Polskie Forum Astronautyczne
Astronautyka => Encyklopedia Forum => Wątek zaczęty przez: Scorus w Lipiec 23, 2011, 07:48
-
WPROWADZENIE
Sonda Dawn jest należącą do NASA sondą przeznaczoną do przeprowadzenia badań z orbity dwóch największych obiektów pasa planetoid - 4 Westy i 1 Ceres. Do podstawowych naukowych celów misji należą: uzyskanie danych na temat budowy wewnętrznej planetoid; określenie ich podstawowych parametrów takich jak gęstość, stopień rozdrobnienia, kształt wielkość, rotacja; określenie składu pierwiastkowego i mineralogicznego powierzchni w celu określenia ich ewolucji cieplnej i relacji z meteorytami, w tym głównie zweryfikowanie teorii pochodzenia charakterystycznych meteorytów HED (howadrytów, eukrytów i diogenitów) z Westy i określenie geologicznego kontekstu występowania tych skał; określenie morfologii powierzchni, w tym procesów kraterowania oraz procesów tektonicznych i wulkanicznych jeśli takie występują lub występowały; zmapowanie pola grawitacyjnego planetoid; określenie wielkości metalicznego jądra planetoid z użyciem obrazowania, danych grawitacyjnych i informacji na temat rotacji; oraz wykonanie poszukiwań minerałów uwodnionych i lodów wodnych poprzez zastosowanie spektrometrii w podczerwieni i w zakresie gamma. Informacje te, uzyskane podczas badań obiektów słabo zmienionych od czasu formowania się naszego układu planetarnego pomogą w tworzeniu modeli formowania się planetoid i całego Układu Słonecznego. Sonda zobrazuje co najmniej 80% powierzchni w wielu pasmach spektralnych; uzyska mapy spektrometryczne w zakresach 0.35 - 0.9 mikrona, 0.8 - 2.5 mikrona, oraz 2.4 - 5.0 mikrona; uzyska dane na temat obfitości pierwiastków Fe, Ti, O, Si, Ca, U, Th, K, H, Al, i Mg; oraz wykona mapy pola grawitacyjnego. Dane te zostaną odniesione do teorii formowania się Układu Słonecznego. Jest to pierwsza sonda kosmiczna, która będzie badać z orbity dwa obiekty.
W przypadku Ceres i Westy potrzebne są informacje na temat ich budowy wewnętrznej i ewolucji cieplnej, odzwierciedlone w zapisie geologicznym i cechach geofizycznych oraz procesach nadal zachodzących na ich powierzchniach. Potrzebne jest określenie kontekstu geologicznego dla meteorytów HED z Westy i wykonanie poszukiwań dowodów istnienia meteorytów z Ceres. Interesujące są także różnice pomiędzy ciałami zawierającymi i nie zawierającymi wody w podobnych odległościach od Słońca. Istnienie takich różnic wskazuje, że w przypadku Ceres zaszła tylko krótka i nieznaczna dyferencjacja, która pozwoliła jej na zachowanie wody; natomiast Westa uległa głębokim przeobrażeniom, prawdopodobnie z powodu znacznie większej zawartości izotopów promieniotwórczych. Bliskość orbit obu obiektów umożliwia ponadto zrealizowanie do nich jednej, stosunkowo niedrogiej misji, która dostarczy unikalnych danych z orbit dwóch zupełnie odmiennych globów.
Misja jest realizowana w ramach programu Discovery. Jest to 9 wyprawa w ramach tego programu.
-
KONSTRUKCJA
Wszystkie systemy sondy Dawn zostały wcześniej zastosowane i wszechstronnie przetestowane na wcześniejszych satelitach Ziemi o różnym przeznaczeniu (Indostar, Orbview, Topex/Posejdon, FUSE), co zapewnia durzą niezawodność podczas długiej misji. Podstawowa konstrukcja statku jest oparta na zmodyfikowanym busie LEO Star 2 należącym do firmy Orbital Science Corp. (Orbital). Jest to pierwsza sonda planetarna zbudowana przez tą firmę. Masa startowa sondy wynosi 1217.67 kilograma, z tego ksenon używany jako paliwo w jonowym systemie napędowym stanowi 425 kilogramów. Masa sondy bez paliwa to 740 kg. Wysokość konstrukcji od łącznika z rakietą do panelu górnego wynosi 2.36 m.
Struktura pojazdu oparta jest na centralnym cylindrze. Umieszczono w nim zbiornik paliwa dla silników jonowych (ksenonu), zbiornik paliwa chemicznego oraz inne komponenty systemu napędowego. W jego dolnej części znajduje się łącznik z górnym stopniem rakiety. Konstrukcja ta jest otoczona przez 4 panele boczne oraz 2 panele górne. Konfiguracja taka zapewnia maksymalną sztywność konstrukcji. Jednostki awioniki, koła reakcyjne i inne układy przyłączono do zewnętrznej powierzchni cylindra oraz do wewnętrznej powierzchni paneli.
Energii elektrycznej na poziomie 7.5 kW w odległości 1 AU od Słońca dostarczają dwa skrzydła fotoogniw słonecznych z arsenku galu, zainstalowane po bokach pojazdu, symetrycznie po jego przeciwnych stronach. Zostały one dostarczone przez firmę Dutch Space. Każde skrzydło składa się z pięciu prostokątnych paneli fotowoltaicznych. Pierwotnie planowano zastosowanie 4 paneli w każdym skrzydle. Wraz z postępem prac w celu zapewnienia odpowiedniego poziomu zasilania okazało się jednak niezbędne zwiększenie ilości paneli. Dodanie dwóch paneli i zwiększenie masy sondy spowodowało, że w kwietniu 2004r z zestawu instrumentów naukowych usunięto magnetometr. Rozpiętość systemu paneli wynosi 19.7 metrów. W czasie startu panele były złożone po bokach statku. Zostały rozłożone dopiero po wejściu na orbitę. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterie chemiczne. Są one wykorzystywane w czasie gdy statek znajduje się w cieniu badanych obiektów i nie otrzymuje promieniowania słonecznego, lub w czasie gdy panele słoneczne są odwrócone od Słońca w czasie manewrów. Energia zasila komponenty statku oraz jego silniki jonowe.
Głównym elementem systemu napędowego jest napęd jonowy (Solar Electric Propulsion - SEP). Ponadto sonda posiada zestaw silniczków kontroli orientacji używających paliwa chemicznego. Napęd jonowy służy do zmian kształtu orbity sondy w długich odstępach czasu. Pozwala też na zmniejszenie jej szybkości względem planetoid do poziomu w którym może być przechwycona przez jej silnik jonowy. Silniki kontroli orientacji służą do rozładowywania pędu kół kreacyjnych. Napęd SEP składa się z trzech silników typu NSTAR. Umieszczono je w dolnej części statku. Ich mocowania pozwalają na zmienianie kąta ich nachylenia. Konstrukcja tego układu jest oparta na silniku przetestowanym w trakcie misji Deep Space 1. Jest to jednak pierwsza misja stricte naukowa wykorzystująca napęd tego typu. W napędzie jonowym używany jest ksenon. Sonda posiada 425 kg tego paliwa. Jego atomy są jonizowane, przyspieszane przez elektrody w postaci dwóch siatek i wyrzucane z silnika z dużą szybkością. Następnie do strumienia plazmy wprowadzane są elektrony w celu jej zobojętnienia. Strumień gazu daje ciąg. Jednocześnie może działać tylko jeden silnik. Maksymalny ciąg silnika wynosi 90 mN. Impuls właściwy to 3100 s. System ten pozwala na osiągnięcie całkowitej zmiany szybkości na poziomie 10 km/s, znacznie większej niż dla jakiegokolwiek innego statku kosmicznego po oddzieleniu od rakiety. W celu dotarcia do Westy wymagane jest 275 kg ksenonu, a do osiągnięcia Ceres - 110 kg. Układ silniczków korekcyjnych składa się z dwunastu silniczków o ciągu 0.9 N. Zostały rozlokowane naokoło statku. Paliwem jest w nich hydrazyna. System ten bazuje na podobnych zestawach zastosowanych w satelitach Orbview, Topex/Poseidon oraz FUSE (Far Ultraviolet Spectrum Explorer).
Statek jest stabilizowany trójosiowo. W skład zestawu sensorów nawigacyjnych wchodzą szperacze gwiazd, sensor Słońca, oraz bezwładnościowe jednostki pomiarowe. Urządzeniami wykonawczymi są koła reakcyjne i silniki kontroli orientacji. Na sondzie zastosowano 4 sztuki kół reakcyjnych - po jednej dla każdej osi statku oraz koło zapasowe.
Utrzymywanie właściwej temperatury wewnętrznej umożliwiają radiatory, warstwy powierzchni statku, wielowarstwowa izolacja, oraz grzejniki. Radiatory zostały rozlokowane na powierzchniach bocznych sondy.
Sonda posiada system komputerowy pozwalający na działanie częściowo autonomiczne. Zbudowano go z komponentów produkowanych seryjnie, zastosowanych na przykład w programie Orbview. Dane przed transmisją są zapisywane przez rejestrator jednoczęściowy (Solid State Recorder - SSR).
W skład systemu komunikacyjnego wchodzą: paraboliczna antena wysokiego zysku (High-Gain Antenna - HGA), antena średniego zysku (Medium-Gain Antenna - MGA), trzy anteny niskiego zysku (Low-Gain Antennas - LGA), oraz wzmacniacze i transpondery. Antena paraboliczna HGA, o średnicy 1.4 metra została ustawiona na jednej ze stron statku, w tej samej płaszczyźnie co panele słoneczne. Dysponuje wzmacniaczem o mocy 135 W. Na tej samej stronie została także umieszczona omnikierunkowa antena MGA, oraz anteny LGA. Szybkość transmisji z odległości 3.5 AU wynosi 64 kbps, a poniżej 2.5 AU może osiągać wartość 128 kbps. Dane są odbierane za pomocą należącej do NASA sieci DSN. Dane zgromadzone na statku muszą być transmitowane na Ziemię tylko 1 - 5 razy w tygodniu nawet w najaktywniejszych okresach misji. Zaplanowano 24 - 56 godzin łączności na tydzień na orbitach planetoid, oraz do 4 godzin na tydzień podczas fazy lotu międzyplanetarnego. We wszystkich etapach misji czas łączności w łączu sonda - Ziemia dla celów nawigacyjnych przekracza czas potrzebny do transmitowania zebranych danych naukowych.
-
WYPOSAŻENIE
Instrumenty naukowe sondy zainstalowano na panelu górnym i jednym z paneli bocznych. W ich skład wchodzą: kamera (Framing Camera - FC); spektrometr obrazujący światła widzialnego i podczerwieni (Visible and Infrared Mapping Spectrometer - VIR); otaz detektor promieniowania gamma i neutronów (Gamma-Ray nad Neutron Detector - GRaND). Sonda wykona także eksperyment radiowy (Radio Science Experiment - RS). Pierwotnie sonda miała jeszcze posiadać magnetometr (Magnetometer - MAG), oraz wysokościomierz laserowy (Laser Range Finder - LRF), ale te instrumenty zostały anulowane z powodu przekroczenia budżetu misji i ograniczeń masy sondy.
-
FC
Kamera FC jest głównym systemem obrazującym sondy Dawn, pracującym w całkowitym zakresie spektralnym 400 - 1050 nm. Do jej podstawowych zadań naukowych zaliczają się: poznanie podstawowych parametrów fizycznych badanych obiketów; scharakteryzowanie morfologii powierzchni; zbudowanie precyzyjnego modelu kształtu planetoid; opracowanie modeli topograficznych powierzchni; określenie historii geologicznej oraz procesów odpowiedzialnych za ukształtowanie powierzchni planetoid, w tym tektoniki i wulkanizmu jeśli występują lub występowały poprzez multispektralne zmapowanie prawie całych powierzchni planetoid; umożliwienie wykonania badań struktury wewnętrznej planetoid; zbadanie mineralogii powierzchni; wykonanie badań procesów powierzchniowych związanych z pyłem; oraz wykonanie poszukiwań księżyców. Kamera ta odgrywa także kluczową rolę w nawigacji.
System ten pozwoli na poznanie takich podstawowych parametrów badanych ciał jak ich wielkość, kształt, objętość, średnia gęstość, tempo rotacji i pozycja osi rotacji. Informacje te są niezbędne nie tylko do dalszych badań naukowych, ale także do planowania operacji statku kosmicznego i jego pozostałych instrumentów. Obserwacje naziemne i z HST pozwoliły na określenie wielu głównych parametrów Westy i Ceres. Okres obrotu został określony z dokładnością lepszą od 1 s, a pozycja biegunów z dokładnością 5 -10 stopni. Obserwacje FC podczas zbliżania się i wczesnego etapu przeglądu powierzchni pozwolą na ich wyznaczenie ze znacznie większą precyzją. Pomiary dopplerowskie oraz fotografowanie cech powierzchni pozwolą na precyzyjne określenie okresu obrotu, pozycji biegunów, masy, kształtu i objętości, średniej gęstości oraz nieregularności pola grawitacyjnego badanych obiektów. Kamera przyczyni się do tych badań poprzez precyzyjne określanie pozycji małych utworów, takich jak kratery. Pozycja osi obrotu zostanie wyznaczona z dokładnością do 0.5 stopnia.
Zmapowanie topografii powierzchni jest istotne dla badań procesów powierzchniowych i struktury wewnętrznej badanych ciał. Dane na ten temat, wyprowadzone z obrazów stereoskopowych pozwolą na oszacowania ilościowe, np. grubości pokryw lawowych czy nagromadzeń pyłu w kraterach. W ten sposób uzupełnią one badania morfologii i składu mineralnego utworów powierzchniowych. Obrazowanie stereoskopowe będzie też niezbędnym uzupełnieniem badań fotometrycznych. Badania takie (obserwacje przy różnych kątach fazowych) pozwolą na wyprowadzenie informacji na temat właściwości fizycznych powierzchni uzupełniających charakterystykę geologiczną planetoid. Pozwolą one na zidentyfikowanie głównych jednostek geologicznych, różniących się strukturą, wiekiem i niejednorodnością w składzie mineralogicznym odbijającą się w różnicach w lokalnym reliefie powierzchni i stopniem nachylenia zboczy. Wzajemne relacje pomiędzy jednostkami pozwolą na określenie stratygrafii powierzchni. Obrazy stereoskopowe będą tutaj nieodzowne. Ponadto pozwolą na opracowanie siatki geodezyjnej oraz uzupełnią badania grawimetryczne. Połączenie map topograficznych z innymi obserwacjami FC oraz danymi z VIR i GRaND pozwolą na zintegrowanie badań strukturalnych i kompozycyjnych zwiększając wartość naukową misji.
Obrazy z FC pozwolą też na opracowanie globalnych modeli kształtów planetoid. W fazie zbliżania się, gdy planetoidy mają rozciągłe rozmiary w polu widzenia ich kształt może zostać określony na podstawie kształtu krawędzi tarczy i terminatora na kolejnych obrazach. Przy większej rozdzielczości możliwe jest zastosowanie fotoklinometrii, czyli budowania modelu kształtu na podstawie układu cieni. Metoda ta jest w dużej mierze zależna od przyjętego modelu odbijalności powierzchni, ale jest bardzo przydatna dla pojedynczych zdjęć. Przy obserwacjach o wysiej rozdzielczości, gdy dostępne są obrazy stereoskopowe model kształtu całego globu może zostać opracowany na podstawie modeli topograficznych poszczególnych fragmentów powierzchni.
