Astrosat (kompendium)

[Scorus]

Instrument SSM został umieszczony na panelu przednim (+Y) satelity Astrosat, normalnie odwróconej od Słońca. Jego komponenty znajdują się na prostokątnej platformie w kształcie kołyski. Jest ona obracana za pomocą odpowiedniego mechanizmu wokół osi +Y satelity, co pozwala na skanowanie nieba. Platforma jest obracana krokami o szerokości 10 stopni. Obrót może być wykonywany w kierunku ruchu wskazówek zegara lub w kierunku przeciwnym. Czas integracji w każdej pozycji typowo wynosi około 10 minut. Jest to wymagane dla stabilnej pracy instrumentu UVIT. Gdy instrument ten nie jest używany możliwe jest wykonywanie szybszego skanowania. Czas ten może być zmieniany w zakresie 2 - 24 minut. Pojedynczy obrót trwa typowo około 6 godzin. Pozwala to na wykonanie obserwacji prawie połowy sfery niebieskiej 4 razy w ciągu dnia (z uwzględnieniem przelotów przez region anomalii południowoatlantyckiej). Skanowanie jest wykonywane niezależnie od pracy innych instrumentów naukowych satelity.

[Scorus]

 Konfiguracja SSM jest bardzo podobna do urządzenia ASM (All-Sky Monitor) amerykańskiego satelity RXTE. W skład instrumentu wchodzą trzy elementy będące licznikami proporcjonalnymi (SSM1, 2 i 3). Jednostki SSM1 i SSM2 znajdują się po bokach platformy (jednostki boczne) a SSM3 - na jej środku, w osi obrotu platformy (jednostka środkowa). Ponadto instrument posiada osobną jednostkę obróbki danych (Processing Electronics - PE). Całkowita masa instrumentu bez platformy obrotowej wynosi około 48 kg a pobór mocy (bez uwzględnienia zasilania mechanizmu obrotowego) - 32 W (po regulacji, pobór surowy - 47W). Produkcja danych wynosi około 200 megabitów na orbitę.

Całkowity obszar geometryczny instrumentu ma wielkość około 180 centymetrów kwadratowych. Całkowity obszar efektywny ma wielkość 53 centymetrów kwadratowych przy energii 5 keV i około 11 centymetrów kwadratowych przy energii 2 keV. Pole widzenia jednostek położonych bocznie (SSM1 i SSM2) ma wymiary 26.8 x 100 stopnie a jednostki centralnej (SSM3) - 22.1 x 100 stopnie. Różnice w wielkości pół widzenia są związane  z trudnościami powstałymi podczas montażu izolacji termicznych. Jednostki o szerszym polu widzenia charakteryzują się mniejszą rozdzielczością. Pola widzenia SSM1 i SSM2 tworzą kształt litery X na niebie. Są ustawione pod katem 45 stopni do siebie, co zapobiega zasłanianiu przez panele słoneczne satelity. Zbiegają się w centrum pola widzenia SSM3 który jest prostopadły do nich. Rozdzielczość kątowa wynosi około 12 minut kątowych w kierunku kodowania i 2.5 stopnia w poprzek kierunku kodowania. Dokładność wyznaczania pozycji źródeł wynosi 11 - 14 minut kątowych. Jest gorsza w przypadku SSM1 i 2 niż w przypadku SSM3. W przypadku jasnych źródeł gdy nie zachodzi ich pomylenie dokładność ta zwiększa się do 5 - 8 minut kątowych. Rozdzielczość czasowa wynosi 1 ms. Rozdzielczość pomiarów energii wynosi 25% przy 6 keV. Czułość wynosi 28 mCrab (3 sigma dla jednej jednostki) przy czasie integracji wynoszącym 600 sekund. W regionach nieba na których może dość do nałożenia źródeł rentgenowskich czułość może spaść o czynnik 2. Typowy czas obserwacji wynosi 10 minut w każdej pozycji. Instrument może wykonywać zliczenia fotonów w tempie do 5000 zliczeń na sekundę. Kąt unikania Słońca wynosi 30 stopni od krawędzi pola widzenia. Instrument jest wyłączany w czasie przelotów przez obszar anomalii południowoatlantyckiej.

[Scorus]

Każdy element instrumentu składa się z systemu obrazującego, systemu detekcyjnego, wzmacniacza oraz elektroniki przedniej. System detekcyjny mieści się w prostopadłościennej obudowie wykonanej ze stopu aluminium. Jest on przymocowany do klina umieszczonego na obrotowej platformie za pomocą 6 stopek. System obrazujący jest zainstalowany bezpośrednio na nim. Składa się z jednowymiarowej maski kodowej oraz stożkowego kolimatora. Wzmacniacz mieści się w osobnej prostopadłościennej jednostce elektroniki przymocowanej do kilka koło obudowy systemu detekcyjnego za pomocą 6 stopek. Elektronika bliska znajduje się w prostopadłościennej jednostce umieszczonej na tylnej powierzchni klina montażowego. Również jest ona przymocowana za pomocą 6 stopek.

