli zebranych i rozłożonych termicznie przez APC.

Bezpośrednie analizy składu gazu atmosferycznego wchodziły w skład jednego z najważniejszych celów naukowych misji Cassini - Huygens, jakim były badania chemizmu atmosfery Tytana. Zakres tego tematu był bardzo obszerny, zawierał określenie zawartości gazów szlachetnych, stosunków izotopowych głównych składników, oraz zidentyfikowanie wysokocząsteczkowych związków organicznych występujących w ilościach śladowych. Przed misją nawet względne zawartości głównych gazów były słabo poznane. Możliwości występowania różnorodnych substancji w małych ilościach były na tyle bogate, że niemożliwe było określenie jakie dokładnie związki wymagają poszukiwań. Dlatego też zarówno na orbiterze jak i na lądowniku zastosowano duży zestaw instrumentów wykonujący różnorodne pomiary w tym zakresie. GCMS był kluczowy dla powodzenia tej strategii. Z zasięgiem dynamicznym 108 instrument ten pozwalał na identyfikację substancji chemicznych o masach cząsteczkowych w przedziale 2 - 146 Daltonów. Rozdzielczość pomiarów masywnych wynosiła 10^-6 przy 60 Daltonach. Z uwzględnieniem najdokładniejszych modeli atmosfery Tytana przewidywano, że będzie też mógł określić stosunki izotopowe węgla, azotu, tlenu i argonu. Mógł ponadto wykryć neon i inne gazy szlachetne występujące w koncentracji  10 - 100 ppb. Ponadto pozwalał na określenie koncentracji tlenku węgla eliminując niepewności w modelach zmian koncentracji tego gazu wraz z wysokością. Było to istotne dla określenia źródeł tego gazu i sposobów jego zaniku. Podobnie informacje na temat pionowych zmian w koncentracji różnych zwidów organicznych pozwalały na badania procesów prowadzących do ich powstania. Poszukiwania nowych składników atmosfery (nawet wcześniej nieprzewidywalnych) były prowadzone do koncentracji 10 ppb. Pozwała na to cyfrowa baza spektrogramów masowych tysięcy związków organicznych i ich mieszanin. Poprzez badania składu produktów rozkładu aerozoli z APC badane były końcowe produkty reakcji chemicznych zachodzących w atmosferze Tytana. Informacje te dostarczyły wglądu w mechanizmy przekształceń substancji chemicznych na Tytanie i odniesienie ich do modeli syntezy substancji prebiotycznych na wczesnej Ziemi.

W przypadku badań powierzchni instrument pozwolił też na oszacowanie jej składu. W tym celu zaraz po lądowaniu ogrzany został system do pobierania próbek, co spowodowało odparowanie części materiału z którym się stykał.

System GCMS był największym instrumentem Huygensa pod względem masy. Masa wynosiła 19.5 kg, a pobór mocy - 44.5 W. Znajdował się na platformie instrumentów, a wlot gazu atmosferycznego był zlokalizowany w dnie kopuły przedniej lądownika. Instrument składał się z chromatografu gazowego (Gas Chromatograph - GC) zawierającego 3 kolumny oraz z kwadrupolowy spektrometru masowego (Mass Spectrometer - MS) wyposażonego w system detekcyjny z powielaczem wtórnych elektronów. Instrument bezpośrednio pobierał próbki gazu z atmosfery, a ponadto analizował produkty rozkładu aerozoli dostarczane przez APC poprzez niezależną linię transferu gazu. W instrumencie zastosowano spektrometr kwadrupolowy, ponieważ mógł on przetrwać ekstremalne wahania temperatur oraz spodziewane podczas misji wibracje.

Spektrometr MS masowy składał się z układu źródeł jonów, analizatora masy, oraz detektora jonów. Zastosowano w nim pięć źródeł jonów (Ion Source 1 - 5, IS1 - IS5) dostarczających jony do wspólnego analizatora masowego. Źródła jonów jonizowały dostarczany gaz, analizator sortował je według masy, a detektor rejestrował. Wynikiem było spektrum względnej koncentracji jonów o różnych masach, które pozwalało na identyfikację początkowego związku chemicznego.

Gaz był wprowadzany  do źródeł jonów poprzez zestaw mikroskopijnych kanałów szklanych. Miały one średnicę 2 mikronów i długość 7 mm. Każde źródło posiadało zestaw 7 takich kanałów. Zapewniało to funkcjonalność źródła w przypadku zatkania jednego z kanałów, co nie było trudne z uwagi na ich niewielką średnicę. Zastosowanie kanałów pozwalało na dostarczenie do źródła tylko niewielkiej, określonej ilości gazu. Zbyt wysokie ciśnienie zakłócałoby analizę jonów. Gaz był wprowadzany do komory próżniowej. W celu wytworzenia próżni przy ograniczonym zasilaniu zastosowano dwa rodzaje pomp. Pomba chemiczna (Getter Pump) stosowała reakcje chemiczne w celu usunięcia gazu z komory. Była aktywna przez cały okres misji. Dwie pompy jonizacyjne (Ion Pump) jonizowały gaz, który był następnie przyspieszany przez pole magnetyczne, a jego cząsteczki grzęzły w ścianach komory. Pompy te pracowały tylko przez określone okresy w czasie misji i pozwały na usunięcie niepożądanych śladów gazów. Zastosowanie tych pomp zrodziło serię problemów. Pompa chemiczna nie działała przy wszystkich substancjach. Część jonów wytwarzanych przez pompę jonizacyjną mogła wracać do komory fałszując wyniki pomiarów. W celu uniknięcia przekłamań przedziały czasowe pracy pompy jonizacyjnej były precyzyjnie zaplanowane. W komorze pozostawała jednak zawsze pewna ilość gazów, głownie najlżejszych (wodoru i helu) tworzących tło. Po uruchomieniu GCMS pierwsze 50 sekund pomiarów było więc przeznaczonych na wykonanie pomiarów tła.