Modele ukształtowania powierzchni (Digital Terrain Model - DTM) będą jednymi z głównych produktów obróbki danych z FC. Będą one precyzyjnym opisem kształtu powierzchni przydatnym do badań powierzchni oraz reprojekcji wysokorozdzielczych ortofotografii, nadając im trzeci wymiar. Modele DTM zostaną opracowane metodą stereofotogarmetryczną z użyciem 2 - 5 pokrywających się obrazów monochromatycznych. Połączenie uzyskanych w ten sposób współrzędnych punktów referencyjnych z geometrią kamery oraz pozycją sondy na orbicie i jej orientacją przestrzenną da trójwymiarową sieć pozycji punktów, przetwarzaną następnie w ostateczny model DTM.
Badania geologii powierzchni pozwolą na poznanie ewolucji powierzchni planetoid i odniesienie ich do warunków panujących we wczesnym Układzie Słonecznym. Obrazy powierzchni dostarczą informacji na temat zjawisk termicznych, tektonicznych i wulkanicznych (jeśli występowały) oraz kraterowania. W tym celu powierzchnia zostanie zobrazowania z różnych odległości oraz przy różnych geometriach obserwacji i w różnych warunkach oświetleniowych. Posłuży do tego 7 filtrów barwnych oraz 1 filtr szerokopasmowy. Cechy spektralne powierzchni w zakresie światła widzialnego i bliskiej podczerwieni są zależne do składu materiału powierzchniowego oraz długości czasu przez który był on wystawiony na działanie światła słonecznego i wiatru słonecznego. Centralne długości fal filtrów zostały dobrane tak, aby scharakteryzować zarówno właściwości spektralne w szerokim zakresie jak i pokryć linie spektralne charakterystyczne dla meteorytów HED pochodzących najprawdopodobniej z Westy. Zliczanie karterów o różnych wielkościach na różnych jednostkach litologicznych pozwoli na określenie ich wieku i tym samym na poznanie chronologii zjawisk wulkanicznych. Zebrane dane pozwolą też na przetestowanie teorii opisujących kształtowanie się skorupy Westy. Ponadto obserwacje basenu uderzeniowego na biegunie południowym określą, czy odsłonił on materiał płaszcza. Badania morfologii kraterów dostarczą informacji na temat twardości powierzchni, jej struktury a także procesów erozyjnych i wulkanicznych. Obserwacje odsłonięć skalnych dostarczą danych na temat stratygrafii i pozwolą na dokładniejsze poznanie procesów wulkanicznych. Obserwacje przy różnych kątach fazowych dostarczą danych na temat szorstkości powierzchni i jej nierównościach w małych skalach.
W przypadku Ceres obserwacje FC pozwolą na zweryfikowanie modeli jej ewolucji. Współczesne modele ewolucji dużych planetozymali przewidują, że występująca obecnie struktura i skład mineralny dużych planetoid zależy w dużej mierze od zawartości ciekłej wody w przeszłości. Ta natomiast jest ściśle uzależniona od czasu trwania okresu akrecji izotopów promieniotwórczych stanowiących źródło ciepła. Obserwacje Ceres z orbity pozwolą na wykonanie poszukiwań takich utworów jak struktury tektoniczne i strefy nieciągłości skorupy mogących świadczyć o zmianach w objętości planetoidy w przeszłości. Zmiany takie mogą być wywoływane topieniem lodu wodnego, ponownym zamarzaniem wody i związaną z tymi procesami minieralizacją. Nawet jeśli struktura wewnętrzna Ceres uległa znacznej przebudowie, to w niektórych fragmentach jej powierzchni nadal może występować pierwotna materia z której obiekt ten ukształtował się we wczesnym okresie ewolucji Układu Słonecznego zwłaszcza, że górna część skorupy nie powinna ulec stopieniu. Niektóre modele ewolucji Ceres przewidują, że zachodziły na niej procesy wulkaniczne związane z uwalnianiem gazów z wnętrza. Formacje takie mogą zostać zidentyfikowane na obrazach z FC. Datowanie powierzchni na podstawie liczebności kraterów pozwoli na określenie stabilności skorupy i rozpoznanie ewentualnych okresów ponownego wykształcania powierzchni. Ponadto dane z FC pozwolą na określenie, czy pod powierzchnią była obecna (lub obecna jest nadal) ciekła wodna. Uzyskane do tej pory wyniki dotyczące geologii Westy są w dużej mierze zaawansowane. Informacje na temat Ceres są natomiast znacznie bardziej fragmentaryczne. Składa się na to brak meteorytów z Ceres, brak łatwo rozpoznawalnych utwór o różnym albedo albo cechach spektralnych, oraz niejasnym pochodzeniu cech wykrytych do tej pory w jej spektrogramach.
Rozdzielczość przestrzenna map multispektralnych z FC będzie około 2.3 razy większa od obserwacji VIR. Poprawią one mapowanie składu mineralnego. Jednak rozdzielczość spektralna kamery jest niska (około 40 nm) i ograniczona do 7 pasm spektralnych. Dlatego też jednostki litologiczne niemożliwe do rozpoznania przez FC mogą zostać łatwo wyróżnione w danych VIR. Tym samym oba instrumenty wzajemnie uzupełniają się na polu badań geologicznych.
Badania struktury wewnętrznej Westy i Ceres będą możliwe dzięki odpowiedniej interpretacji danych z FC oraz użyciu ich do modelowania w połączeniu z danymi z pozostałych instrumentów. Zastosowane zostaną globalne modele kształtu i informacje na temat pola grawitacyjnego. Nałożą one ograniczenia na średnią gęstość, skład i strukturę wnętrza planetoid. Spłaszczenie biegunowe wraz z informacjami na temat pola grawitacyjnego oraz parametrami rotacji pozwoli na określenie, czy planetoidy znajdują się w stanie równowagi hydrostatycznej. Dla Westy jest to mało prawdopodobne, ale dla Ceres jest bardzo możliwe. Jeśli zostanie to potwierdzone, pozwoli na określenie, czy planetoida ta uległa dyferencjacji. Relacje pomiędzy topografią i polem grawitacyjnym pozwolą na oszacowanie grubości bazaltowej skorupy Westy oraz prawdopodobnie wielkości jej metalicznego jądra. Dodatkowych informacji na temat grubości skorupy dostarczą obserwacje morfologii kraterów w połączeniu z informacjami na temat mineralogii z FC i VIS.
FC przyczyni się też do badań składu mineralnego powierzchni, pomimo ograniczonej rozdzielczości spektralnej. Mineralogia Westy jest silnie zróżnicowana. Zidentyfikowano na niej materiał z górnej części skorupy, części dolnej, oraz możliwe odsłonięcia materiału płaszcza. Stworzy to unikalną okazję do badań w pełni zdyferencjonowanej planetoidy. Jednym z głównych celów badań będzie odrażenie litologii związanych z górną skropią (bazaltów bogatych w piroksen i plagioklaz) oraz związanych ze skorupą dolną (ortopiroksenitów). W przypadku Ceres brak jest wyraźnych różnic we właściwościach spektralnych różnych części powierzchni. Również spektrogramy w zakresie 0.45 - 1.0 μm nie zawierają wyraźnych cech za wyjątkiem słabej absorpcji przy 0.6 μm. Jej natura jest nadal nieznana. Obrazy z FC w zakresie światła widzialnego pozwolą na rozpoznanie małych obszarów o wyraźnych właściwościach absorpcyjnych. Jednak optymalny sposób użycia filtrów zostanie ustalony po wstępnym przeglądzie powierzchni z orbity.
W przypadku badań uwadniania pyłu z powierzchni kamera przyczyni się do scharakteryzowania kilku zjawisk. Pył może zostać wyrzucany z powierzchni na skutek bombardowania mikrometeoridami produkującymi też ziarna wtórne, również przyczyniające się do produkcji pyłu. Oddziaływania powierzchni z plazmą wiatru słonecznego mogą wytwarzać silne pola elektrostatyczne powodujące unoszenie się pyłu a także jego wyrzucanie z powierzchni. Elektrostatyczny transport drobnych ziaren pyłu może przyczyniać się do formowania gładkich połaci we wnętrzach kraterów. Zostały one zaobserwowane w przypadku planetoidy Eros. Procesy te nadal są słabo poznane. Ponadto mają duży wpływ na interpretację danych dotyczących składu chemicznego i mineralnego powierzchni.
Poszukiwania niewielkich satelitów planetoid będą istotne z kilku powodów. Parametry orbit ewentualnych księżyców mogą być niezależnym źródłem informacji na temat mas i średnich gęstości planetoid. Ponadto stworzą okazję do modelowania procesów kolizyjnych i oddziaływań grawitacyjnych w obrębie układu. Odnalezione księżyców przed wejściem na orbitę będzie istotne dla bezpieczeństwa sondy. Poszukiwania takie będą prowadzone w trakcie zbliżania się do planetoidy, w okresach występowania największych kątów fazowych.
-
System FC składa się z dwóch identycznych i w pełni niezależnych kamer (FC 1 i FC 2), zainstalowanych na górnej powierzchni sondy Dawn, która w czasie badań planetoid będzie skierowana w stronę nadiru. Zastosowanie dwóch kamer dostarczyło redundancji. jest ona szczególnie istotna dla celów nawigacyjnych. Każda z kamer składa się z dwóch części - głowicy kamery (Camera Head - CH), oraz z jednostki elektroniki (Electronic Box - E-Box). Każda głowica ma masę 2.5 kg, i zużywała 1.8 W mocy. Ma ona wymiary 160 x 190 x 380 mm. Pojedyncza jednostka elektroniki ma masę 2.5 kg, i zużywał 2 - 5 W mocy. Pojedyncza głowica kamery wraz z elektroniką ma masę 5.5 kg i zużywała 17 W mocy. Cała jednostka FC ma wymiary 422 x 196 x 215 mm wraz z mocowaniami oraz radiatorami.
Głowica ma kształt cylindryczny. Zawiera optykę osłoniętą przez przegrodę odrzucającą zabłąkane światło, koło z filtrami, system płaszczyzny ogniskowej oraz elektronikę odzyskiwania informacji (Front-End Electronics - FEE). Ponadto zawiera klapę osłaniającą otwór wejściowy o średnicy 19 mm przed światłem słonecznym i odbitym od statku kosmicznego. Układ soczewek znajduje się na cylindrycznym montażu. Na nim umieszczono przegrody wraz z drzwiami osłaniającymi otwór wejściowy. Struktura ta jest usztywniona podporami połączonymi z podstawą głowicy i przegrodą. Z tyłu znajdują się dwa radiatory. Głowica jest połączona z górną stroną jednostki elektroniki. Mechaniczne połączenie ze statkiem kosmicznym umożliwiają 3 mocowania w dolnej części obudowy elektroniki.
-
Optyka została opracowana przez firmę Kayser-Threde. Składa się z 4-soczewkowego teleskopu refrakcyjnego f:1/8 z odległością ogniskowej 150 mm. Skupione przez optykę światło przechodzi przez koło z filtrami i pada na detektor CCD umieszczony w płaszczyźnie ogniskowej. Nieregularności chromatyczne w płaszczyźnie ogniskowej zostały zminimalizowane poprzez zastosowanie różnych grubości filtrów w zależności od ich długości fali. Aberracja chromatyczna została skompensowana poprzez zastosowanie odpowiednich rodzajów szkła w kolejnych soczewkach. Aberracja sferyczna została zniesiona poprzez zastosowanie sferycznej powierzchni na pierwszej soczewce. W celu zachowania stałej długości ogniskowej w różnych temperaturach dwie soczewki środkowe zostały zamocowane na osobnym cylindrze wewnętrznym. Różni się on rozszerzalnością cieplną od cylindra głównego utrzymującego soczewki zewnętrzne. Pozwala to na zachowanie stałego położenia płaszczyzny ogniskowej, z dokładnością do 30 μm. Pole widzenia ma wymiary 5.5 x 5.5 stopnia. Kamera charakteryzuje się rozdzielczością przestrzenną 9.3 metra na piksel z odległości 100 kilometrów od powierzchni. Podczas mapowania globalnego planetoid uda się uzyskać rozdzielczość 100 metrów na piksel dla Westy i 200 metrów na piksel dla Ceres. Mapy takie obejmą co najmniej 80% powierzchni. W okresie badań na niskiej orbicie wybrane obszary zostaną sfotografowane z rozdzielczością 12 m na piksel dla Westy. Przegroda odrzucająca zabłąkane światło pozwala na obrazowanie pod kątem do Słońca tak niskim jak 20 stopni.
-
Koło filtrów znajduje się pomiędzy układem soczewek a detektorem CCD. Ma 8 pozycji - szerokopasmowy filtr światła białego (450 - 920 nm), oraz 7 filtrów wąskopasmowych scentrowanych na 430, 540, 650, 750, 830, 920, oraz 980 nm. Szerokości pierwszych 6 pasm wynoszą 40 nm. Pasmo 980 nm ma szerokość 80 nm. Filtry mają postać cienkich substratów krzemowych wielokrotnie pokrytych cienkimi warstwami zewnętrznymi nadającymi im odpowiednie właściwości spektralne. Grubości poszczególnych filtrów to odpowiednio 6.0, 2,0, 5.90, 6.60, 6.40, 5.90, 5.30 i 4.80 nm. Wrażliwość każdego filtra wystarczała, aby uzyskać stosunek sygnału do szumu na poziomie 100 przy ekspozycji w zakresie 100 ms - 1 s (dla obserwacji powierzchni planetoid). Filtr światła białego służy do obserwacji nawigacyjnych oraz do obserwacji o wysokim stosunku sygnału do współczynnika zakłóceń, np. podczas obrazowania z czasami ekspozycji dużo niższymi od standardowego czasu, w celu poprawy kontrastu i ostrości cech morfologicznych oraz poszukiwań skupisk pyłu wokół planetoid.
Koło filtrów jest poruszane przez mechanizm genewski. Jest on oparty na mechanizmie koła filtrów z kamery HMC (Halley Multicolor Camera) sondy Giotto. Jest to jeden z dwóch (obok mechanizmu obsługującego klapę osłaniają otwór wejściowy) elementów ruchomych kamery. Oba systemy są poruszane przez takie same silniki krokowe. Silniki tego samego typu, ale większe zostały z powodzeniem zastosowane na satelicie SOHO.
-
Otwór wejściowy jest chroniony przed zanieczyszczeniami pyłowymi i gazowymi przez klapę zamykającą. Ponadto osłania ona pierwsza powierzchnię optyczną przed promieniowaniem oraz zapobiega bezpośredniemu oświetleniu CCD przez Słońce. W czasie obserwacji osłona ta jest podniesiona. Jej wewnętrzna strona odbija natomiast światło lampy kalibracyjnej w okresie kalibracji instrumentu. Mechanizm obsługujący klapę jest oparty na układzie 4 łączników. W pozycji zamkniętej dostarczają one dużej siły dociskającej klapę. W celu otworzenia lub zamknięcia pokrycia silnik przesuwa ołowiany, nagwintowany trzonek. Powoduje on przesunięcie łączników w górę lub w dół, co powoduje zamknięcie albo otwarcie klapy.