[Scorus]

 Maska kodowa znajdująca się na wejściu systemu obrazującego każdej jednostki jest wykonana z płyt złożonych z tantalu w których wycięto odpowiednie zaprojektowany wzór pustych przestrzeni. Tak więc posiada charakterystyczny wzór złożony z elementów nieprzezroczystych i przezroczystych przestrzeni. Jest jednowymiarowa - składa się z 6 płytek ze wzorami wzorów w postaci pasków. Są one przymocowanych do siebie bokami i tworzą jedną linię. Poszczególne jednostki wzoru maski tworzące szczeliny mają  szerokość 0.95 mm. Przezroczystość maski wynosi 50%. Ponieważ maska posiada wiele otworów powoduje powstanie wielokrotnego obrazu źródła na detektorach. Jednak jest ona tak zaprojektowana, że każde źródło w polu widzenia rzuca unikany cień. Podczas obróbki danych odpowiednie oprogramowane umożliwia dekodowanie uzyskanego przez detektory złożonego obrazu nieba i rekonstrukcję lokalizacji źródeł rentgenowskich.

Kolimator umożliwia dostarczane do systemu detekcyjnego prawie równoległych promieni rentgeniowskich.

[Scorus]

 Bezpośrednio nad systemem detekcyjnych znajduje się okno wejściowe w postaci błony wykonanej z aluminiowanego mylaru. Ma ono grubość 25 mikronów. Ogranicza efektywność detekcji przy 2 keV. System detekcyjny każdej jednostki jest licznikiem proporcjonalnym czułym na pozycję. Ma on postać komory wypełnionej gazem. W urządzeniu zastosowano mieszaninę złożoną w 25% z ksenonu i 75% z mieszanki P-10. P-10 składa się w 90% z argonu i w 10% z metanu. Ciśnienie gazu wynosi 800 torr. Fotony rentgenowskie przechodzące przez maskę kodową i kolimator systemu obrazującego zderzają się z atomami i cząsteczkami gazu wypełniającymi komorę detektora powodując wytworzenie par jon - elektron. Liczba generowanych par jest uzależniona od energii fotonów. Jony i elektrony dryfują następnie odpowiednio do katody i anody. W pobliżu anody pole elektryczne jest na tyle silne, że powoduje powstanie kaskady Townsenda. W jej obrębie przyspieszone elektrony powodują lawinowe generowanie kolejnych elektronów poprzez zderzenia z atomami ksenonu i powstanie przepływu prądu elektrycznego w gazie. Generuje to sygnał elektryczny który jest następnie wzmacniany. Powstający ładunek jest proporcjonalny do energii fotonu. Odpowiedni wybór wymiarów komory, wielkości elektrod i wartości przyłożonego do nich napięcia w połączeniu z kalibracją naziemną pozwala na wyznaczenie energii fotonów na podstawie zarejestrowanego sygnału elektrycznego. Ponieważ detektor jest wrażliwy na pozycję ładunek jest rozdzielany na anodach na dwie części przewodzone do ich poszczególnych końców. Podział jest proporcjonalny do pozycji w której chmura ładunków została zebrana przez anodę.

Pojedynczy detektor (komórka anod) zawiera zestaw 8 anod do których dostarczane jest wysokie napięcie rzędu 1500 V. Anody te są wykonane z kwarcu pokrytego węglem. Mają średnicę 60 mm. Odpowiadające im katody są utrzymywane w zerowym napięciu. Mają one średnicę 75 mikronów. Ładunek zebrany przez każdą anodę jest przekształcany na napięcie na obu jej końcach za pomocą przedwzmacniaczy czułych na ładunek (Charge Sensitive Preamplifier - CSPA). Powstałe impulsy napięcia są określane jako sygnały wyjściowe lewe (Vl) i prawe (Vr). Całkowita amplituda obu sygnałów wyjściowych jest proporcjonalna do energii fotonu. Pozycja (P) fotonu wytwarzające chmurę ładunków może być wyliczona z równania P = (Vl - Vr) / (Vl + Vr) * C1 + C2, gdzie Vl i Vr to amplitudy sygnału wyjściowego lewego i prawego a C1 i C2 to stałe kalibracyjne wyznaczone dla każdej anodyny z osobna. Łącznie każda jednostka zwiera 20 takich komórek ustawionych liniowo w dwie warswy (górną i dolną) po 10 sztuk. 8 środkowych komórek anod tworzy właściwy system detekcyjny. Zewnętrzne górne komórki i wszystkie komórki dolne są połączone ze sobą tworząc warstwę odrzucającą tło. System detekcyjny dostarcza trzech informacji na temat każdego fotonu. Jest to czas nadejścia, energia oraz pozycja oddziaływania z detektorem. Parametry te są wyznaczone przez system elektroniczny instrumentu.