Gaz dostarczony do komory próżniowej źródła jonów był jonizowany poprzez bombardowanie wiązką elektronów. W instrumencie zastosowano dwie energie wiązek, co zwiększało ilość substancji które mogły zostać zarejestrowane.

Pierwsze źródło jonów MS, IS1 było połączone z wlotem gazu atmosferycznego. Źródło IS2 było połączone z woltem gazu z ACP. Źródła IS3, IS4 i IS5 łączyły się z wlotami gazu z trzech kolumn chromatograficznych układu GC. Działanie poszczególnych źródeł jonów było przypisane do określonych wysokości nad powierzchnią. Przez większość czasu pracowały jednak źródła związane z kolumnami chromatograficznymi. W przedziałach czasu w których pracowały źródła dla GC poszukiwane były szczytowe koncentracje gazu na wyjściu, określane poprzez pomiary całkowitej zawartości gazu o masie cząsteczkowej większej od gazu rozwijającego. Po wykryciu takiego piku dla danej kolumny priorytet uzyskiwało źródło związane z daną kolumną. W przypadku braku takiego piku automatycznie wybierane było źródło związane z wlotem gazu atmosferycznego. W czasie bezpośredniej analizy produktu z ACP pracowało źródło IS2. W okresie analizy chromatograficznej produktu z ACP pierwszeństwo w wyborze źródeł IS3, IS4 lub IS5 było automatycznie ustalane w ten sam sposób jak w przypadku analizy chromatograficznej gazu atmosferycznego.

Jony były kierowane do analizatora kwadrupolowego za pomocą soczewek. Miały one postać cylindrów metalowych przez które przepuszczany był prąd. Analizator składał się z czterech prętów o przekroju hiperbolicznym. Częstotliwość napięcia przyłożonego do prętów decydowała czy jon o określonym stosunku masy do ładunku przejdzie przez analizator do detektora, czy też uderzy w pobliską powierzchnię. Dzięki temu w danym przedziale czasu do detektora przechodziły tylko jony o określonych masach.

MS posiadał dwa detektory - o czułości wysokiej i niskiej. Detektor o wysokiej czułości pozwał na zarejestrowanie gazów występujących w ilościach śladowych. Oba detektory były powielaczami elektronów. Jon uderzający w materiał detektora powodował emisję wtórnych elektronów. W MS zastosowano powielacz mikrokanałowy. Miał on postać rury złożonej ze szkła o ograniczonej przewodności elektrycznej. Użyto szkła krzemionkowego z domieszką ołowiu. W jego obrębie wytworzone były mikroskopijne kanały. Jon uderzający w wewnętrzną powierzchnię kanału wytwarzał elektrony, które były przyspieszane przez pole magnetyczne i przemieszczały się w dół kanału. Uderzały tam w jego ściany powodując emisję dalszych elektronów. Proces powtarzał się i prowadził do wygenerowania wymiernego przepływu prądu. Detektory były zakrzywione. Zapobiegało to generowaniu sygnałów przez przypadkowo jonizowane cząsteczki resztkowych gazów w pobliżu detektorów.

Chromatograf gazowy GC pozwał na rozdzielenie próbek pobieranych na określonych wysokościach na składniki różniące się właściwościami chemicznymi przed ich analizą za pomocą MS. Gaz rozwijający był używany zarówno do rozdzielania mieszaniny jak i do oczyszczania kolumny chromatograficznej po analizie. W instrumencie zastosowano zapas 3 litrów wodoru. Po rozpoczęciu pracy gaz stale przepływał przez chromatograf. Użyta ilość swobodnie wystarczała na 3 godziny pracy z 50% marginesem. GC posiadał trzy kolumny w postaci kapilar. Kolumna 1 pozwalała na  rozdzielenie tlenku węgla, wodoru i innych stabilnych gazów. Kolumna 2 rozdzielała nitryle i różnorodne związki organiczne zawierające do trzech atomów węgla. Kolumna 3 rozdzielała wielkocząsteczkowe związki organiczne. Drugość kolumn wynosił 10 - 20 metrów. Były one ciasno zwinięte. Ich wewnętrzną powierzchnię pokrywała warstwa chemiczna tworząca fazę nieruchomą pozwalającą na rozdzielanie określonych substancji w przepływającym przez nie gazie. Próbka gazu była wprowadzana do kolumn poprzez otrawcie odpowiednich zaworów. Po ich zamknięciu kolumny były ogrzewane. Rozdzielone substancje przechodziły następnie do źródeł jonów NS. Cykl pracy kolumn trwał około 13 minut. 10 minut trwała analiza próbki, a następnie 3 minuty oczyszczanie kolumny.