-
W kamerze do wytwarzania obrazów zastosowano detektor CCD TH7888A firmy E2V (wcześniej Atmel). Ma on wymiary powierzchni aktywnej 1024 x 1024 pikseli. Jest wyposażony w obszar do przechowywania klatki o tych samych wymiarach. Jest on pokryty maską aluminiową. Każdy piksel ma szerokość 14 μm. Detektory i elektronika odzyskiwania informacji pochodzą z kamery ROLIS lądownika Philae. Detektor jest wyposażony w dodatkową strukturę zapobiegającą rozchodzeniu się elektronów z obszarów prześwietlonych wzdłuż kolumn pikseli. Ponadto zastosowano dodatkowe osłonięte piksele służące jako odniesienie w trakcie obróbki danych. Minimalny czas ekspozycji czasem ekspozycji 1 s. Po każdej ekspozycji ładunek z aktywnej części detektora jest przenoszony na powierzchnię przechowująca klatkę, co zajmuje 1.32 ms. Następnie ładunek jest zbierany linia po linii i przenoszony do wzmacniacza. Czas odczytu jednej pełnej klatki wynosi 1.2 sekundy. Ładunki z pikseli są przetwarzane przez skoordynowane obwody podwójnego próbkowania (Correlated Double-Sampling Circuit - CDS) i ucyfrawiane 14-bitowo. Dodatkowe grzejniki na detektorze umożliwiają odparowywanie kondensujących się zanieczyszczeń, nagrzewanie detektora w celu zmniejszenia szkód wyrządzanych przez promieniowanie, oraz utrzymywanie go we właściwej temperaturze podczas obserwacji i kalibracji.
-
Każda z jednostek kamery ma niezależną jednostkę elektroniki. Każda z nich jest kopią elektroniki kamery VMC sondy Venus Express. Jednostki te zawierają system obróbki danych (Data Processing Unit - DPU); przetwornicę napięcia (Power Converter Unit - PCU); oraz jednostkę kontrolną dla mechanizmów (Mechanism Controller Unit - MCU).
DPU służy do kontroli działania kamery; wymiany komend za pomocą interfejsu MIL-STD-1553B; odbierania danych z elektroniki odzyskiwania informacji z CCD; przechowywania uzyskanych danych naukowych; odbierania danych inżynieryjnych z MCU i PCU; kompresowania uzyskiwanych obrazów; obrabiania pokładwego uzyskanych zdjęć; oraz wykonywania zadanych sekwencji obrazowania. W skład DPU wchodzi procesor LEON2 20 MIPS; pamięć ulotna SDRAM 8 gigabitów do przechowywania danych naukowych; pamięć SRAM 32 megabity dla oprogramowania procesora; pamięć EEPROM 16 megabitów do przechowywania danych na temat aktualnej konfiguracji kamery; pamięć nielotna EEPROM 2 megabity; oraz pamięć PROM 6 megabitów dla kodu rozruchowego. Komponenty te znajdują się na dwóch płytach drukowanych. Stopień kompresowania danych może być zmieniany od bezstratnego (około 2:1) do stratnego (10:1 i więcej). Zastosowane oprogramowanie kontrolne kamer zostało pierwotnie opracowane dla systemu obrazującego OSIRIS sondy Rosetta i VMC sondy Venus Express. Dla misji Dawn jest ono prawie identyczne, z bardzo nielicznymi modyfikacjami.
MCU służy do sterowania działaniem silników obsługujących mechanizm klapy otworu wejściowego oraz mechanizm koła filtrów. Ponadto odbiera dane z sensorów temperatury w mechanizmach oraz na radiatorach, cylindrach montażowych soczewek i w przegrodzie.
PCU łączy kamerę z systemem elektrycznym sondy. Dostarcza stabilnego woltażu do MCU i DPU oraz mechanizmów klapy otworu wejściowego i koła filtrów.
Do kalibracji instrumentu służy lampa kalibracyjna złożona z 6 diod AlGaInP. Jest przymocowana do wewnętrznego skraju obiektywu kamery. Oświetla wewnętrzną powierzchnię klapy otworu wejściowego. Możliwe jest programowanie czasu oświetlania wnętrza instrumentu, częstotliwości pulsów świetlnych oraz przebiegu cyklów kalibracji.
Instrument FC został zaprojektowany i zbudowany przez Instytut Aeronomii im. Maxa Plancka (Max-Planck-Institute for Aeronomy - MPAe) w Katlenburg-Lindau w Niemczech we współpracy z DLR w Berlinie oraz instytem inżynierii komputerów i sieci komputerowych IDA (Uniwersytet Braunschweig, Niemcy). MPAe był odpowiedzialny za koordynowanie prac nad projektem, opracowanie projektu optyki, projekt mechaniczny głowicy i jednostki elektroniki, testy filtrów, mechanizmy, projekt termiczny, integrację urządzenia, kalibrację, obsługę kamery w trackie misji oraz archiwizację danych. IDA był odpowiedzialny za DPU wraz z pamięcią masową, programowanie pokładowe oraz sekwencje rozruchowe. DRL przystosowało CCD i elektronikę odzyskiwania informacji, oraz było odpowiedzialne za analizę wpływu promieniowania na CCD.
-
VIR
Spektrometr obrazujący światła widzialnego i podczerwieni VIR pozwoli na wykonanie badań spektrometrycznych powierzchni Westy i Ceres. Do podstawowych celów instrumentu dla obu badanych obiketów zaliczają się: zidentyfikowanie różnorodnych minerałów (krzemianów, hydratów i in) na powierzchni Westy i Ceres oraz określenie ich rozkładu przestrzennego; określenie wpływu pogody kosmicznej na powierzchnie planetoid; zmapowanie powierzchni planetoidy z rozdzielczością kilkudziesięciu metrów w celu określenia rozkładu przestrzennego różnorodnych minerałów i ich mieszanin; oraz określenie struktury i natury fizycznej drobin tworzących regolit poprzez obserwacje zmian właściwości spektrofotometrycznych wraz ze zmianami kątów fazowych. Dla Westy instrument ma następujące szczegółowe cele naukowe: zweryfikowanie związku meteorytów HED z Westą; wykonanie obrazowania spektralnego basenu uderzeniowego na półkuli północnej, dającego pierwszy w historii badań wgląd w głąb ciała planetarnego; określenie natury pierwotnego oceanu lawy na powierzchni Westy lub określenie historii powstawania pokryw lawowych; określenie składu mineralogicznego Westy dostatecznie dokładnie, aby pewnie zidentyfikować pochodzące z niej meteoryty; oraz wykonanie poszukiwań minerałów uwodnionych. Dla Ceres cele naukowe są następujące: zbadanie mineralogii powierzchni Ceres jako ciała słabo zmienionego od czasu powstania; zbadanie występowania minerałów zawierających wodę oraz minerałów przypominających gliny; zidentyfikowanie możliwych lodów i zmapowanie obszarów pokrytych szronami; wykonanie prób detekcji szczątkowej atmosfery; oraz skorelowanie mineralogii powierzchni ze słabymi różnicami albedo pomiędzy różnymi regionami.
Instrument VIR został umieszczony na bocznym panelu sondy Dawn. Jego otwór wejściowy w trakcie badań planetoid będzie skierowana w stronę nadiru. Urządzenie to jest zmodyfikowanym spektrometrem VIRITIS użytym na sondzie Rosetta, a potem Venus Express. Jego projekt korzysta też w dużej mierze ze spektrometru VIMS sondy Cassini. Fizycznie urządzenie składa się z 3 sekcji: głowicy optycznej (Optica Head); bliskiej jednostki elektroniki (Proximinty Electronics Module - PEM); oraz głównej jednostki elektroniki (Main Electronics Module - ME). Funkcjonalnie obejmuje 2 kanały: kanał światła widzialnego (Visible Channel - VIS), oraz kanał podczerwieni (Infrared Channel - IR). Kanały światła widzialnego i podczerwieni współdzielą wspólną optykę oraz siatkę dyfrakcyjną. Dlatego też rozdzielacze wiązek nie zostały zastosowane. Użycie wspólnej ścieżki optycznej i zachodzenie na siebie zakresów spektralnych dwóch kanałów ułatwiło ponadto wewnętrzną kalibrację. System optyczny, filtry, systemy płaszczyzny ogniskowej, oraz chłodziarka kriogeniczna i elektronika bliska pochodzą z kanału VIRITIS-M instrumentu VIRITIS sondy Rosetta. Konfiguracja optyki została zapożyczona z kanału optycznego instrumentu VIMS sondy Cassini (VIMS-V). Całkowita masa instrumentu wynosi 20 kg, a pobór mocy - 52W.
Głowica optyczna jest strukturą zawierającą optykę, mechanizmy (osłonę, zwierciadło skanujące, migawkę), układy płaszczyzny ogniskowej, chłodziarkę kriogeniczną oraz radiator. Układ optyczny ma masę 5 kg. Systemy detektorów wraz z ich elektroniką mają łączną masę 3 kg i pobierają 5 W mocy. Chłodziarka kriogeniczna ma masę 1.3 kg. Pobiera 12.6 W mocy. Struktura mechaniczna charakteryzuje się masą 5 kg.
System optyczny instrumentu jest teleskopem Shafera ze zwierciadłem głównym (M1) umieszczonym na mechanizmie skanującym. Skupia on światło na szczelinie wejściowej spektrometru Offnera. Otwór wejściowy ma średnicę 47.5 mm. Pole widzenia ma wymiary 64 x 64 mrad. Stosunek ogniskowej wynosi F/5.6 dla kanału światła widzialnego i F/3.2 dla kanału podczerwieni. Osłona otworu wejściowego chroni optykę, a jej wewnętrzne pokrycie jest celem kalibracyjnym. W teleskopie i spektrometrze zastosowano zwierciadła sferyczne, co ułatwiło ich wyprodukowanie i dopasowanie. Konfiguracja optyki jest telemetryczna, ale nie jest symetryczna osiowo. Zwierciadło M1 jest przesuwane przez mechanizm skanujący wzdłuż szczeliny wejściowej spektrometru krokami o szerokości 250 μrad. Mechanizm ten jest używany, kiedy instrument pracuje w trybie skanowania - gdy statek kosmiczny jest zwrócony na stały punkt a instrument wykonuje skan przestrzenny w celu uzyskania informacji spektralnej. Łącznie można przesunąć zwierciadło o 256 kroków, co dostarcza pola widzenia o szerokości 3.6 stopnia. Parametry elektryczne silnika umożliwiającego skanowanie są monitorowane przy każdym kroku, co umożliwia precyzyjne określenie orientacji zwierciadła. Po odbiciu od zwierciadła M1 wiązka pada na zwierciadło M2. Jest to jedyna płaska powierzchnia w systemie optycznym. Ma ono małe rozmiary, co umożliwiło umieszczenie przed nim kilku przegród usuwających rozproszone światło. Światło jest następne odbijane na wypukłe zwierciadło wtórne M3. Następnie wchodzi do przekaźnika Offnera złożonego z dwóch zwierciadeł sferycznych M4 i M5. Po drugim odbiciu od M4 światło jest ostatecznie skupiane na szczelinie wejściowej spektrometru o długości 38 μm i szerokości 9.53 mm. Po wejściu do spektrometru światło jest odbijane przez zwierciadło Offnera M6 i pada na siatkę dyfrakcyjną. Wiązka po dyfrakcji jest odbijana ponownie na zwierciadło M6, a następnie ostatecznie pada na dwa układy płaszczyzny ogniskowej.
Głównym elementem spektrometru jest siatka dyfrakcyjna wytworzona na wygiętym elemencie szklanym NG5. Podzielona jest ona na dwa koliste obszary (okręgi Rowlanda) o dwóch różnych gęstościach bruzd. Pozwala to na uzyskanie wysokiej efektywności dyfrakcji w szerokim zakresie spektralnym (0.25 - 5 μm). Jej centralna część (33 %) posiadała wysoką gęstość bruzd i dostarcza wyższej rozdzielczości spektralnej dla kanału VIS (od nadfioletu do bliskiej podczerwieni, 0.25 - 1.0 μm). Jej części zewnętrzne (67%) posiadają niższą gęstość bruzd. Są przeznaczone dla kanału IR (1 - 5 μm). Większy obszar zbierający dla podczerwieni kompensuje niższe natężenie promieniowania rejestrowanego w tym zakresie. Obszar siatki dla kanału VIS posiada układ prostokątnych bruzd o gęstości 267.9 na 1 mm. Obszar ten jest podzielony dodatkowo na dwa okręgi Rowlanda - centralny o średnicy 7.95 mm z bruzdami o głębokości 230 nm i zewnętrzny o średnicy 7.95 - 13.90 mm (w kształcie korony) z bruzdami o głębokości 340 nm. Fragment siatki dla kanału IR jest również ukształtowany w formę korony z zębami o gęstości 53.8 na 1 mm w linii prostej. Zapewnia to optymalną dyfrakcję w podczerwieni.
Instrument posiada dwa odrębne systemy płaszczyzny ogniskowej, dla kanału światła widzialnego oraz dla kanału podczerwieni.
Kanał światła widzialnego VIS używa jako detektora układu CCD Thomson-CSF typu TH 7896. Umożliwia on obrazowanie w zakresie widmowym 0.25 - 1.05 μm. Działa jako urządzenie transfer - klatka, z obszarem wrażliwym i obszarem przechowującym informacje. Oba obszary mają jednakową wielkość, 1024 x 508 piksele. Pierwszy obszar służy do uzyskiwania danych, a drugi do ich wysyłania do elektroniki odzyskiwania informacji. Jest on osłonięty masą. Pojedynczy piksel ma wymiary 19 x 19 μm. W czasie działania detektor jest schłodzony do temperatury 155 K, dzięki czemu prąd ciemny jest mniejszy od 1 e-/s. Detektor może jednak działać przy wyższych temperaturach z prądem ciemnym na akceptowalnym poziomie, dzięki zastosowaniu technologii MPP (Multi-Pinned Phase). Detektor znajduje się we wnętrzu struktury termomechanicznej utrzymującej go w płaszczyźnie ogniskowej z dużą precyzją w różnych temperaturach. Jest ona na tyle sztywna, że pozwalała na utrzymanie detektora w odpowiedniej pozycji w czasie startu. Ponadto oddaje nadmiar ciepła przez odpowiednie złącze. Do niej dołączono też połączenia elektryczne i umożliwiające wymianę danych. Jest ona zamknięta oknem optycznym na którym umieszczono dwa filtry - filtr FUV przezroczysty dla fotonów o długości fali powyżej 250 nm, oraz filtr FIR przezroczysty dla fotonów o długości fali powyżej 555 nm. Aktywna powierzchnia CCD jest podzielona na dwie subklatki dla tych filtrów. Fragment przeznaczony dla UV i światła niebieskiego (630 - 440 nm) jest pokryty warstwą lumogenu. Materiał ten po uderzeniu fotonem UV emituje inny foton o dłuższej długości fali. Zwiększa to czułość CCD przy krótszych długościach fal. Fragment dla dłuższych długości fal pracuje w zakresie 630 - 1050 nm.