Instrument był wyposażony dodatkowo w komórkę wzbogacającą (Enrichment Cell - EC). Był to układ nienależny od chromatografu gazowego, połączony ze spektrometrem masowym. Pozwalał na detekcję gazów śladowych i rzadkich związków organicznych dzięki zwiększeniu zdolności detekcji MS na drodze fizycznej i chemicznej obróbki próbki. Komórka ta była komorą z wewnętrznymi ścianami pokrytymi węglem wchłaniającym substancje zawarte we wprowadzanej do niej mieszaniny gazów. Węgiel pozwalał na wychwycenie związków organicznych. Koncentracja gazów śladowych była natomiast zwiększana przez pompę chemiczną. Usuwała ona składniki występujące w najmiększej ilości, głównie azot. Usuwała również pozostałe w gazie węglowodory oraz wodę. Po obróbce próbka była przekazywana do obszaru jonizacji MS. W czasie analizy tej próbki w obrębie komórki włączane były grzejniki, które powodowały uwolnienie substancji zaabsorbowanych na jej ścianach, głównie związków organicznych. Próbka ta była następnie przekazywana do MS.

Instrument GCMS został opracowany przez Goddard Space Flight Center i Space Physics Research Laboratory (University of Michigan). Był to najbardziej skomplikowany instrument do badań atmosfery jaki opracowano w GSFC.

[Scorus]

DISR
System obrazujący podczas lądowania i radiometr spektralny był zestawem kamer, spektrometrów oraz radiometrów przeznaczonych do badan atmosfery i powierzchni Tytana. Do głównych obszarów badawczych instrumentu zaliczały się: bilans cielny i dynamika atmosfery; rozkład oraz właściwości aerozoli i drobin budujących chmury; natura powierzchni; oraz skład atmosfery. Instrument był zoptymalizowany do badań atmosfery, jednak jego dane były również bardzo przydatne do badań powierzchni.

W przypadku bilansu cieplnego atmosfery instrument pozwalał na bezpośrednie zmierzenie pionowego profilu ogrzewania atmosfery przez promieniowanie słoneczne. Oszacowania przepływu ciepła w górę oraz w dół były prowadzone od wysokości 160 km do powierzchni z pionową rozdzielczością około 2 km. Różnica pomiędzy przepływem ciepła w kierunku do góry a przepływem w kierunku do dołu dawała przepływ netto. Różnica pomiędzy tym parametrem na dwóch wysokościach dawała pomiar ilości energii słonecznej pochłanianej w analizowanej warstwie atmosfery. Była to istotna informacja dla badań nad bilansem cieplnym atmosfery Tytana. Wraz z innymi pomiarami dotyczącymi profili temperatury i składu gazów pozwalało to na modelowanie utraty ciepła na drodze promieniowania w zakresie podczerwieni cieplnej. Ważny wkład do tych obliczeń miały oszacowania wielkości, kształtu, właściwości optyczny i rozkładu pionowego aerozoli i cząstek chmur wykonywane na podstawie innych rodzajów pomiarów DISR. Kombinacja ogrzewania atmosfery przez Słońce i tempa utraty ciepła przez nią dawała bilans radiacyjny netto używany do badań dynamiki atmosfery. Za pomocą modelowania na podstawie bilansu radiacyjnego prowadzone były oszacowania parametrów wiatrów. Na podstawie obrazów pokazujących powierzchnię wykonywane były też pomiary szybkości i kierunków wiatrów w funkcji wysokości. Parametry te były otrzymywane co kilka kilometrów. Obrazy pokazywały bezpośrednio dryf sondy nad powierzchnią Tytana. Oszacowane w ten sposób parametry wiatrów były porównywane z wynikami uzyskanymi na podstawie bilansu radiacyjnego netto.

W przypadku właściwości aerozoli instrument pozwała na oszacowanie kilku parametrów istotnych dla ich oddziaływań z promieniowaniem słonecznym i promieniowaniem cieplnym. Wielkość drobin w stosunku do długości fali była istotna dla poznania ich właściwości rozpraszających. Pomiary zarówno właściwości rozpraszających jak i polaryzacyjnych aerozoli pozwalały na potwierdzenie, że drobiny nie mają kształtu sferycznego (kuliste cząstki nie mogły wywołać tych dwóch zjawisk jednocześnie). Instrument pozwalał w ten sposób na ocenę kształtu i wielkości cząstek. Pionowy rozkład cząstek był istotny dla poznania zmian ich wpływu na profil pochłaniania promieniowania słonecznego wraz z wysokością. Szereg właściwości optycznych cząstek w funkcji długości fali był istotny dla dokładnych obliczeń charakteryzujących oddziaływania cząstek z promieniowaniem. W skład tych parametrów wchodziła głębokość optyczna, albedo pojedynczego rozpraszania, oraz kształt funkcji rozproszenia. Te właściwości wraz z oszacowaniami wielkości i kształtów cząstek pozwalały na określenie modelowego współczynnika załamania i nałożenie ograniczeń na wartość faktycznego współczynnika załamania. To natomiast nakładało ograniczenia na skład cząstek aerozoli. Parametry optyczne były określane na podstawie rozpraszania pod małym kątem (Small-angle Scattering - SAS) w kierunku aureoli wokół słońca na niebie w dwóch zakresach spektralnych, oraz poprzez pomiary rozpraszania w dwóch zakresach spektralnych i w dwóch polaryzacjach. Ponadto wykonywane były oszacowania wygaszania w funkcji długości fali w zakresie od błękitu do bliskiej podczerwieni poprzez pomiary transmisyjności i parametrów odbiciowych poszczególnych poziomów atmosfery.

W przypadku badań powierzchni instrument powoził na uzyskanie jej bezpośrednich obrazów w skalach od setek metrów do dziesiątek centymetrów. Dzięki temu możliwe było bezpośrednie określenie, czy powierzchnia w miejscu lądowania jest stała czy też pokryta płynem. Gdyby znalezione zostały obszary pokryte płynem zdjęcia pozwoliły na określenie jaki ułamek powierzchni w strefie lądowania one zajmują. Ponadto zdjęcia pozwalały na badania topografii miejsca lądowania i określenie zjawisk kształtujących powierzchnię. Dane te były też istotne dla badań oddziaływań powierzchni z atmosferą. Instrument dostarczył ponadto spektrogramów światła odbitego od różnych typów terenu w zakresie od błękitu do bliskiej podczerwieni. Dane te nałożyły ograniczenia na skład różnych rodzajów powierzchni.

Jeśli chodzi o badania składu atmosfery DISR dostarczał spektrogramów światła słonecznego przepływającego w dół atmosfery w zakresie widzialnym i bliskiej podczerwieni. Spektrogramy pokazywały cechy absorpcyjne metanu, najbardziej prawdopodobnego dla atmosfery Tytana związku chemicznego tworzącego kondensaty. Ponadto dane te były istotnymi informacjami uzupełniającymi bezpośrednie pomiary składu atmosfery wykonywane przez spektrometr masowy i chromatograf gazowy GCMS. W przypadku tego instrumentu wyniki mogły być w pewnym stopni zafałszowane przez kondensaty, takie jak drobiony chmur wpadające do układu pobierającego próbkę a następnie wolno odparowujące.

W skład DISR wchodziła głowica sensorów (Sensor Head Box - SH) zawierająca optykę i detektory oraz osobna jednostka elektroniki (Electronics Assembly - EA). Obie części były połączone przez okablowanie. Masa instrumentu wynosiła 8.5 kg a pobór mocy - 31 W.

[Scorus]

Głowica SH znajdowała się na platformie instrumentów lądownika. Odsiadała odrzucane ochronne pokrycie. Po jego usunięciu była bezpośrednio wystawiony na atmosferę Tytana. Łącznie zawierała 12 systemów pomiarowych - 3 systemy obrazujące, spektrometr  światła widzialnego, spektrometr podczerwieni, 2 fotometry światła fioletowego, 4 kamery aureoli słonecznej, oraz sensor słońca. Składała się z 15 układów optyki (patrzących w górę, w dół i w bok) oraz z zestawu detektorów - jednego detektora CCD o wymiarach 512 x 520 pikseli (obszar do obrazowania 512 x 256 pikseli, reszta służąca do przenoszenia informacji), dwóch liniowych zestawów 132 fotodiod InGaAs dla spektrometrów podczerwieni, dwóch diod krzemowych PIN dla fotometrów światła fioletowego, oraz osobnego detektora słońca z diodą PIN. Światło zebrane przez optykę przednią było doprowadzane na detektory za pomocą światłowodów. W obrębie SH znajdowała się ponadto lampa do oświetlania powierzchni oraz wewnętrzny system kalibracyjny.

Dzięki zbieraniu światła z różnych kierunków, w różnych zakresach spektralnych i wykonywaniu różnorodnych, starannie dobranych pomiarów DISR pozwalał na przeprowadzenie szeregu badań dotyczących natury powierzchni i jej składu, meteorologii, bilansu cieplnego atmosfery, oraz fizyki chmur i aerozoli. Na Huygensie nie można było zastosować wielu instrumentów optycznych. DISR jednak był jednak złożonym, kompaktowym urządzeniem pozwalającym na wykonanie bardzo wszechstronnych badań za pomocą niewielu detektorów i z użyciem tylko jednego ruchomego elementu.

[Scorus]

Detektor CCD był wspólny dla wszystkich układów pomiarowych pracujących w świetle widzialnym (trzech systemów obrazujących, czterech kamer do pomiarów jasności aureoli słońca, oraz spektrometru). Każdy z 9 zestawów pikseli był przypisany dla danego układu pomiarowego. Dzięki temu do uzyskania każdego z zestawu danych (obrazów w trzech kierunkach, spektrogramów w świetle widzialnym i pomiarów jasności aureoli słońca) nie były potrzebne złożone ruchome mechanizmy. Wielkość detektora była ściśle dopasowana do zdolności transmisji danych do orbitera w czasie rzeczywistym w trakcie trwania misji. Zastosowane CCD było czułe na światło w zakresie 400 - 1000 nm. Detektora nie wyposażono w mechaniczną migawkę. Czas ekspozycji był kontrolowany poprzez szybkie (0.5 ms) przesunięcie ładunku z górnej połowy chipu do połowy dolnej. W tym celu detektor był pokryty metalowym filmem. Ekspozycja była wykonywana pomiędzy takimi przesunięciami. Trwała od 10 ms dla obrazowania do 50 ms dla spektrometrii. Jednorazowo odczytywana i ucyfrawiana była pełna klatka z CCD, co zajmowało 2.2 s. W czasie gdy uzyskiwane były tylko spektrogramy i pomiary aureoli słonecznej ucyfrawiano tylko pierwsze 49 kolumn detektora, co skracało ten czas do 300 ms. Sygnał z pikseli był wzmacniany w obrębie SH, co zmniejszało poziom szumu. Następnie sygnał był przesyłany do EA poprzez kabel. Tam sygnały z pikseli były ucyfrawiane przez szybki konwerter 12-bitowy, a następnie redukowane przez odpowiedni algorytm do 8 bitów na piksel. Obrazy były kompresowane stratnie przez kompresor sprzętowy. Czynnik kompresji był programowalny, wynosił od 3:1 do 8:1 dla różnych obrazów. Dane ze spektrometru i kamer aureoli słonecznej były kompresowane bezstratnie przez oprogramowanie z 12 do około 6 bitów i przesyłane do transmisji. Prąd ciemny CCD był mierzony za pomocą kolumny zakrytych pikseli wzdłuż krawędzi detektora. Dane z tej kolumny były odczytywane w każdym cyklu odbioru danych (od 1.5 do 3 minut). Pełna pojemność detektora wynosiła około 125 000 elektronów.