Kanał podczerwieni używa jako detektora czułej na podczerwień powierzchni umieszczonej w płaszczyźnie ogniskowej (Infrared Focal Plane Array - IRFPA). Został on wyprodukowany przez Raytheon Infrared Center of Excellence (Santa Barbara, USA). IRFPA jest wykonany z HgCdTe. Jest zbudowany z fotokatod tworzonych powierzchnię o wymiarach 270 x 435 pikseli. Detektor pracuje w zakresie spektralnym 1.0 - 5.0 μm. Jest utrzymywany w temperaturze 70 K. Kryształy tworzące aktywna część detektora zostały wytworzone za pomocą technologii MEP (Molecular Epitaxy Process), co zoptymalizowało jednorodność elektryczną detektora. Zastosowany detektor charakteryzuje się wysoką czułością przy niskich gęstościach fotonów. Umożliwiło to zastosowanie wzmacniacza CITA (Accumulated Charge Trans-Impedance Amplifier). Sygnał generowany przez CITA jest odczytywany przez skorelowany obwód podwójnego próbkowania (Correlated Double Aampling Circuit - CDS) pozwalający na zredukowanie szumu o niskiej częstotliwości. Ostatecznie dane są odczytywane przez multiplekser CMOS. Kondensator CDS jest odczytywany na początku ekspozycji oraz na jej końcu. Różnica między tymi sygnałami daje ostateczny sygnał. W trybie migawkowym może on być gromadzony w drugim kondensatorze. Na brzegu chipa detektora znajduje się kolumna buforowa przeznaczona do wzmacniacza sygnału. Łączy ona detektor z magistralą odczytującą. Temperatura detektora jest mierzona za pomocą oporników platynowych umieszczonych na jego tylnej stronie. Podobnie jak detektor CCD kanału VIS, IRFPA jest umieszczony w strukturze termomechanicznej zamkniętej oknem optycznym. Umieszczono na nim 6 filtrów pokrywających 6 różnych fragmentów detektora. Przepuszczalności poszczególnych filtrów są następujące: 0.9 - 1.6 μm, 1.2 - 1.9 μm, 1.9 - 2.5 μm, 2.4 - 3.75 μm, 3.6 - 4.4 μm, oraz 4.3 - 5.0 μm. Filtry służą do zapobieżenia nakładania się sygnałów z siatki dyfrakcyjnej oraz zmniejszenia promieniowania cieplnego z obudowy instrumentu.
Do utrzymywania różnych komponentów we właściwej temperaturze zastosowano dwa różne rozwiązania. Radiator umieszczony na zewnątrz głowicy optycznej pozwala na pasywne chłodzenie ścian instrumentu do temperatury 130 - 140 K. Detektor CCD jest schłodzony do 150K poprzez złącze połączone z radiatorem. Detektor poczerwieni jest natomiast chłodzony do temperatury 70 - 80K. Służy do tego aktywny system chłodzący - chłodziarka Srililnga. Znajduje się ona poniżej montażu optyki. Jest ona połączona z IRFPA przez dedykowane złącze. Odebrane z detektora ciepło jest rozpraszane przez interfejs ze statkiem kosmicznym. Podobnie przez interfejs ten rozpraszane jest ciepło z obu modułów elektroniki. Ponadto w płaszczyźnie ogniskowej umieszczono dodatkowe grzejniki, które umożliwiają odparowanie kondensujących się zanieczyszczeń oraz okresowe nagrzewanie detektorów w celu zmniejszenia szkód wyrządzanych przez promieniowanie.
Instrument posiada wewnętrzny system kalibracyjny. Pozwala on na weryfikowanie dokładności rejestracji spektralnej; weryfikowanie stabilności faltfieldu, monitorowanie ilości i rozmieszczenia wadliwych pikseli, oraz sprawdzanie relatywnej stabilności radiometrycznej. Jest on oparty na dwóch lampach kalibracyjnych - jednej dla płaszczyzny ogniskowej kanału podczerwonego oraz jednej dla płaszczyzny ogniskowej kanału światła widzialnego. Lampy te oświetlają metalową powierzchnię osłony pozwalającej na zamknięcie otworu wejściowego układu optycznego. Osłona ta pozwala zarówno na na kalibrację instrumentu jak i stanowi ochłonę optyki przez zanieczyszczeniami oraz osłanianie jej przed promieniowaniem słonecznym gdy pojazd jest pozycjonowany w pobliże Słońca. Lampy kalibracyjne zostały zbudowane specjalnie dla instrumentów VIRITIS i VIR. Składają się z parabolicznego koncentratora wykonanego z tytanu w którym umieszczono włókno wolframowe o długości 62 mm i średnicy 30 μm. Włókno to tworzy 8 pętli. Charakteryzuje się oporem 4.5 Om. Obie lampy są zamknięte szafirowymi oknami o średnicy 28 mm na których umieszczono po jednym filtrze. Filtry te pozwalają na wprowadzenie konkretnych linii absorpcyjnych. Dzięki temu możliwe jest sprawdzenie zarówno relatywnej odpowiedzi radiometrycznej poprzez pomiary w kontinuum oraz odpowiedzi spektrometrycznej poprzez analizę pozycji danego pasma spektralnego. Filtr dla lampy kanału światła widzialnego jest wykonany z holmu, a dla lampy kanału podczerwieni - z polistyrenu. Obie lampy są umieszczono w obrębie teleskopu, blisko zwierciadła skanującego. Centralna część osłony zamykającej otwór wejściowy, przeznaczona dla kanału światła widzialnego jest pokryta niklem, co maksymalizuje jej odbijalność. Część zewnętrza, przeznaczona dla kanału podczerwieni została pokryta złotem. Pozwoliło to na zmaksymalizowanie odbijalności w podczerwieni. W celu uzyskania różnych poziomów oświetlenia ładunki dla każdej lampy mogą być zmieniane przy każdym uruchomieniu. Lampa kanału widzialnego może pracować przy 240, 250 i 254 mA. Dla lamy kanału podczerwieni wartości te wynoszą 94, 100 i 109 mA.
Głowica optyczna jest połączona elektrycznie z dwoma modułami elektroniki - elektroniką bliską PEM i elektroniką główną ME. Moduł PEM jest umieszczony blisko głowicy, natomiast moduł MEB znajduje się wewnątrz statku kosmicznego.
Jednostka PEM zawiera obwody pozwalające na wysyłanie komend do detektorów oraz odbieranie i ucyfrawianie produkowanych przez nie danych. Ponadto generuje dane inżynieryjne oraz zarządza działaniem mechanizmu skanującego oraz silników osłony otworu wejściowego. Składa się z płyty głównej oraz dwóch kart dodatkowych Dwie karty obsługują kanał VIS, jedna kanał IR i jedna system skanujący oraz osłonę. Płyta główna dostarcza interfejsu z elektroniką ME.
Jednostka ME pozwala na sterowanie i zarządzanie instrumentem. Do jej głównych zadań zaliczają się: odbieranie danych naukowych oraz ich kompresowanie i formatowanie; zarządzanie włączaniem i wyłączaniem głowicy optycznej, w tym jednostek elektromechanicznych (osłony, migawki, zwierciadła skanującego, chłodziarki); kontrolowanie stanu operacyjnego instrumentu; wykonywanie cykli wysyłania danych i przyjmowania komend; interpretowanie i wykonywanie instrukcji; oraz synchronizowanie działania instrumentu z zadymiani wykonywanymi przez inne systemy sondy. ME zawiera zasilacz i system rozprowadzania energii, system zarządzania danymi (Data Handling Support Unit - DHSU), pamięć masową (Mass Memory - MM), oraz kilka kart zarządzających chłodziarką, termistorami, generowaniem telemetrii i interpretacją komend. Pamięć masowa MM składa się z dwóch modułów o pojemności 3 gigabitów każdy. Mogą być używane razem albo niezależnie. Oprogramowanie jest przechowywane w pamięciach EEPROM, PROM i SRAM. Ich moduły są zabezpieczone przez promieniowaniem.
Instrument VIR został opracowany w Instytucie Astrofizyki (Institute for Astrophysics in Space, IAFS) w Rzymie we Włoszech.
-
GRaND
Detektor promieniowania gamma i neutronów jest instrumentem, do którego głównych zadań naukowych zaliczają się: zmapowanie zawartości na powierzchni planetoid Westa i Ceres głównych pierwiastków (O, Si, Fe, Ti, Mg, Al, Ca), oraz pierwiastków występujących w mniejszych ilościach (U, Th, K, H, Gd, Sm) w celu określenia składu powierzchni; oraz wykonanie poszukiwań wodoru świadczącego o istnieniu wody, w celu określenia stopnia uwodnienia skorup planetoid. Dane na temat zawartości głównych pierwiastków skałotwórczych będą niezbędne do określenia podobieństw badanych planetoid do określonych typów meteorytów. Ponadto będą konieczne dla badań ewolucji tych obiektów. Stosunki zawartości pierwiastków radioaktywnych, K/U dostarczą informacji na temat uwalniania substancji lotnych z pierwotnej materii z której planetoidy ukształtowały się. Pomiary zawartości wodoru w przypadku Westy pozwolą na wykonanie poszukiwań uwodnionych minerałów. W przypadku Ceres pozwolą na poszukiwania minerałów przypominających gliny oraz na scharakteryzowanie lodów i szronów na powierzchni, w tym na poszukiwania czap polarnych.
Instrument GRaND został zainstalowany na górnej powierzchni sondy Dawn, która podczas badań planetoid będzie skierowana w stronę nadiru. Urządzenie to umożliwia wykonywanie pomiarów w liniach promieniowania gamma emitowanego przez atomy na powierzchni planetoid. Może rejestrować promieniowanie produkowane przez atomy wzbudzone przez słoneczne i galaktyczne promieniowanie kosmiczne, oraz promieniowanie wyemitowane przez naturalne izotopy promieniotwórcze. Energia promieniowania jest zależna od rodzaju pierwiastka odpowiedzialnego za ich emisję. Umożliwia to określenie składu pierwiastkowego regolitu. Dodatkowo instrument może wykonywać pomiary niskoenergetycznych neutronów powstających podczas bombardowania powierzchni przez promieniowanie kosmiczne i spowalnianych podczas zderzeń z atomami wodoru, najczęściej występującymi pod postają wody. Umożliwia dzięki temu wykonanie pomiarów zawartości wodoru (a więc i wody) na powierzchni planetoid. Urządzenie jest ulepszoną wersją spektrometru GRNS (Gamma-ray and neutron Spcectrometer) sondy Lunar Prospector. Zastosowano w nim również rozwiązania sprawdzone w instrumencie NS (Neutron Spectrometer) sondy 2001 Mars Odyssey. W trackie prac nad instrumentem korzystano też w dużej mierze z danych na temat zachowania się NS w czasie wieloletniej misji na orbicie Marsa. Dane GRNS z Westy i Ceres będą miały porównywalną jakość do pomiarów neutronów sondy Lunar Prospector, a w przypadku pomiarów promieniowania gamma będą miały rozdzielczość spektralną lepszą o czynnik 3 w stosunku od pomiarów tej sondy.
GRaND jest zintegrowanym urządzeniem, zawartym w pojedynczej obudowie o wymiarach 25.7 x 18.0 x 20.3 cm. W skład instrumentu wchodzi sensor promieniowania gamma (Gamma-Ray Sensor); sensor neutronów (Neutron Detector), oraz jednostka elektroniki (Electronics Unit). Łącznie system ten zawiera 21 elementów detekcyjnych. Masa urządzenia wynosi 10.5 kg, a pobór mocy - 9W.
Sensor promieniowania gamma jest umieszczony w górnej części modułu instrumentu. Jest on zmodyfikowaną wersją detektora instrumentu GRNS sondy Lunar Prostpector. Sensor ten składa się z kryształów półprzewodnikowych CdZnTe (Cadmium Zinc Telluride - CZT) o wymiarach 1.0 x 1.0 x 0.75 cm. Kryształy tworzą powierzchnię o wymiarach 4 x 4 elementy skierowaną w stronę nadiru. Sensor ten jest demonstratorem nowej technologii pomiarów promieniowania gamma. Jeżeli nie osiągnie zakładanej rozdzielczości, np. na skutek szkód wyrządzonych przez promieniowanie cele naukowe instrumentu nadal będą mogłyby zostać wykonane. Sensor pracuje w normalnej temperaturze 20ºC, gdzie jego praca jest optymalna. Nagrzewanie CZT w umiarkowanych temperaturach (40 - 60ºC) w krótkich okresach czasu pozwala na przywrócenie pełnej sprawności sensora po naświetleniu przez silne promieniowanie. Nie uważa się jednak, aby promieniowanie spowodowało jego znaczą degradację.
Detektor neutronów znajduje się pod detektorem promieniowania gamma. Składa się on z płytki scyntylacyjnej wykonanej z germanku bizmutu (BGO) o wymiarach 7.6 x 7.6 x 5.08 cm, połączonej z rurką fotopowielacza o średnicy 7.6 cm. Detektor BGO osłona również sensor CZT od strony statku kosmicznego. Dzięki temu zmniejsza on wpływ statku kosmicznego na pomiary promieniowania gamma. Zestaw ten jest otoczony przez cztery segmenty scyntylatora BC454 złożonego z plastiku z domieszką boru. Tworzy on osłonę odrzucającą niepożądane cząstki (Anticoincidence Shield - ACS). Ma grubość 2.5 cm. Błyski świetlne z BC454 odbierają 4 fotopowielacze o średnicy 2.5 cm. Strona instrumentu zwrócona w kierunku elementu ACS skierowanego w stronę statku kosmicznego jest pokryta scyntylatorem GS20 złożonym ze szkła z domieszką litu-6. Jego grubość wynosi 2 mm. Jest on połączony optycznie ze scyntylatorami BC454 tworząc układ typu phoswich. Od strony nadiru i zenitu jest jest otoczony arkuszami polietylenu z domieszką litu-6 o grubości 1 centymetra. Pozwala to na usunięcie neutronów termalnych pochodzących ze statku kosmicznego. Ponadto zastosowany układ pozwala na oddzielnie neutronów termalnych od neutronów epitermalnych/szybkich. Zliczenia neutronów epitermalnych i szybkich są oddzielane przed elektronikę, tak jak na sondach Lunar Prospector i 2001 Mars Odyssey.
Elektronika instrumentu znajduje się pod systemem detektorów. Pozwala ona na obróbkę danych z sensorów i wymianę danych. Zawiera też zasilacze niskiego i wysokiego napięcia. Bliska część elektroniki kwalifikuje każde wykryte wydarzenie (oddziaływanie kwantu gamma lub neutronu z detektorem) do jednej z pięciu podstawowych kategorii (identycznych jak w przypadku Lunar Proscector i 2001 Mars Odyssey) na podstawie kombinacji detekcji fotopowielacza i odczytów z detektora CZT. Tych pięć kategorii to: izolowane oddziaływanie z BGO; pojedyncze zbieżne oddziaływanie z BGO i ACS; zestaw takich zbieżnych oddziaływań, gdzie energia oddawana na BGO i BC454 jest określana przez dyskryminatory w celu ograniczenia deteckji do wąskich zakresów scentrowanych na 478 keV przy BGO i 93 keV przy BC45; pojedyncze oddziaływanie z ACS; oraz skorelowane w czasie pary oddziaływań z ACS zdarzające się w okresie 25.6 μs. Wprowadzenie do instrumentu detektora CZT wprowadziło cztery nowe kategorie: izolowane oddziaływanie z CZT; zbieżne oddziaływania z CZT i BGO; zestaw takich zbieżnych oddziaływań, gdzie energia jest oddawana na BGO i wynosi 0.511 +/- 0.075 MeV; oraz zbieżne oddziaływania z CZT i ACS, gdzie energia oddawana na CZT i BC454 jest określana przez dyskryminatory w celu ograniczenia detekcji do wąskich zakresów scentrowanych na 478 keV przy CZT oraz 93 keV przy BC454. Dane na temat wydarzeń są akumulowane przez czas 60 sekund i przesyłane szybkością 3 kbps. Wielokrotne sygnały z jednego wydarzenia pozwalają na określenie kierunku przybycia fotonu lub neutronu. Tym samym pozwalają na odróżnienie promieniowania pochodzącego z planetoid od promieniowania pochodzącego ze statku kosmicznego oraz na odróżnienie neutronów szybkich, epitermalnych i termalnych. Oddzielnie wydarzeń na detektorze GS20 od oddziaływań z BC454 jest wykonywane przez filtry domeny czasowej. Spektrogramy promieniowania gamma zarówno przyjętego jak i odrzuconego przez ACS są rejestrowane oddzielnie i wysyłane na Ziemię.