3 systemy obrazujące DISR posiadały osobne soczewkowe układy optyczne, skierowane w górę, w dół i w bok. Światło było następnie doprowadzane na odpowiednie fragmenty CCD przez światłowody dostarczone przez Collimated Holes Inc. Materiał z którego wykonano światłowody był specjalny, nie wykazywał ciemnienia pod wpływem energetycznych cząstek. Aktywny obszar pikseli (17 x 23 mikrometrów) był mały w porównaniu z włóknami światłowodowymi. Każdy piksel był więc "zasilany" przez około 6 światłowodów. Kamery pracowały w zakresie od 660 nm do 1000 nm. Granica przy falach długich była określona przez zakres pracy CCD. Granica przy falach krótkich została wybrana w celu uniemożliwienia rejestrowania rozpraszania Rayleigha w atmosferze poniżej próbnika. W przeciwnym razie światło rozproszone dominowałoby nad światłem odbitym od powierzchni. Wszystkie kamery pracowały w tym samym zakresie spektralnym. Obrazy były monochromatyczne, ale informacje o barwie zbierał spektrometr światła widzialnego. Możliwe było skorelowanie kilku tysięcy pikseli z barwą określaną spektrometrycznie, co dawało bibliotekę kolorów różnych typów terenu. Pozwalało to na opracowanie obrazów barwnych. Maksymalna rozdzielczość kątowa wynosiła 0.06 stopnia na piksel, co było porównywalne z ludzkim wzrokiem. Przy wielkości piksela około 1 mrad rozdzielczość przestrzenna wynosiła około 160 metrów na piksel na początku opadania oraz 20 centymetrów na piksel na wysokości 200 metrów. Początkowa rozdzielczość pokrywała się z rozdzielczością obrazów uzyskiwanych przez orbiter, a końcowa była wyższa o 3 rzędy wielkości. Przy ograniczeniu wielkości fragmentu CCD do 256 pikseli pojedynczy obraz obejmował tylko 15 stopni. W celu umożliwienia obserwacji jak największego fragmentu powierzchni konieczne było więc zastępowanie 3 kamer wykonujących zdjęcia w różnych kierunkach.

Spektrometr światła widzialnego pozwalał na pomiary profilu absorpcji promieniowania słonecznego, pionowego profilu zawartości metanu, parametrów optycznych aerozoli i cząstek chmur, oraz na badania składu i natury powierzchni. Był pojedynczy, ale zawierał dwa zestawy optyki patrzące w dół i w górę i korzystał z dwóch fragmentów CCD. Optyka zbierająca światło z góry różniła się od optyki zbierającej światło z dołu. Światło do systemu spektrometrycznego było doprowadzane przez światłowody.  W spektrometrze zastosowano transmisyjną siatkę dyfrakcyjną. Zakres spektralny wynosił 480 - 960 nm. Był określony przez filtr.  Spektrogramy były uzyskiwane co około 2 kilometry w czasie opadania.

[Scorus]

Do uzyskiwania spektrogramów w podczerwieni służył pojedynczy spektrometr z siatką dyfrakcyjną wyposażony w dwa detektory InGaAs, do obserwacji w kierunku w dół i w kierunku w górę za pomocą odpowiednich układów optyki. Detektory zostały dostarczone przez firmę Thomson-TCS (Saint Egreve, Francja). Każdy detektor obejmował 150 fotodiod. Detektory te znajdowały się na substratach szafirowych. Wraz z CCD były umieszczone na ceramicznej odstawie i zamknięte hermetyczną obudową tytanową ze szklanym oknem. Do ceramicznej podstawy dołączony był miedziany przewód pozwalający na odprowadzanie ciepła na zewnątrz lądownika. Temperatura takiego układu płaszczyzny ogniskowej była mierzona przez diodę krzemową przyłączoną do podstawy ceramicznej. Detektory podczerwoni były podłączone do płyty drukowanej połączonej z ich przedwzmacniaczami w obrębie SH za pomocą kabli. Powierzchnia aktywna każdego piksela InGaAs miała wymiary 38 x 300 mikrometrów. Ładunek powstający na detektorach pomiędzy odczytami był ucyfrawiany za pomocą konwertera 14-bitowego. Odczytywanie samego prądu ciemnego oraz prądu ciemnego i właściwego sygnału umożliwiała migawka umieszczona w szczelinie wejściowej spektrometru, jedyna ruchoma część DISR. Oba spektrogramy były wysyłane do transmisji, a sygnał wywoływany przez strumień fotonów był odzyskiwany poprzez odjęcie jednego spektrogramu od drugiego. Światło z optyki przedniej (osobnej do zbierania światła z góry i z dołu) było doprowadzane przez światłowody na osobne szczeliny wejściowe dla dwóch kanałów, ustawione jedna za drugą. Miały one wymiary 104 x 300 mikrometrów. Wiązka była skupiana na siatce dyfrakcyjne przez soczewkę kolimacyjną f/2.

Cztery kamery aureoli słonecznej pozwalały na pomiary indeksu odbijalności aerozoli oraz na badania ich kształtu i wielkości. Pracowały w dwóch długościach fali (500 nm i 935 nm) i w dwóch polaryzacjach (wertykalnej i horyzontalnej). Dzięki temu mogły prowadzić pomiary na różnych wysokościach i dla drobin o różnych wielkościach. Kamery używały osobnych miniaturowych soczewek oraz polaryzatorów. Światło było doprowadzane na CCD za pomocą odpowiednich zestawów światłowodów.

Dwa fotometry światła fioletowego pozwalały na rejestrowanie promieniowania poniżej 480 nm, silnie pochłanianego przez aerozole w górnej części atmosfery. Detekcji takiej nie mogły wykonać inne detektory. W tym obszarze spektralnym znajdowało się tylko jedno pasmo metanu, więc wysoka rozdzielczość spektralna nie była potrzebna. Fotometry były wyposażone w osobne detektory w postaci diod PIN. Pracowały w zakresie 350 - 480 nm określonym przez filtr na każdym detektorze. Fotometry te współdzieliły płytkę dyfuzyjną i 12-bitpwy konwerter A/D ze spektrometrem światła widzialnego. Wspólny był też monitoring temperatury i woltażu.

Sensor słońca pozwalał na wyznaczenie kierunku do słońca, który był istotny dla innych systemów pomiarowych. Od niego był uzależniony czas wykonywania poszczególnych pomiarów. Sensor składał się z okna, systemu soczewek, filtra, siatki w płaszczyźnie ogniskowej, pary soczewek skupiających światło na detektorze, pojedynczej fotodiody krzemowej, oraz elektroniki odzyskiwania informacji. Siatka tworzyła trzy szczeliny. W czasie przejścia słońca przez pole widzenia na detektor dostawały się przez szczeliny trzy duże impulsy światła. Centralna szczelina wyznaczała kąt zerowy. Pierwsza i trzecia były w stosunku do niej nachylone i pozwalały na wyznaczenie kąta pomiędzy słońcem a zenitem. Ponadto mierzona była jasność w centralnej szczelinie, dająca bezpośredni pomiar światła słonecznego przy 939 nm w funkcji wysokości.

[Scorus]

SH można było podzielić na sekcję patrzącą w górę (Upward Looking Instrument) oraz sekcję patrzącą w dół (Downward Looking Instrument).

W skład sekcji SH patrzącej w górę wchodził fotometr, dwa kanały spektrometrów, cztery kamery do pomiarów jasności aureoli wokół słońca na niebie, oraz sensor słońca. Fotometr światła fioletowego (Upward Looking Violet Photometer - ULV) pracował w zakresie 350 - 480 nm. Jego pole widzenia obejmowało 170° w azymucie i 5 - 8° w zenicie. Jego detektorem była pojedyncza dioda PIN zaopatrzona w odpowiedni filtr. Kanał patrzący w górę spektrometru światła widzialnego (Upward Looking Visible Spectrometer - ULVS) pracował w zakresie 480 - 960 nm. Używał on fragmentu CCD o wymiarach 8 x 200 pikseli (skala spektralna 2.4 nm na piksel). Kanał patrzący w górę spektrometru podczerwieni (Upward Looking Infrared Spectrometer - ULIS) wykonywał pomiary w zakresie 870 - 1700 nm. Posiadał detektor w postaci liniowego zestawu fotodiod InGaAs. Wykorzystywał 132 piksele (skala spektralna 6.3 nm). Pola widzenia  ULVS i ULIS były takie same jak w przypadku fotometru ULV. Kamera aureoli słonecznej 1 (Solar Aureole Camera 1 - SA1) pracowała w polaryzacji wertykalnej przy 500 +/- 25 nm. Kamera aureoli słonecznej 2 (Solar Aureole Camera 2 - SA 2) prowadziła pomiary w polaryzacji horyzontalnej również przy 500 +/- 25 nm. Kamera aureoli słonecznej 3 (Solar Aureole Camera 3 - SA 3) działała przy 935 +/- 25 nm w polaryzacji wertykalnej. Kamera aureoli słonecznej 4 (Solar Aureole camera 4 - SA 4) pracowała również przy 935 +/- 25 nm, ale w polaryzacji horyzontalnej. Pola widzenia tych kamer we wszystkich przypadkach obejmowały 6° w azymucie i 25 - 75° w zenicie. Kamery te (we wszystkich przypadkach) używały fragmentu CCD o wymiarach 6 x 50 pikseli. Sensor słońca (Sun Sensor - SS) rejestrował promieniowanie słoneczne przy 939 +/- 6 nm. Jego pole widzenia miało postać stożka 64°. Obejmowało 64° w azymucie i 25 - 75° w zenicie.