Do kalibracji instrumentu służy cel w postaci izotopu Li-7 emitujący promieniowanie gamma o energii 478 keV. Źródło to jest bardzo stabilne, co zostało udowodnione podczas misji Lunar Prospector.
Instrument GRaND został opracowany w Los Alamos National Laboratory i jest jedynym amerykańskim instrumentem sondy.
-
RS
Eksperyment radiowy ma następujące cele naukowe: zmapowanie pola grawitacyjnego Westy i Ceres, określenie masy i średniej gęstości planetoid, określenie ich precyzyjnego kształtu; oraz określenie pozycji osi obrotu i zmierzenie momentów obrotowych. Te informacje pozwolą na ocenę ogólnej gęstości planetoid (masa wraz z ogólnym modelem planetoid wyprowadzonym z obrazowania za pomocą FC), określenie zmian gęstości płaszcza (model kształtu i model pola grawitacyjnego), precesji osi obrotu planetoid, oraz ograniczenie maksymalnych rozmiarów metalicznych jąder planetoid (jeśli takie istnieją).
W eksperymencie RS używany jest system komunikacyjny sondy. Dodatkowe dane pochodzą z kamery FC. W czasie pomiarów mierzone jest dwukierunkowe przesunięcie dopplerowskie w transmisjach radiowych pomiędzy statkiem kosmicznym a Ziemią. Ma to na celu określenia zmian szybkości sondy wzdłuż kierunku widzenia. Dane te są następnie przetwarzane w celu określenie wpływu pola grawitacyjnego planetoid na przyspieszenie statku kosmicznego. W celu wyprowadzenia gęstości planetoid potrzebnej do modelowania struktury wewnętrznej planetoid mierzony jest polarny moment bezwładnościowy (C). W celu określenia C konieczne jest wykonanie pomiarów precesji osi obrotu. Dla misji NEAR Schmeaker wyrycie takich oscylacji osi obrotu o 0.1º umożliwiło zmierzenie C z dokładnością 1% dla planetoidy 433 Eros. Dla misji Dawn oscylacje takie w przypadku Westy i Ceres będą mierzone przez precyzyjną fotogrametrię i śledzenie radiowe.
Różne konfiguracje orbit statku wokół planetoid pozwolą na określenie różnych cech pola grawitacyjnego. Początkowe, odległe orbity pozwolą na określenie mas planetoid. Orbita na wysokości pośredniej pozwoli na wstępne zmapowanie pola grawitacyjnego. Orbity niskie pozwolą na precyzyjniejsze zmapowanie nieregularności pola grawitacyjnego. Ogólne cele naukowe misji zakładają zmierzenie gęstości planetoid z dokładnością 1%. Eksperyment RS umożliwi osiągniecie dokładności bliskiej 0.1%, co pozwoli na nałożenie ograniczeń na modele budowy wnętrza tych obiektów. Możliwe będzie skorelowanie cech pola grawitacyjnego z cechami na powierzchni Westy w skali 65 kilometrów, w tym z dużym (460 kilometrów średnicy) kraterem uderzeniem na biegunie południowym. Taka wysoka rozdzielczość pomiarów będzie możliwa w czasie gdy statek będzie używać kół reakcyjnych do kontroli orientacji, co wyeliminuje zakłócenia występujące podczas uruchomień silników.
Eksperyment RS został opracowany przez Jet Propulsion Laboratory (JPL) w Pasadenie w Kalifornii.
-
HISTORIA MISJI
Misja Dawn została wybrana do realizacji w ramach programu Discovery w 2001r. Według pierwotnych planów sonda miała wystartować 27 maja 2006r, i dotrzeć do Westy 30 maja 2010r. Orbitę Westy miała opuścić 3 lipca 2011r i dotrzeć do Ceres 20 sierpnia 2014r. Koniec badań Ceres był planowany na 26 lipca 215r. W tym czasie Ceres oddalałaby się od Słońca, przez co spadałaby skuteczność silnika jonowego i jego przydatność do zmian orbity. Z powodu problemów budżetowych przygotowania do misji zostały anulowane w grudniu 2003r. Program został jednak wznowiony w luty 2004r.
W październiku 2005r pojawiły się jednak dalsze, poważniejsze problemy finansowe. 21 listopada 2005 roku start przełożono na 17 listopada 2006r. 21 stycznia 2006 start został przesunięty na 1 grudnia 2006r. W 2006 roku sonda została już w większości zbudowana. Jednak misja została anulowana w trakcie ostatecznej integracji pojazdu. Poinformowano o tym 2 marca 2006r. Przyczyną były problemy techniczne, które spowodowały przekroczenie budżetu misji o 20%. Najpoważniejsze komplikacje były związane z systemie napędowym. Nieprawidłowo zachowywał się wykonany z tytanu zbiornik paliwa dla napędu jonowego. Nie był on odporny na ciśnienia przewidywane w trakcie realizacji misji. Zdecydowano więc o nie napełnianiu zbiornika do końca. Napotkano także problem z jednostkami obróbki mocy (Power Processing Units - PPU) firmy L3 Communications, dostarczającymi energii elektrycznej do silników jonowych. Łącznie problemów technicznych było aż 21. Związane z tym koszty podniosły całkowitą wartość projektu z 373 mln do 446 mln dolarów. Jednak 27 marca 2006 roku NASA pod naciskiem JPL w trakcie nowej recenzji projektu zarządzonej przez Kierownictwo Misji Naukowych NASA (NASA Science Mission Directorate) podjęła decyzję o wznowieniu projektu. Uzasadniono to bardzo zaawansowanymi pracami nad sondą, zbudowaną prawie w całości. Zespół projektujący sondę dokonał także znacznych postępów w rozwiązywaniu napotkanych problemów. Zmiana struktury zarządzania projektem i zastosowanie innych środków technicznych pozwoliły na utrzymanie wydatków w zakładanych granicach. Ponadto budżet NASA na rok fiskalny 2007 posiadał margines wystarczający do przeprowadzenia misji, w tym na pokrycie kosztów nadzwyczajnych. Prace nad misją zostały oficjalnie wznowione 27 marca 2006r. Nową datą startu, ogłoszoną 11 maja 2006r stał się 20 czerwca 2007 roku.
-
PRZEBIEG MISJI
Sonda Dawn wystartowała ostatecznie dnia 27 września 2007 r. Rakietą nośną była Delta 2 w wersji 7925H. Miejscem startu był Przylądek Canaveral, stanowisko startowe SLC-17B. O godzinie 11:15 UTC odliczanie zostało zatrzymane z powodu pojawienia się statku w strefie spadku silników pomocniczych. Później przebiegało bez zakłóceń. Start został odnotowany o godzinie 11:34:00.372 UTC. Po 35 sekundach od startu rakieta przekroczyła szybkość dźwięku. W czasie 50 sekund od startu przeleciała przez obszar o największym ciśnieniu aerodynamicznym. W czasie 1 minuty i 23 sekund do startu, o 11:35 UTC pracę zakończyło 6 silników na paliwo stałe uruchomionych w czasie startu. Zostały one odrzucone. Chwilę wcześniej włączyły się 3 pozostałe silniki pomocnicze. Cały czas pracował silnik RS-27A stopnia 1. Ostatnie silniki pomocnicze zostały odrzucone o godzinie 11:36 UTC, po 2 minutach i 41 sekundach od startu. Wyłącznie silnika stopnia 1 (Main Engine Cut-Off - MECO) nastąpiło o 11:38 UTC, po 4 minutach i 32 sekundach od rozpoczęcia misji. Następnie stopień ten został odrzucony. Silnik stopnia 2 uruchomił się w czasie 4 minut i 40 sekund od startu. Odrzucenie owiewki nastąpiło 8 sekund później. Po 6 minutach i 45 sekundach od startu rakieta wyszła z zasięgu stacji śledzenia na Florydzie. Została namierzona przez stację sił powietrznych na wyspie Antigua. Pierwsze wyłączenie silnika stopnia 2 (Second Engine Cut-Off 1 - SECO 1) nastąpiło o 11:43 UTC, po 9 minutach i 4 sekundach od rozpoczęcia misji. Tym samym zespół stopień 2/stopień 3/Dawn wszedł na parkingową orbitę okołoziemską. Charakteryzowała się ona apogeum na wysokości 100.6 mil, perygeum 99.99 mil i inklinacją 28.6 stopnia. O godzinie 11:46 UTC, po 12 minutach od startu rakieta wyszła z zasięgu stacji na wyspie Antigua. Później nie było z nią łączności. W tym czasie przeleciała nad Afryką. W czasie 15 minut i 49 sekund od startu rozpoczęła wolną rotację w celu zachowania stałych warunków termicznych. Łączność została odzyskana przez stację w Dongarze w Australii o godzinie 12:25 UTC, po 51 minutach i 20 sekundach od startu. W tym czasie rakieta przelatywała nad Oceanem, Indyjskim blisko zachodniego wybrzeża Australii. Silnik stopnia 2 został ponownie uruchomiony 23 sekundy później. Drugie wyłączenie silnika stopnia 2 (SECO 2) nastąpiło o godzinie 12:28 UTC, po 54 minutach i 25 sekundach od startu. Odłączenie stopnia 2 zostało potwierdzone o 12:29 UTC, po 55 minutach 30 sekundach od startu. Silnik stopnia 3 - Star 48B uruchomił się w czasie 55 minut i 58 sekund od startu. W tym czasie rakieta przelatywała nad Australią. Stopień 3 zakończył pracę o godzinie 12:31 UTC, po 57 minutach i 19 sekundach od startu. Tym samym sonda Dawn, nadal połączona ze stopniem górnym weszła na orbitę okołosłoneczną. Dawn odłączył się od górnego stopnia po 61 minutach i 58 sekundach od rozpoczęcia lotu, o 12:35 UTC. Następnie bez problemów rozłożył panele słoneczne i nawiązał łączność z Ziemią. Start przebiegał bez żadnych problemów. Był to 131 start rakiety typu Delta 2 i 129 start udany. Ponadto był to 76 start w nieprzerwanej serii udanych lotów.
Po starcie sonda znalazła się na wstępnej orbicie okołosłonecznej. Charakteryzowała się ona peryhelium w odległości 1.00 AU od Słońca, aphelium 1.62 AU, oraz inklinacją 0.5 stopnia.
7 października 2007r o godzinie 01:07 UTC testowo włączono na 27 godzin silnik jonowy, co zużyło niespełna 0.28 kg ksenonu. Testy, przeprowadzone do 15 listopada na wszystkich pięciu poziomach ciągu wypadły pomyślnie. Łącznie silniki przepracowały 11 dni i 14 godzin. 17 listopada zakończył się okres testowania systemów sondy. 28 listopada z nieznanych powodów sonda weszła w stan safe mode. Następnego dnia powróciła do trybu nominalnego. 18 grudnia 2007r o godzinie 00:08 UTC rozpoczęła się faza praktycznego użytkowania napędu jonowego. 15 stycznia 2008r o godzinie 06:00 UTC sonda ponownie weszła w safe mode. Do normalnej pracy powróciła następnego dnia. Do 29 lutego 2008r przyrost szybkości sondy wyniósł 420 m/s. W ciągu 10 tygodni zużyto 19 kilogramów ksenonu. Do 8 sierpnia 2008r zużyto 55.4 kilograma ksenonu. a do pierwszej rocznicy startu (27 września 2008r) - 67 kg. Pozwoliło to zmienić szybkość sondy o 1.68 km/s. 20 listopada 2008r planowo wyłączono napęd jonowy. Wcześniej wykonano korektę kursu TCM-1. Silnik włączono ponownie 21 listopada o godzinie 00:31 UTC. Pracował 2 godziny i 11 minut. Zmiana szybkości wyniosła ponad 60 cm/s. Do tego czasu napęd zużył mniej niż 72 kilogramy ksenonu, zwiększając szybkość sondy o 1.81 km/s. Ponowne uruchomienie napędu jonowego nastąpiło dopiero w czerwcu 2009 roku, nie licząc korekty orbity TCM-2 oraz testów silników wiosną 2009 roku.
18 lutego 2009r sonda wykonała przelot koło Marsa w celu wykorzystania wsparcia grawitacyjnego (Mars Gravity Assist - MGA). Przelot koło tej planety pozwolił na uzyskanie dodatkowej energii niezbędnej do osiągnięcia Westy. 13 lutego o godzinie 05:01:13 UTC sonda weszła w obszar sfery Hilla Marsa (obszar w którym oddziaływanie grawitacyjne Marsa było silniejsze od grawitacji Słońca). Podczas przelotu wykonano kalibrację instrumentów sondy. 17 lutego o godzinie 17:47 UTC włączony został spektrometr VIR. O godzinie 21:21 UTC włączono również główną kamerę FC (kamera zapasowa nie była stosowana podczas przelotu). O godzinie 21:57 UTC sonda obróciła się w celu wykonania obserwacji Marsa. Spowodowało to utratę łączności za pomocą anteny HGA. O godzinie 22:26:58 UTC nastąpiło największe zbliżenie do Deimosa (na odległość 16 031 km), a o 23:53:47 UTC - do Phobosa (na odległość 8 014 km). 18 lutego o godzinie 00:28:00 UTC nastąpiło największe zbliżenie do Marsa, na odległość 549 km. 19 lutego o godzinie 11:09 UTC sonda obróciła się w celu skierowania anteny HGA na Ziemię. 20 lutego o 15:48 UTC wykonano obrót w celu dodatkowych obserwacji Marsa z dużej odległości. Była to próba przed obserwacjami nawigacyjnymi poprzedzającymi dotarcie do Westy. O 19:28 UTC sonda ponownie obróciła się w celu nawiązania łączności za pomocą anteny HGA. Zakończyło to obserwacje podczas przelotu koło Marsa. 22 lutego o 23:51:20 UTC sonda opuściła sferę Hilla Marsa.
Przelot był bardzo istotny dla scharakteryzowania działania kamery FC. Po raz pierwszy od startu w jej polu widzenia znajdował się obiekt rozciągły. Podczas największego zbliżenia rozdzielczość zdjęć wyniosła 50 metrów na piksel. Obrazowanie terminatora i oświetlonej krawędzi tarczy pozwoliło na zweryfikowanie prawidłowości kontrastu obrazów. Podczas obserwacji oświetlonej krawędzi tarczy i obszaru nie oświetlonego wykonano obrazowanie światła słonecznego rozproszonego w atmosferze Marsa. Działania te pozwoliły na zademonstrowanie obserwacji potrzebnych podczas docierania do Westy i Ceres. Wykonano zdjęcia barwne, stereoskopowe i mozaiki. Scharakteryzowano zachowanie się optyki kamery istotne dla późniejszej kalibracji. Wykonywanie wielu zdjęć przez te same filtry pozwoliło na uzyskanie flatfieldów. Ponadto Mars stanowił źródło światła podczas oszacowań poziomu światła zabłąkanego. Podczas przelotu kamera FC po raz pierwszy działała razem z innymi instrumentami sondy. Część obrazów umożliwiła wzajemną kalibrację FC i VIR. Ponadto uzyskano dokładniejsze informacje na temat absolutnej czułości radiometrycznej kamery.