W skład sekcji patrzącej w dół wchodził fotometr, dwa kanały spektrometrów oraz trzy systemy obrazujące. Fotometr światła fioletowego (Downward Looking Violet Photometer - DLV) działał w zakresie spektralnym 350 - 480 nm, podobnie jak ULV. Pole widzenia obejmowało 170° w azymucie i 5 - 88° w zenicie. Detektorem była 1-pikselowa dioda PIN zaopatrzona w filtr. Kanał patrzący w dół spektrometru światła widzialnego (Downward Looking Visible Spectrometer - DLVS) prowadził pomiary w zakresie 480 - 960 nm. Pole widzenia obejmowało 4° w azymucie i 10 - 50° w zenicie. Wykorzystywał on fragment CCD o wymiarach 20 x 200 pikseli (skala spektralna 2.4 nm na piksel). Kanał patrzący w dół spektrometru podczerwieni (Downward Looking Infrared Spectrometer - DLIS) pracował w zakresie 870 - 1700 nm (czyli takim samym jak kanał ULIS). Pole widzenia obejmowało 3° w azymucie i 15.5 - 24.5° w zenicie. Liniowy detektor w postaci zestawu fotodiod InGaAs posiadał 132 aktywne piksele, podobnie jak w przypadku kanału ULIS. System obrazujący wysokiej rozdzielczości (High Resolution Imager - HRI) charakteryzował się polem widzenia obejmującym 9.6° w azymucie i 6.5 - 21.5° w zenicie. Korzystał z fragmentu CCD o wymiarach 160 x 256 pikseli. System obrazujący średniej rozdzielczości (Medium Resolution Imager - MRI) wykonywał zdjęcia w polu widzenia obejmującym 21.1° w azymucie i 15.8 - 46.3° w zenicie. Używał sekcji CCD o wymiarach 176 x 256 pikseli. System obrazujący patrzący w bok (Side Looking Imager - SLI) wykonywał obserwacje w polu obejmującym 25.6° w azymucie i 45.2 - 96° w zenicie. Obraz był wytwarzany na najmniejszym fragmencie CCD, o wielkości 128 x 256 pikseli. Wszystkie 3 kamery (HRI, MRI i SLI) pracowały w zakresie spektralnym 660 - 1000 nm. Dostarczyły bezpośrednich obrazów powierzchni Tytana, zarówno ogólnych zdjęć terenu podczas opadania jak i zdjęć krajobrazu po lądowaniu.

Instrument posiadał ponadto lampę do badań powierzchni (Surface Science Lamp - SSL) pozwalającą na uzyskiwanie dobrych spektrogramów powierzchni w świetle odbitym. Oświetlała ona powierzchnię w zakresie spektralnym, w którym silna absorpcja atmosferyczna nie pozwalała na dotarcie światła słonecznego do powierzchni. Lampa charakteryzowała się mocą 20 W. Była wyposażona w reflektor paraboliczny oświetlający powierzchnię w polu widzenia 3 x 9 stopni. Lampa została aktywowana na wysokości 400 m na podstawie danych w wysokościomierzy radarowych. Pracowała przez ostatnie minuty lądowania, gdy spektrometry wykonywały ciągłe pomiary.

Urządzenie było wyposażone w wewnętrzny system kalibracyjny zlokalizowany w obrębie SH. Pomiary musiały być wykonywane w jednolitej skali fotometrycznej, co było trudne do osiągnięcia w przypadku instrumentu tak złożonego jak DISR. Kalibracja wszystkich układów pomiarowych była wykonywana za pomocą zestawu trzech lamp halogenowo - wolframowych o mocy 1 W. Tworzyły one pojedyncze źródło kalibracyjne. Światło z lamp było doprowadzane do wszystkich układów pomiarowych za pomocą światłowodów. Każda z lamp oświetlała jeden gruby pęk włókien kwarcowych. Włókna doprowadzały światło na pierwszy element optyczny każdego z układów. Następnie było odbijane do wnętrza danego systemu przez jego układ optyczny lub przez dodatkowy element odbiciowy. Analizy odebranego światła pozwalały na śledzenie zmian w czułości pikseli i przepustowości światłowodów oraz innych elementów optycznych w czasie lotu międzyplanetarnego. Operacja kalibrowania była tez wykonana kilkakrotnie w czasie opadania. W układzie kalibracyjnym nie było ruchomych elementów. Dlatego też światło z lamp kalibracyjnych łączyło się wtedy ze światłem z atmosfery Tytana, ale wysoce przewyższało je. Ponadto pomiar kalibracyjny był wykonywa z lampami włączonymi, potem wyłączonymi i ponownie włączonymi w tym samym azymucie. Pozwalało to na dobre odseparowanie sygnału generowanego przez lampy od sygnału generowanego przez światło z atmosfery.

Optyka i detektory SH były umieszczone na odpowiedniej strukturze podpierające. Jej zaprojektowanie stwarzało wiele problemów. Struktura mechaniczna musiała utrzymać wszystkie elementy w precyzyjnie ustalonej pozycji w zakresie zmian temperatur około 150 stopni i w warunkach wibracji przez okres 10 lat. Ponadto konieczna była kontrola temperatury detektorów i ich ochrona przed promieniowaniem. Masa tego układu była też mocno ograniczona. Powierzchnia CCD znajdowała się w odległości 20 mikrometrów do optyki światłowodowej. Układ CCD oraz układ sensorów podczerwoni były chronione przed promieniowaniem odpowiednimi osłonami. Ochraniały one detektor przed protonami o energiach poniżej 64 MeV, w dużym stopniu redukując dawkę promieniowania. Elementy optyczne były umieszczone na strukturze złożonej z tytanu, zamocowanej w dolnej części SH przez 4 łączniki. Ciepło z detektorów było bezpośrednio doprowadzane do atmosfery. Konieczne było ich szybkie schłodzenie z 260K przy wejściu w atmosferę w celu zmniejszenia wpływu prądu ciemnego na pomiary. Później małe grzejniki stabilizowały temperaturę detektorów w przedziale 160 - 220 K.  Cała jednostka SH była przyłączona do platformy instrumentów lądownika przez strukturę aluminiową. Część SH wystawiona na działanie atmosfery była pokryta izolacją o niskiej gęstości oraz pomalowana farbą przewodzącą.

W SH z komponentów elektronicznych umieszczono tylko układy bezpośrednio obsługujące detektory. Były to trzy małe karty. Pierwsza zawierała przedwzmacniacz dla CCD, druga - przedwzmacniacz dla detektorów podczerwieni, a trzecia - przedwzmacniacz dla sensora słońca i sensorów fotometrów fioletu oraz diodę testową dla sensora słońca.

[Scorus]

System elektroniki EA mieścił się w prostopadłościennej jednostce. Był przymocowany do platformy instrumentów lądownika za pomocą bolców w narożach i na środku długości. Składał się z 6 kart elektroniki o wymiarach 12.7 x 20.8 cm ustawionych pionowo co 1.5 cm. Zawierał ponadto zasilacz, interfejs elektryczny z lądownikiem, czujniki inżynieryjne. Poszczególnymi kartami elektroniki były: elektronika CCD, elektronika kompresji danych, elektronika detektorów podczerwieni, elektronika EA, CPU wraz z pamięcią, oraz płyta pomocnicza. Masa EA wraz z osłonami przed promieniowaniem dla poszczególnych elementów elektroniki wynosiła 4.4 kg. Karty elektroniki były integralnymi elementami jej struktury i były przymocowane do jej ścian bocznych i ściany tylne. Na karcie CPU znajdowało się 128 kb RAM dla programów i 64 kb RAM dla danych. Ponadto karta ta posiadała 128 kb PROM i 64 kb EEPROM który mógł być modyfikowany przez komendy z Ziemi. Procesorem był MA31750 12 MHz. Mógł wykonywać 1.6 miliona instrukcji na sekundę (MIPS). Do działania DISR potrzebne było około 1.2 MIPS. Płyta elektroniki EA zawierała duży (1.5 Mb) RAM dostępny dla CPU i każdego z 3 kanałów systemu zarządzania danymi (Data Management Assembly - DMA).

Zbierane dane były poddawane kompresji zarówno na poziomie sprzętowym jak i na poziomie oprogramowania. Sprzętowy kompresor danych pozwalał na uzyskanie kompresji obrazu 6:1 w czasie 750 ms. Pracował tylko przez krótki czas w trakcie lądowania.

Instrument DISR został opracowany przez naukowców z USA, Francji i Niemiec. Głównymi ośrodkami odpowiedzialnymi za instrument były: Lunar and Planetary Laboratory, University of Arizona (koordynacja prac nad instrumentem); Max Planck Institute for Solar System Resarch (zaprojektowanie i wstępna kalibracja detektora CCD i jego elektroniki); Jet Propulsion Laboratory (opracowanie oprogramowania do kompresji danych i programów modelujących); United States Geological Survey (opracowanie sprzętu i oprogramowania do obróbki i analizy obrazów); Departement de Recherche Spatiale, Observatoire de Paris (opracowanie detektorów dla spektrometru podczerwieni i ich elektroniki, zebranie danych laboratoryjnych i opracowanie oprogramowania do analizy spektrogramów); Technische Universität Braunschweig, Institut für Datenverarbeitung (opracowanie elektroniki kompresji obrazów z CCD); oraz Lockheed Martin Astronautics (integracja instrumentu).

[Scorus]

HASI
Instrument do badań struktury atmosfery był zestawem sensorów rejestrujących parametry fizyczne atmosfery. Pozwała na pomiary temperatury, ciśnienia, turbulencji i przewodnictwa, a  ponadto na poszukiwania śladów wyładowań atmosferycznych. W przypadku powierzchni dostarczył informacji na temat jej topografii w dużej skali oraz właściwości dielektrycznych. Do podstawowych celów naukowych instrumentu zaliczało się: określenie gęstości, ciśnienia i temperatury górnej części atmosfery, zwłaszcza w rejonie gdzie formują się warstwy mgieł; zmierzenie gęstości stratosfery, określenie profilu temperatury i ciśnienia w stratosferze, oraz określenie składu tej warstwy pod względem substancji kondensujących występujących w ilościach śladowych; wykonanie pomiarów temperatury i ciśnienia w niższej troposferze oraz potwierdzenie istnienia i określenie zasięgu strefy konwekcji; określenie przewodnictwa elektrycznego atmosfery i zbadanie procesów jonizacji, pola elektrycznego i możliwych wyładowań atmosferycznych; wykonanie detekcji hałasu akustycznego podczas turbulencji i możliwych grzmotów; scharakteryzowanie właściwi elektrycznych, przewodnictwa i przenikalności elektrycznej materiału powierzchniowego; oraz scharakteryzowanie topografii rejonu lądowania i dostarczenie informacji pozwalających na odróżnienie powierzchni stałej od płynnej przed wylądowanie. Bezpośrednie pomiary z HASI pozwoliły też na kalibrację pomiarów wykonywanych przez niektóre instrumenty na orbiterze oraz przez inne instrumenty lądownika.

W skład systemu HASI wchodziły cztery podsystemy: system przyspieszeniomierzy (Accelerometers - ACC); system rozkładanych wysięgników (Deployable Boom System - DBS); oś (STUB); oraz jednostka obróbki danych (Data Processing Unit - DPU). Pomiary wykonywały trzy pakiety sensorów: przyspieszeniomierze ACC; system do pomiarów przenikalności elektrycznej, fal i wysokości ponad powierzchnią (Permittivity, Wave and Altimetry Package - PWA); instrument do pomiarów profilu ciśnienia (Pressure Profile Instrument - PPI); oraz sensory temperatury (Temperature Sensors - TEM). Masa systemu wynosiła 6.7 kg a pobór mocy - 20 W.