Przelot koło Marsa pozwolił jednak przede wszystkim na zmianę parametrów orbity. Przed przelotem charakteryzowała się ona peryhelium 1.22 AU, aphelium 1.68 AU, oraz inklinacją 1.8 stopnia. Po przelocie peryhelium orbity wynosiło na 1.37 AU, aphelium - 1.81 AU, a inklinacja - 6.1 stopnia.
21 marca 2009r praca elektroniki sondy zaburzyło promieniowanie kosmiczne, ale dzięki nowemu oprogramowaniu nie weszła ona w tryb bezpieczny. 27 kwietnia 2009r wykonano test pracy silników jonowych nr 1 i 3. Trwał on 4 godziny. Kolejny test silników 1 i 3 został wykonany 1 maja 2009r. Również trwał on 4 godziny. 8 czerwca 2009r praca napędu jonowego została wznowiona. Do drugiej rocznicy startu (27 września 2009r) pracowały przez 389 dni. Zużyły 103 kg ksenonu. Całkowita zmiana szybkości sondy wyniosła 2.62 km/s. Orbita okołosłoneczna sondy charakteryzowała się w tym czasie peryhelium 1.42 AU, aphelium 1.87 AU i nachyleniem w stosunku do płaszczyzny ekliptyki rzędu 6.2 stopnia. Większa niż szacowano moc generowana przez panele słoneczne pozwoliła na zwiększenie ciągu silników, w wyniku czego czas dotarcia do Westy skrócił się o 6 tygodni. Pobyt na jej orbicie uległ tym samym wydłużeniu o 6 tygodni. Czas pobytu na orbicie Ceres można było wydłużyć z 9 do 12 miesięcy.
Do 5 czerwca 2009 r napęd jonowy zużył 165 kg ksenonu. Zmiana szybkości wyniosła 4.3 km/s. Silniki pracowały łącznie 620 dni. Do 3 rocznicy startu (27 września 2009r) łączny czas pracy silników wyniósł 715 dni a zużycie paliwa - 189 kg. Zmiana szybkości wyniosła 5.01 km/s. Orbita charakteryzowała się peryhelium 1.89 AU, aphelium 2.13 AU i inklinacją 6.8 stopnia. Do 30 listopada 2010r zmiana szybkości wyniosła 5.5 km/s.
3 maja, w odległości 1.2 mln km od Westy zakończyła się faza lotu międzyplanetarnego. Rozpoczęto wtedy fazę zbliżania się do pierwszego celu misji. W tym okresie sonda prowadziła obserwacje nawigacyjne celu pozwalające na dokładne zaplanowanie działania napędu jonowego. Łącznie wykonano 24 sesje obserwacji nawigacyjnych. W czasie 8 z nich pracował też spektrometr VIR. Pierwsza sesja została wykonana już 3 maja. Sesja 2 odbyła się 10 maja, 3 - 17 maja, 4 - 24 maja, 5 - 1 czerwca, 6 - 8 czerwca, 7 - 14 czerwca, 8 - 17 czerwca. Następnie sesje były wykonywane częściej, 2 razy w tygodniu. 27 czerwca sonda weszła w strefę Hilla Westy, rozpoczynającą się 127 000 km od tego obiektu. Równierz 27 czerwca sonda weszła też w tryb bezpieczny z powodu nieprawidłowego otwarcia zaworu ksenonu. Do normalnego działania wróciła 30 czerwca. 1 lica wykonano pierwsze obserwacje trwające cały okres rotacji planetoidy. W tym czasie pojazd znajdował się w odległości 85 000 km od celu. 10 lipca wykonano drugą sesję obserwacji pełnej rotacji planetoidy, z odległości 35 000 km. Obserwację tą powtórzono pomiędzy 23 a 24 lipca. Pozwoliło to na scharakteryzowanie rotacji planetoidy. Na uzyskanych obrazach wykonano też poszukiwania małych satelitów i skupisk pyłu.
Dawn wszedł na wstępną, odległą orbitę wokół Westy 16 lipca 2011r o godzinie 04:48 UTC. Nie zastosowano tutaj manewru za pomocą silników chemicznych. Szybkość sondy względem Westy została zmniejszona dzięki napędowi jonowemu. Metodę taką po raz pierwszy zastosowano w misji SMART-1 na Księżycu. Wstępna orbita przebiegała na wysokości 16 000 ponad powierzchnią. Po wejściu na orbitę napęd jonowy kontynuował pracę, tak samo jak podczas lotu miedzyplanetranego. Dzięki temu wstępna orbita była stopniowo obniżana. 19 lipca sonda znajdowała się na wysokości 9 000 km nad powierzchnią, a 21 lipca - na wysokości 6 000 km. 22 lipca pojazd zakończył obniżanie orbity, znajdując się na wysokości 5 200 km. Na tej orbicie uzyskano pierwsze obserwacje globalne.
-
Według planów aktualnych w czasie wejścia na orbitę, sonda miała spędzić 8.5 miesiąca na orbicie Westy. Pierwotne plany misji przewidywały 11 miesięcy, ale program został okrojony z powodu kosztów. Plan zasadniczej fazy badań naukowych na orbicie wokół tej planetoidy obejmował 4 fazy. W czasie badań naukowych i transmisji danych na Ziemię napęd jonowy był wyłączony. Umożliwi on natomiast zmiany orbity sondy. Okres badań Westy zbiegł się z peryhelium jej orbity i najwyższymi możliwymi poziomami ciągu silnika jonowego.
28 lipca sonda wznowiła obniżanie orbity za pomocą silnika jonowego. 31 lipca przerwano je w celu wykonania dodatkowych obserwacji. 2 sierpnia sonda osiągnęła pierwszą orbitę roboczą, tzw orbitę przeglądową (Survey Orbit). Nastąpiło to o godzinie 07:07 UTC. Orbita ta przebiegała na wysokości 2 700 km nad powierzchnią. Jej nachylenie w stosunku do płaszczyzny równika wyniesie 90 stopni. Okres obiegu wynosił 69 godzin. Cykl badań naukowych rozpoczął się 11 sierpnia. Podczas programu naukowego sonda wykonała 7 obiegów, w czasie 20 dni. 16 sierpnia kamera FC zakończyła wykonywanie zdjęć podczas 2 przelotów nad oświetloną półkulą, obrazując połowę powierzchni. Spektrometr VIR zobrazował 40% powierzchni. Na orbicie 1 i 5 doszło do wyłączenia spektrometru VIR. Jednak pracował on bardzo wydajnie i dostarczył większej ilości pomiarów (8000 spektrogramów) niż zakładano (5000 spektrogramów). Badania zakończyły się 30 sierpnia. Pojazd uzyskał łącznie 2 800 obrazów z kamery FC i 3 mln spektrogramów VIR, więcej niż planowano. Rozdzielczość obrazów z kamery FC wyniosła 250 metrów na piksel a pomiarów z VIR - 700 metrów na piksel. Dane zebrał też instrument GRaND, ale jego rozdzielczość była niewielka.
Ponowne obniżanie orbity rozpoczęło się 31 sierpnia o godzinie 23:05 UTC. 8 września na początku dnia pojazd znajdował się na wysokości 1 550 km, a pod koniec - 1 330 km. 15 września na początku dnia znajdował się na wysokości 880 km, a pod koniec - 790 km. 18 września proces obniżania orbity został zakończony. Wtedy też sonda znalazł się na tzw wysokiej orbicie mapującej 1 (High Altitude Mapping Orbit 2 - HAMO-1). 21 września sonda weszła w tryb bezpieczny z powodu błędu oprogramowania. Normalna praca została wznowiona po 2 dniach. 26 września wykonano pierwszy manewr korekty orbity. Drugi odbył się 27 września. Finalna orbita przebiegała ona na wysokości 680 km nad powierzchnią. Okres obiegu wynosił 12 godzin. Program naukowy na HAMO-1 rozpoczął się 29 września. Dzięki rotacji Westy sonda zobrazowała całą jej oświetloną powierzchnię w czasie 10 obiegów, czyli 5 dni. Północna strefa polarna była jednak nieoświetlona w tym okresie. Obserwacje były prowadzone w cyklach złożonych z 10 orbit. Łącznie odbyło się 6 takich cykli. Cykl 1 zakończył się 5 października. Polegał on na wykonywaniu zdjęć za pomocą FC skierowanej dokładnie w stronę nadiru. 5 października zakończył się cykl 2, polegający na obraniu pod kątem. Pozwalało to na zebranie zdjęć do mapy stereoskopowej. Zespół misji analizował też problem wzrostu szumu detektorów instrumentu GRaND. Cykl 2 zakończył się 11 października, kiedy to rozpoczęto cykl 3. Polegał on na obrazowaniu do mapy stereoskopowej pod innym kątem. Szum detektorów GRaND udało się wyeliminować. Cykl 3 został zakończony 16 października. Tego dnia rozpoczął się cykl 4, służący również do zbierania zdjęć do mapowania topograficznego. Cykl 5 rozpoczęty 16 października zakończył się 26 października. Była to ostatnia faza obrazowania do mapy steeksopowej. Cykl 6, rozpoczęty 26 października i zakończony 31 października był powtórką cyklu 1. Poszczególne obrazy FC uzyskane z HAMO-1 obejmowały obszar o powierzchni 5 300 kilometrów kwadratowych i charakteryzowały się rozdzielczością 69 metrów na piksel. Kąty fazowe były tak małe jak 20 stopni, co stworzyło idealne warunki dla spektrometru VIR. Instrument przeskanował całą powierzchnię z rozdzielczością 170 metrów na piksel. Badania na orbicie HAMO-1 zakończyły się raz z ukończeniem cyklu 6, 31 października. 2 listopada sonda ponownie uruchomiła napęd jonowy w celu obniżenia orbity.
7 listopada nastąpiła przerwa w obniżaniu orbity. W tym czasie wykonano dodatkowe obserwacje. 10 listopada orbita sondy przebiegała na wysokości 400 km nad powierzchnią a 17 listopada - na wysokości 265 km. W dniach 20, 23 i 27 listopada obniżanie zostało przerwane w celu wykonania obserwacji. 1 grudnia sonda znajdowała się na orbicie na wysokości 245 km. Zmieniono też orientację przestrzenną orbity. 3 grudnia pojazd wszedł w tryb bezpieczny spowodowany zbyt szybkim wykonaniem manewru obrotu. Do normalnego działania powrócił po 2 dniach.
8 grudnia sonda znalazła się na kolejnej orbicie naukowej, tzw niskiej orbicie mapującej (Low Altitude Mapping Orbit - LAMO). Osiągnęła wtedy wysokość 210 km. Z powodu nieregularności pola grawitacyjnego nowa orbita przebiegała na wysokości 170 - 290 km. Okres obiegu wynosił 4 godziny i 21 minut. Była ona wyższa od planowanej o 10 km. Zostało to wymuszone przez uściślenie masy i kształtu Westy. 12 grudnia rozpoczęły się badania naukowe, zaplanowane na 70 dni. Na orbicie LAMO głównym elementem badań były pomiary za pomocą GRaND. Instrument ten osiągnął tu swoją maksymalna rozdzielczość przestrzenną. Ponadto eksperyment RS pozwolił na opracowanie map pola grawitacyjnego o wysokiej rozdzielczości. Okresowo kamera FC oraz spektrometr VIR wykonywały obserwacje wybranych celów. Podczas wstępnego planowania misji przewidywano, że sonda wykona także niskie przeloty nad powierzchnią (15 km), ale z powodu skrócenia programu naukowego plan ten został zaniechany. 17 grudnia sonda wykonała pierwszą korektę orbity LAMO. Polegała ona na uruchomieniu silnika jonowego na kilka godzin. Planowano, że korekty takie będą wykonywane co tydzień. Druga taka korekta została wykonana 24 grudnia. Ponieważ obie korekty były bardzo precyzyjne anulowano dwie następne. 13 stycznia 2012 r nastąpił reset komputera spowodowany błędem oprogramowania. Sonda powróciła do pracy 19 stycznia. Kolejny reset połączony w wejściem w tryb bezpieczny wystąpił 21 lutego. Po 3 dniach sonda wróciła jednak do normalnej pracy. 29 lutego poinformowano o przedłużeniu badań na LAMO o 40 dni. Zakończenie badań zostało zaplanowane na 20 kwietnia. 19 kwietnia poinformowano o przedłużeniu badań o kolejne 40 dni.
Po zakończeniu badań na niskiej orbicie 1 maja sonda uruchomiła silnik jonowy w celu ponownego podwyższenia orbity. 15 maja znajdowała się na wysokości 355 km 22 maja 450 km, a 29 maja - 590 km. 5 czerwca sonda znalazła się na wysokiej orbicie mapującej 2 (High Altitude Mapping Orbit 2 - HAMO-2) przebiegającej na wysokości 680 km. Okres obiegu wynosił 12 godzin. Proces podnoszenia orbity był na tyle precyzyjny, że jej korekta nie była potrzebna. Na orbicie tej pełne mapowanie powierzchni zostało powtórzone. W okresie tym oświetlona była północna strefa polarna, co pozwoli na uzupełnienie wcześniejszych map. Pozostała część powierzchni została zobrazowana przy innym oświetleniu. Badania naukowe zostały rozpoczęte 15 czerwca. W czasie pierwszego cyklu do obserwacji używany był spektrometr VIR. 24 czerwca rozpoczęło się obrazowanie powierzchni za pomocą kamery FC. Była ona zwrócona dokładnie w nadir. 29 czerwca z powodzeniem zakończono pierwszy cykl mapowania i rozpoczęto drugi. Polegał on na obrazowaniu powierzchni pod kątem w celu uzyskania pokrycia stereoskopowego. Cykl ten zakończył się 4 lipca, wtedy też rozpoczęto cykl 3. Obejmował on obrazowanie do mapy stereoskopowej pod innym kątem. Zakończył się on 9 lipca. Cykl 4, rozpoczęty zaraz po zakończeniu cyklu 3 zakończył się 14 lipca. Wtedy tez rozpoczęto cykl 5, obejmujący obserwacje stereoskopowe i spektrometryczne. Zakończenie cyklu 5 i rozpoczęcie cyklu 6 nastąpiło 19 lipca. W czasie tego ostatniego cyklu kamera FC była ponownie wycelowana w nadir. Spektrometr VIR kontynuował zbieranie danych. 25 lipca badania naukowe fazy HAMO-2 zostały zakończone.
Również 25 lipca sonda ponownie uruchomiła swój silnik jonowy i rozpoczęła podnoszenie orbity. Proces ten miał na celu opuszczenie orbity Westy. 8 sierpnia wystąpił problem z drugim z kolei kołem reakcyjnym. Oprogramowanie sondy wykryło w nim wzmożone tarcie i automatycznie wyłączyło je. Podobna sytuacja wystąpiła w przypadku innego koła reakcyjnego w lipcu 2010 r. Od tego czasu było ono wyłączone. 14 sierpnia pojazd został przełączony do normalnego trybu pracy. 17 sierpnia podnoszenie orbity za pomocą napędu jonowego. Kontrola orientacji sondy została przełączona z kół reakcyjnych na silniki RCS. W związku z faktem, ze sonda posiadała tylko 2 w pełni sprawne koła reakcyjne zdecydowano się na wyłączenie wszystkich kół i na wykonanie ich dokładnych testów w czasie lotu do Ceres. Z powodu kilkudniowej przerwy w pracy silnika jonowego opuszczenie orbity Westy, zaplanowane na 30 sierpnia opóźniło się o 4 dni. 25 i 26 sierpnia sonda wykonała ostatnie sesje obrazowania Westy.
Sonda opuściła orbitę Westy 4 września 2012 r o godzinie 06:26 UTC.
W dalszej części misji sonda poruszała się po orbicie okołosłonecznej w celu osiągnięcia Ceres. Zastosowanie silnika jonowego wykluczyło użycie szybkiej trajektorii transferowej Hohmanna, przez co lot do Ceres trwał ponad 2 lata.
W związku z awarią drugiego koła reakcyjnego podczas lotu wykonano testy pracy w trybie hybrydowej kontroli orientacji przestrzennej. Metoda ta została opracowana w 2011 r, jednak nie była potrzebna podczas badań Westy. W tym trybie do pozycjonowania sondy używane są zarówno dwa sprawne koła reakcyjne jak i silniki RCS. Użycie kół pozwala na zaoszczędzenie paliwa. Taki sposób pracy jest wymagany tylko podczas ostatniego etapu misji, na niskiej orbicie wokół Ceres. Na innych etapach wystarczające jest używanie tylko silników. Pełny, 27-godzinny test trybu hybrydowego został wykonany 13 listopada 2013 r. Zakończył się pełnym sukcesem.
11 września 2014 r sonda weszła w tryb bezpieczny. Przyczyną było zaburzenie pracy kontrolera systemu elektrycznego napędu jonowego przez promieniowanie wysokoenergetyczne. W związku tym kontrola misji przełączyła sondę na drugi silnik jonowy, co umożliwiło szybkie wznowienie użytkowania napędu. Ponadto zaobserwowano zaburzenia w pracy systemu kontroli orientacji przestrzennej, co uniemożliwiało pozycjonowanie anteny HGA na Ziemię. W związku z tym posługiwano się antenami małego zysku. Przyczyną była prawdopodobnie anomalia w pracy oprogramowania spowodowana przez promieniowanie. Komputer sondy został więc zresetowany. Sonda wznowiła normalną pracę 15 września. W związku ze zmianą planu użytkowania napędu jonowego termin wejścia na orbitę wokół Ceres został przesunięty o miesiąc. Zmieniono również geometrię wejścia na orbitę. Plan badań Ceres nie został jednak zmodyfikowany.
1 grudnia 2014 r sonda uzyskała pierwsze kalibracyjne zdjęcia Ceres. W tym czasie znajdowała się w odległości 1.2 mln km. Tarcza planety karłowatej miała wielkość 8 pikseli w polu widzenia FC. 26 grudnia rozpoczęła się faza docierania do Ceres. W tym czasie sonda znajdowała się w odległości 640 000 km. Zakończył się wtedy okres koniunkcji ze Słońcem, w związku z czym uruchomiono napęd jonowy rozpoczynając manewr modyfikacji pozwalający na dotarcie do planety karłowatej.
1.2 #sthash.ycxZROB7.dpuf
1.2 #sthash.ycxZROB7.dpuf
Sonda dotarła do Ceres na początku 2015 r. W styczniu tarcza Ceres była na tyle duża na obrazach z kamery FC, że zdjęcia te były wykorzystywane do celów nawigacyjnych. Pierwsza kampania obserwacji nawigacyjnych (Optical Navigation Campagin 1 - OpNav1) została wykonana 13 stycznia w odległości 379 000 km. Tarcza Ceres na obrazach z FC miała wielkość 26 pikseli. Rozdzielczość wynosiła 0.8 rozdzielczości zdjęć z HST. Ponadto instrument VIR wykonał pomiary pozwalające na zaplanowanie parametrów jego pracy podczas badań Ceres. Druga sesja obserwacji nawigacyjnych (OpNav2) została wykonana 26 stycznia w odległości 201 000 km. Uzyskane obrazy miały rozdzielczość 1.4 razy większą od najlepszych zdjęć z HST. Tarcza Ceres miała wielkość 43 pikseli. Trzecia sesja (OpNav3) wykonana została 4 lutego w odległości 148 000 km. Tarcza Ceres miała wielkość 68 pikseli, a rozdzielczość była 2.2 razy lepsza od obserwacji z HST. 12 lutego w odległości 84 000 km została wykonana tzw. charakteryzacja rotacji 1 (Rotation Charaktrisation 1 - RC1). Polegała ona na przeprowadzaniu obserwacji za pomocą FC i VIR w czasie całego okresu rotacji Ceres (9 godzin). Tym samym wykonane zostało obrazowanie prawie całej powierzchni. Rozdzielczość zdjęć z FC była 3.7 razy lepsza od danych z HST. Tarcza Ceres miała wielkość 116 pikseli. 20 marca w odległości 48 000 km wykonana została kampania RC2. Rozdzielczość zdjęć z FC była 7 razy lepsza od tych z HST. Tarcza Ceres miała wielkość 226 pikseli. 23 marca sonda zbliżyła się na najmniejszą odległość do Ceres przed wejściem na orbitę. 25 lutego w odległości 39 000 km wykonana zostanie czwarta kampania nawigacyjna (OpNav4). Tarcza Ceres miała wielkość 264 pikseli a rozdzielczość była 8 razy lepsza od tej z HST. 2 marca w odległości 50 000 km wykonana została piąta kampania nawigacyjna (OpNav5). Tarcza Ceres miała wielkość 205 pikseli a rozdzielczość była 6.5 razy lepsza od obrazów z HST. Obserwacje były zoptymalizowane do poszukiwań małych księżyców.
Sonda weszła na orbitę wokół Ceres 6 marca 2015 r. W tym czasie, w odległości 48 000 km jej szybkości względem celu spadnie do 37 m/s, dzięki czemu została wychwycona przez pole grawitacyjne Ceres. Zostało to potwierdzone o godzinie 12:39 UTC. W dalszej kolejności orbita była obniżana za pomocą napędu jonowego. 10 kwietnia w odległości 33 000 km wykonana została szósta kampania obserwacji nawigacyjnych (OpNav6). Tarcza Ceres miała wielkość 300 pikseli a rozdzielczość była 9.5 razy lepsza od zdjęć z HST. 15 kwietnia w odległości 21 000 km wykonana została 7 kampania nawigacyjna (OpNav7). Tarcza Ceres miała wielkość 470 pikseli a rozdzielczość była 15 razy większa od tej z HST.
23 kwietnia o godzinie 02:25 sonda znalazła się na pierwszej orbicie naukowej wokół Ceres. Znajdowała się ona na wysokości 13 600 km. Okres obiegu wynosił 15.2 dni. Orbita ta została oznaczona jako RC3, ponieważ wykonana została na niej trzecia kampania charakteryzacji rotacji Ceres. Krótki po wejścoiu na orbitę RC3 sonda weszła w tryb bezpieczny z powodu opóźnienia w sekwencji komend. Normalne funkcjonowanie zostało przywróćże dość szybko na początku operacji 24 kwietnia. 24 kwietnia o 02:25 UTC sonda rozpoczęła wykonywanie obserwacji naukowych.
W trakcie fazy RC3 kąt fazowy podlegał zmianom. Na tej orbicie wykonane zostało pierwsze całkowicie globalne obrazowanie powierzchni za pomocą kamery FC skierowanej w nadir. Rozdzielczość zdjęć była 20 razy lepsza od zdjęć z HST. Obserwacje z kamerą skierowaną w nadir objęły półkulę południową, północną i obszar równikowy. Nad nocną półkulą wykonywane zostały ponadto obserwacje horyzontu przy dużych kątach fazowych (w postaci oświetlonego sierpa). Pozwoliły na wykonanie poszukiwań możliwych strumieni pary wodnej, która została wykryta przez satelitę Herschel. Sama para wodna nie była widoczna, ale możliwe było zaobserwowanie podnoszonego przez nią pyłu. Orbita RC3 stworzyła najlepszą okazję do tego typu badań. Ponadto została określona orientacja przestrzenna biegunów Ceres, jej dokładny kształt (za pomocą obserwacji krawędzi tarczy) i wyznaczona jej całkowita masa. Spektrometr VIR wykonał też pomiary pozwalające na pierwsze scharakteryzowanie składu mineralnego powierzchni oraz na poszukiwania ewentualnej pary wodnej. Instrument GRAND wykonywał pomiary cząstek energetycznych. Na dużej wysokości nie mógł dostarczyć informacji na temat składu pierwiastkowego powierzchni. Nad dzienną półkulą Ceres, do pozycji 43ºN lub 43ºS sonda wykonywała obserwacje pomiary naukowe, a od 34ºN lub 34ºS przeprowadzała transmisję danych na Ziemię.
Pierwsze obserwacje z orbity RC3 objęły półkulę południową. Zebrane dane przesłano na Ziemię 27 i 28 kwietnia. 29 maja pojazd rozpoczął wykonywanie obserwacji przy wysokim kącie fazowym, nad półkulą północną. 1 maja zakończono obserwacje nad nocną półkulą Ceres i rozpoczęto transmisję zebranych danych. Tego samego dnia pojazd znalazł się nad dzienną półkulą planety karłowatej i w dniach 3 - 4 maja przeprowadził obserwacje półkuli północnej. Transmisja danych została wykonana 4 i 5 maja. 6 maja wykonano obserwacje obszaru równikowego i przesłano zebrane dane. 7 maja wykonano ostatnie obserwacje z orbity RC3, obejmujące półkulę południową. Transmisja danych została wykonana 8 maja. Tego dnia pojazd zakończył wykonywanie pełnego 15-dniowego obiegu po orbicie RC3. Podczas tej fazy misji uzyskanych zostało łącznie ponad 1000 zdjęć oraz kilka milionów spektrogramów.
Dalsza sekwencja badań Ceres była podobna do obserwacji Westy. 9 maja napęd jonowy został uruchomiony ponownie, co pozwoliło na dalsze obniżanie orbity. 16 maja sonda znalazła się na wysokości 7 100 km, gdzie wykona obserwacje nawigacyjne w ramach sekwencji OpNav8. Trwało to 2 godziny. W tym czasie dane uzyskał również spektrometr VIR. Potem silnik jonowy został uruchomiony ponownie. 19 maja pojazd oddalił się od Ceres na 8 300 km, a następnie wznowił obniżanie orbity. Do 22 maja orbita została obniżona do 5 000 km. Następnie pojazd oddalił się od Ceres. Tego dnia wyłączono napęd jonowy i wykonano ostatnie obserwacje nawigacyjne w trakcie obniżania orbity, sekwencję OpNav9. Ponownie wykonano też obserwacje za pomocą VIR. Silnik jonowy został ponownie uruchomiony 23 maja. Do 24 maja pojazd oddalił się od Ceres na dystans 6 700 km, a następnie wznowił obniżanie orbity. 26 i 27 maja rozpoczęto zmianę kształtu orbity. W trakcie obniżania była ona eliptyczna. Ostateczna orbita mapująca musiała być prawie kołowa. W związku z tym tego dnia Dawn zszedł poniżej planowanej wysokości 4 100 km. Następnie wzniósł się ponownie. Orbita podniosła się do 5 500 km 28 maja. Następnie rozpoczęto jej obniżanie. 28 maja wykonano również przerwę w pracy silnika jonowego w celu wymiany danych z Ziemią i aktualizacji parametrów zmiany orbity na podstawie analiz zdjęć z sekwencji OpNav9. Tego samego dnia wznowiono modyfikacje orbity. 1 maja orbita podniosła się po raz ostatni, do 3 000 km.
-
Modyfikacje orbity zostały zakończone 3 czerwca, na orbicie przeglądowej (Survey Orbit). Przebiegała ona na wysokości 4 400 km. Okres obiegu wynosił 3.1 dnia. Inklinacja wynosiła 90º. Kąt beta dryfował w zakresie 10 - 25º. Początkowo wykonano pomiary parametrów orbity oraz przesłano odpowiednie komendy do sondy. Obserwacje naukowe rozpoczęto 5 czerwca. Tego dnia pojazd przeszedł ze strony nocnej na stronę dzienną, przelatując nad półkulą północną. W tej fazie misji pojazd wykonał 8 pełnych obiegów. Podczas fazy przeglądowej mapowanie za pomocą FC zostało powtórzone z rozdzielczością 3 razy większą niż w fazie RC3. Poza obserwacjami z kamerą skierowaną w nadir na orbitach 1, 2 i 4 zostały również wykonane obserwacje krawędzi tarczy. Ponadto uzyskano globalną mapę za pomocą spektrometru VIR. Pierwsze obserwacje naukowe za pomocą FC i VIR wykonano 5 i 6 czerwca. Po ponownym przejściu na stronę nocną wykonano pierwszą sesję transmisji danych z orbity przeglądowej. 9 czerwca wykonano drugą sesję obserwacji. Po transmisji danych po nocnej stronie Ceres rozpoczęto trzecią sesję. Miało to miejsce 11 czerwca. Dalsze sesje obserwacji po dziennej stronie rozdzielone sesjami transmisji danych odbyły się 12 czerwca i 15 czerwca. W czasie obserwacji 15 czerwca jednostka elektroniki VIR wykryła niespodziewany problem i przerwała gromadzenie danych. Następnie komputer sondy wyłączył instrument. Podobna anomalia wystąpiła w 2011 r podczas badań Westy. Teraz zespół misji szybko stwierdził, iż problem był spowodowany najpewniej przez promieniowanie kosmiczne. Po ponownym uruchomieniu instrument podjął normalną pracę bez żadnych utrudnień. Kolejne sesje obserwacji Ceres miały miejsce 18 czerwca, 20 czerwca, 24 czerwca i 27 czerwca. Podczas ostatniej sesji nastąpił reset jednostki elektroniki kamery FC, a trzy godziny później - reset elektroniki spektrometru VIR. Zespół misji zauważył oba wydarzenia w danych inżynieryjnych transmitowanych za pomocą anteny małego zysku, ale stwierdził iż nie wymagają one interwencji. Inne funkcje sondy nie uległy zaburzeniu. Ostatnia transmisja danych z orbity przeglądowej została zakończona 30 czerwca. Zakończyło to również tą fazę misji. Pomimo chwilowych problemów z instrumentami naukowymi sonda uzyskała więcej danych naukowych niż to było wymagane przez zespół naukowy.
Po zakończeniu prac na orbicie przeglądowej, 30 czerwca rozpoczęło się ponowne obniżanie orbity, trwające 2 miesiące. W tym czasie pojazd miał planowo wykonać 25 obiegów wokół Ceres. Jednak wkrótce po uruchomieniu silnika jonowego oprogramowanie pojazdu wykryło anomalię w systemie kontroli orientacji przestrzennej i przełączył sondę w tryb bezpieczny. Tym samym obniżanie orbity zostało szybko przerwane. 1 i 2 lipca zepsuł misji przesłał instrukcje przywracające normalną konfigurację. Następnie pojazd przesłał pakiet danych inżynieryjnych za pomocą anteny wysokiego zysku. Zespół misji analizował dzięki temu sytuację a pojazd chwilowo pozostawał na orbicie zbliżonej do orbity przeglądowej. Przyczyną anomalii był błąd w systemie pochylającym silnik jonowy nr 3, pozwalającym na kontrolę orientacji przestrzennej sondy w czasie użytkowania napędu jonowego. W związku z tym do dalszego obniżania postanowiono użyć silnika jonowego nr 2 umieszczonego na osobnym mechanizmie pochylającym. W dniach 14 - 16 lipca wykonano dokładniejsze testy systemów sondy, w tym również silnika jonowego nr 2. Obniżanie orbity z jego użyciem zostało wznowione 17 lipca. Było przerywane raz w tygodniu w celu przesłania danych inżynieryjnych na Ziemię. Ponadto do sondy wysyłało wtedy instrukcje pozwalające na zoptymalizowanie trajektorii. 20 lipca wysokość orbity wynosiła 3 500-3 400 km, 22 lipca - 3 200-3 100 km, 23 lipca - 3 100-2 900 km, 27 lipca - 2 600 km, 31 lipca - 2 300 km, 3 sierpnia - 2 100-2 000 km, a 7 sierpnia - 1 800 km. W dniach 9 - 10 sierpnia obniżanie orbity zostało przerwane na 23 godziny. Był to dodatkowy czas przeznaczony na skompensowanie możliwych anomalii, jednak jak do tej pory nie napotkano żadnych problemów. Obserwacje naukowe na niskiej orbicie nie mogły być rozpoczęte wcześniej niż planowano z kilku powodów technicznych, zwłaszcza z powodu precyzyjnego komendowania komputerów obsługujących odbiór danych za pomocą stacji DSN. Następnie obniżanie orbity zostało wznowione.
Obniżanie orbity zostało zakończone 13 sierpnia (przed problemem z systemem pochylającym silnik jonowy było planowane na 4 sierpnia). Sonda znalazła się na wysokiej orbicie mapującej (High Altitude Mapping orbit - HAMO), w odległości 1 470 km pod powierzchni. Okres obiegu wynosił 19 godzin. Inklinacja wynosiła 90º. Kąty beta zmieniały się w zakresie 27 - 37º. Po zakończeniu obniżania wykonano pomiary dokładnych parametrów orbity oraz przesłano odpowiednie instrukcje. Następnie 17 sierpnia rozpoczęto obserwacje naukowe. Na orbicie HAMO instrumenty FC i VIR ponownie wykonały mapowanie globalne. Rozdzielczość zdjęć z FC byłą 3 razy lepsza niż na orbicie przeglądowej. Poza obrazowaniem powierzchni z kamerą skierowaną w nadir wykonane zostało również obrazowanie multispektralne i stereoskopowe. To ostatnie polegało ono na obserwacjach z kamerą odchyloną w stosunku do nadiru pod stałym kątem. Ponadto wykonywano pomiary promieniowania kosmicznego i słonecznego za pomocą GRAND, mające znaczenie kalibracyjne. Prowadzono również eksperyment radiowy. Obserwacje były podzielone na 6 sesji z których pierwsza obejmowała obrazowanie z kamerą FC skierowaną w nadir a pozostałe z kamerą odchyloną od niego pod różnymi kątami. Spektrometr VIR posiadający mniejsze pole widzenia niż kamera FC w czasie każdego cyklu obserwował inną część powierzchni. Z powodu konieczności znacznego ograniczenia użytkowania kół kreacyjnych i stosowania do kontroli orientacji przestrzennej silników hydrazynowych obroty sondy były wykonywane żadzie niż w czasie fazy HAMO na planetoidzie Westa. Tak więc na niektórych orbitach sonda pozostawała pozycjonowana na powierzchnię w czasie przejścia nad nocną stroną Ceres a na niektórych jej antena HGA była pozycjonowana na Ziemię również po dziennej stronie. W przeciwieństwie do badań Westy transmisji danych nie wykonywano więc za każdym razem gdy pojazd znajdował się nad półkulą nieoświetloną. Strategia taka pozwalała na zaoszczędzenie hydrazyny przy wykonaniu wszystkich zadań wymaganych przez program naukowy. Tak więc każda sesja obserwacji Ceres obejmowała 12 przejść po stronie dziennej, z których każdy trwał po 9.5 godziny, jednak pełne przesłanie zebranych danych wymagało 14 pełnych obiegów, trwających łącznie 11 dni. Pierwszy cykl obserwacji zakończył się 26 sierpnia. 28 sierpnia, po przesłaniu wszystkich danych naukowych rozpoczęto drugi cykl. Zakończył się on 7 września. Następnie przez około 2.5 dnia sonda transmitowała zgromadzone dane. Trzeci cykl rozpoczął się 9 września. W jego trakcie, 13 września jednostka elektroniki kamery FC wykryła niespodziewany błąd i wyłączyła ją. Wydarzenie to miało miejsce na krótki czas przed przejściem na nocną stronę Ceres, więc nie spowodowało utarty większej ilości obserwacji. W czasie sesji łączności wysłano komendy uruchamiające kamerę. Podjęła ona prawidłową pracę przed rozpoczęciem kolejnego okresu obrazowania po dziennej stronie Ceres. Trzeci cykl zakończył się 18 września. Po przesłaniu danych, 19 września rozpoczęto czwarty cykl, który trwał do 28 września. Po sesji transmisji danych, 30 września rozpoczęto piąty cykl, trwający do 9 października. 12 października, po ponownym przesłaniu danych rozpoczęto szósty i ostatni cykl mapowania. Trwał on do 21 października. Następnie sonda przesłała wszystkie zgromadzone dane, co zakończyło prace w fazie HAMO. Faza ta trwała 56 dni. W tym czasie sonda wykonała 85 obiegów wokół planety karłowatej.
Po zakończeniu mapowania na orbicie HAMO, 23 października rozpoczęła się kolejna faza obniżania orbity. Potrwa ona 2 miesiące, w tym czasie pojazd wykona 160 obiegów.
8 grudnia obniżanie orbity zostanie zakończone. Pojazd znajdzie się na niskiej orbity mapującej (Low Altittude Mapping Orbit - LAMO) przebiegającej w odległości 375 km od powierzchni Ceres. Okres obiegu będzie wynosił 5.4 godziny. Inklinacja będzie wynosiła nadal 90º. Kąty beta będą znajdować się w w zakresie 45 - 50º. Na tej orbicie instrument GRAND zbierze dane na temat składu pierwiastkowego powierzchni. Będzie skierowany w nadir. Wykonany zostanie też eksperyment radiowy w trakcie którego antena sondy będzie pozycjonowana na Ziemię. Pozwoli to na wykonanie najdokładniejszego jak dotąd mapowania pola grawitacyjnego. Ponadto instrumenty FC i VIR wykonają obserwacje wybranych celów w największej rozdzielczości. Badania na tej orbicie potrwają nominalnie 92 dni. W tym czasie sonda 404 obiegi. Po tym okresie, w lutym 2016 r misja nominalna zostanie zakończona.
Cała misja podstawowa na Ceres będzie mogła zostać wykonana nawet przy awarii wszystkich kół reakcyjnych. W przypadku prawidłowego działania kół będzie możliwe przedłużenie misji do końca 2016 r. Głównym ograniczeniem czasu trwania misji będzie zapas hydrazyny zużywanej podczas pozycjonowania sondy z użyciem tylko dwóch kół reakcyjnych.
Program naukowy na Ceres potrwa łącznie 406 dni. Po wznowieniu przygotowań do misji planowano skrócenie czasu trwania badań do 5 miesięcy w celu zmniejszenia kosztów, ale zaniechano tych planów. Także w tym przypadku program naukowy miał obejmować niskie przeloty, które zostały anulowane.
-
Cel misji - planetoida 4 Westa
Pierwszy z celów misji Dawn - planetoida 4 Westa została odkryta przez niemieckiego astronoma Heinricha Wilhelma Olbersa 29 marca 1807r. Ma kształt elipsoidy o wymiarach 578 x 560 x458 km. Okres rotacji to 5.342 godziny. Jej masa wynosi 2.67 +/- 0.02 x 10^20 kg. Średnia gęstość to 3.42 g/cm^3. Jest to drugi co wielkości obiekt pasa planetoid, stanowiący około 9% jego zbiorczej masy.
Z planetoidy tej pochodzi specyficzna klasa meteorytów określanych jako HED (akronim od nazw 3 rodzajów skał tworzących tą grupę - howadrytów, eukrytów i diogenitów). Jest to największa klasa achondrytów - do tej pory zebrano ich około 100. Meteoryty te charakteryzuje unikalny stosunek izotopów tlenu. Eukryty są bogatymi w żelazo gabro i bazaltami zbudowanymi głównie z piegonitów i plagioklazów wapniowych. Diogenity są ortopiroksenitami, czasami z małymi zawartościami oliwinów. Howandryty są brekcjami złożonymi z fragmentów eukrytów i diogenitów.
Pochodzenie materiału HED z Westy jest bardzo prawdopodobne, ponieważ ma on bardzo podobne do niej cechy spektralne. Ponadto do tej pory zidentyfikowano tylko jedną inną planetoidę bazaltową nie związaną z Westą - 1459 Magnya. Ze względu na parametry jej orbity dotarcie meteorytu wybitego z jej powierzchni na Ziemię jest mało prawdopodobne. Po odkryciu małych planetoid najprawdopodobniej wyrzuconych z Westy (rodzina Westy, westoidy) hipoteza pochodzenia HED z Westy została szeroko zaakceptowana. Spektrogramy westoidów są podobne do spektrogramów do eukrytów i howardytów, chociaż istnieją między nimi subtelne różnice. Planetoidy te mogły powstać podczas zderzenia które wytworzyło wielki krater na biegnie południowym Westy. Spowodowało ono wyrzucenie około 1% jej materii.
Badania izotopowe meteorytów HED wskazują, że Westa uformowała się w krótkim czasie, tylko ok. 5 - 15 milionów lat. Podobne badania wskazują, że Mars formował się przez 30 milionów, a Ziemia - 50 milionów lat. Wczesne przerwanie procesu wzrostu planetoid głównego pasa było prawdopodobnie spowodowane grawitacyjnym oddziaływaniem Jowisza, wymiatającym materię.
Westa jest prawdopodobnie pozbawiona minerałów uwodnionych. Jej powierzchnię pokrywają skały bazaltowe. Różnice spektralne zaobserwowane na obszarze krateru pokrywającego półkulę południową wskazują na występowanie stratygrafii kompozycyjnej. Objawia się ona odsłonięciem płaszcza i/lub wewnętrznej skorupy bogatej w oliwiny, oraz nienaruszoną przez impakt powierzchnią pokrytą pokrywami lawowymi. Naziemne obserwacje spektrometryczne wykazały, że różne jej obszary różnią się absorpcją. Piroksyny bogate w magnez i ubogie w wapń występują na półkuli zachodniej, a piroksyny bogate w żelazo i wapń - na półkuli zachodniej. Różnice te są interpretowane jako odsłonięcia warstw głębinowych na półkuli wschodniej oraz strumienie lawowe na półkuli zachodniej. Niejasne jest, czy powierzchnia została uformowana przez seryjny wulkanizm, czy wywodzi się z oceanu magmy, podobnie jak wyżyny na Księżycu.
Badania długości wystawienia meteorytów HED na promenowanie kosmiczne i słoneczne wskazują, że Westa w ciągu ostatnich 50 milionów lat doświadczyła co najmniej 5 zderzeń wyrzucających durzą ilość materii. Badania meteorytów HED umożliwiły także ogólne określenie ewolucji cieplnej Westy.
Cel misji - planeta karłowata 1 Ceres
Drugi cel misji Dawn - planeta karłowata 1 Ceres została odkryta przez Giuseppe Piazziego 1 stycznia 1801r. Jest obiektem o kształcie w przybliżeniu sferycznym. Promień równikowy wynosi 487.3 +/- 1.8 km a biegunowy - 454.7 +/- 1.6 km. Masa Ceres wynosi 9.43 +/- 0.07 x 10^20 kg. Średnia gęstość to 2.077 x 0.036 g/cm^3. Jest to największy obiekt w pasie planetoid, zawiera około 23% jego masy.
Z Ceres nie są znane żadne meteoryty. Ich brak może oznaczać, że powierzchnia tego ciała jest pokryta materiałem, który nie jest w stanie wytrzymać przejścia przez atmosferę Ziemi, lub nie utrzymuje się podczas kraterowania wyrzucającego meteoryty z powierzchni. Możliwe też, że dynamika zderzeń była niekorzystna i nie przyczyniła się do wybicia z jej powierzchni znacznych ilości materii. Możliwe jednak, że badania spektrometryczne światła odbitego od powierzchni tego obiektu nie pozwoliły na wiarygodne określenie jej składu. Jest prawdopodobne, że w trakcie ewolucji cieplnej Ceres zaszła znaczna przebudowa chondrytowej materii powierzchniowej. Mogło dojść do powstania minerałów zawierających uwodnione sole. Spowodowałoby to wykształcenie albedo wyższego niż dla typowych chondrytów węglistych i uniemożliwiło poprawne zidentyfikowanie meteorytów pochodzących z tego obiektu. Jedyną możliwością określenia, czy meteoryty z Ceres znajdują się w zbiorach oraz zbadania ewolucji tej planety karłowatej jest bezpośrednie wykonanie badań spektrometrycznych ścian kraterów na jej powierzchni. Meteoryty dotaczają ponadto niekompletnego obrazu składu i ewolucji ich macierzystych obiektów.
Powierzchnia Ceres powinna być bardzo słabo przeobrażona przez siły wewnętrzna i silnie kraterowanie. Powinny się na niej znajdować minerały uwodnione. Ceres powinna także posiadać bardzo rozrzedzoną atmosferę. Jej gęstość jest podobna do gęstości księżyców Jowisza - Ganimedesa i Kallisto. Wydaje się więc, że zawiera dużą ilość wody, oraz jest znacznie mniej przeobrażona niż Westa i Europa. Skład powierzchni może być podobny (ale nie zupełnie) do chondrytów węglistych, co sugeruje płaskie spektrum i bardzo prawdopodobna obecność wody. Planetoida ta ma jednak wyraźnie wyższe albedo. Obserwacje radarowe pokazały, że w zakresie fal decymetrowych powierzchnia jest bardziej jednorodna niż w przypadku Księżyca. Jest jednak dużo bardziej nieregularna w zakresie wyższych długości fal. Bierne obserwacje mikrofalowe wykazały, że powierzchnia jest pokryta warstwą materiału przypominającego suche krzemiany pakietowe o grubości co najmniej 3 cm. Spektrum odbiciowe dysku Ceres jest stosunkowo płaskie i nie zawiera wyraźny cech. Występuje w nim jednak linia absorpcyjna 3 μm. Zwykle jest ona interpretowana jako sygnatura minerałów uwodnionych. Linia ta może być także sygnaturą gliny amoniakalnej, prawdopodobnie saponitu amoniakalnego albo montmorillonitu amoniakalnego. Wskazywałoby to, że minerały powierzchniowe formowały się w temperaturze poniżej 400 K. Istnieją także dowody na ucieczkę OCH z północnego brzegu jej tarczy. Może to wskazywać na obecność czapy polarnej. Możliwe, że jest ona uzupełniana zimą przez substancje wydostające się z warstw podpowierzchniowych, a następnie zanika w lecie. Niektóre modele tego typu wskazują ponadto, że pod powierzchnią Ceres, na głębokości 10 - 100 km nawet dzisiaj mogą znajdować się lody wodne, a nawet warstwy ciekłej wody
Ceres jest słabo poznanym i być może unikalnym obiektem w Układzie Słonecznym. Możliwe, że z planetozymali tego typu uformowały się planety typu ziemskiego.