[Scorus]

 Jednostka wzmacniaczy każdego elementu instrumentu zawiera CSPA oraz postwmacniacze (Postamplifiers - PA) obsługujące sygnały z detektorów. Sygnały z CSPA (osobne dla każdego końca anody detektora) są wzmacniane i kształtowane przez PA  Każda jednostka instrumentu posiada 17 takich łańcuchów. 16 z nich jest połączonych  poszczególnymi końcami anod detekcyjnych a jeden - z warstwą odrzucającą. Po wzmocnieniu sygnał jest przesyłany jednostki elektroniki bliskiej.

Jednostka elektroniki bliskiej zawiera dwa konwertery niskiego napięcia DC-DC, programator zasilania wysokiego napięcia, obwody logiczne analizujące epizody oddziaływań z fotonami, detektory pików oraz konwertery analogowo - cyfrowe (Analog to Digital Converter - ADC). Elektronika ta odbiera sygnały z poszczególnych łańcuchów obsługujących detektory. Są one przepuszczane przez dwa dyskryminatory. Epizody oddziaływań z fotonami znajdujące się pomiędzy progami detekcji dyskryminatora poziomu dolnego (Lower Level Discriminator  - LLD) i poziomu górnego (Upper Level Discriminator - ULD) są akceptowane i przesyłane do dalszej obróbki. Odrzucanie cząstek energetycznych jest wykonywane z użyciem techniki niejednoczesności. Epizod oddziaływania jest odrzucany gdy sygnały zostały odebrane jednocześnie z anod detekcyjnych oraz anod warstwy odrzucającej lub epizod został wykryty przez więcej niż jedną anodę detekcyjną. Amplituda każdego zaakceptowanego sygnału jest mierzona. Jest on ucyfrawiany za pomocą ADC. Następnie dane wyjściowe z ADC (osobno dla każdego końca anod) są przesyłane do elektroniki obróbki danych PE.

Elektronika obróbki danych PE mieści się w osobnej jednostce położonej we wnętrzu satelity. Jest połączona z pozostałymi elementami instrumentu umieszczonymi na obrotowej platformie za pomocą elastycznych kabli. Zawiera układ FPGA (Field Programmable Gate Array) obrabiający dane na temat epizodów oddziaływania z fotonami, pamięć, interfejsy danych telemetrycznych i komend, oraz interfejs przekazujący dane naukowe do systemu informatycznego satelity. FPGA przyjmuje dane z elektroniki bliskiej, zapisuje je w pamięci buforowej a następnie przesyła do systemu informatycznego satelity, gdzie są zapisywane na rejestratorze jednoczęściowym. Ponadto elektronika ta oznacza czas nadejścia fotonów z użyciem pokładowego zegara dedykowanego dla instrumentu. Jest on okresowo synchronizowany z zegarem systemu elektronicznego satelity. Czasy UTC są przypisywane z dokładnością lepszą od 10 ms. PE mierzy również wysokie napięcia w obrębie instrumentu i redukuje je podczas przelotów satelity przez region anomalii południowoatlantyckiej na podstawie progów otrzymanych w komendach z Ziemi.

Instrument dostarcza dwóch rodzajów danych - przestrzennych i oznaczonych czasowo. Dane przestrzenne obejmują zliczenia dostarczane przez detektory w czasie 100 ms. Dane oznaczone czasowo zawierają informacje o każdym epizodzie oddziaływania detektora z fotonem i o czasie jego zajścia. Można z nich wyprowadzić energię fotonów i pozycję pobudzenia detektora. Dane te są używane do wyprowadzenia wzoru cienia maski kodowej rzucanego przy oświetleniu przez poszczególne źródła obecne w polu widzenia instrumentu. Informacje te umożliwiają obliczenie pozycji źródeł w polu widzenia. Ponadto dane z instrumentu pozwalają na opracowanie krzywych jasności źródeł w czterech zakresach energetycznych: 2 - 10, 2 - 4, 4 - 6 i 6 - 10 keV.

Główną instytucją odpowiedzialną za instrument SSM jest Międzyuniwersyteckie Centrum Astronomii i Astrofizyki (Inter-University Centre for Astronomy and Astrophysics - IUCAA) w Pune. W projekcie bierze udział również Centrum Satelitarne ISRO (ISRO Satellite Centre - ISAC) w Bangalore.

[Scorus]

CPM
Monitor cząstek naładowanych jest instrumentem inżynieryjnym. Pozwala na monitorowanie tła cząstek naładowanych i wyłączanie zasilaczy wysokiego napięcia instrumentów naukowych LAXPC, CZTI, SXT i SSM w czasie przelotów satelity przez regiony o dużej gęstości cząstek. Jest to głownie obszar anomalii południowoatlantyckiej (South Atlantic Anomaly - SAA). Obszar ten występuje na wysokości ponad 500 km w regionie geograficznym rozciągającym się od 50ºS do 0º i od 90ºE do 40ºW. Satelita przelatuje przez niego przez około 15 - 20 minut w trakcie każdego obiegu (2/3 okresu orbitalnego). W obrębie SAA środowisko cząstek genetycznych zmienia się bardzo szybko, nawet w ciągu kilkudziesięciu sekund. Występujące w nim cząstki o wysokich energiach (głównie protony i elektrony) mogłyby przyspieszyć starzenie się detektorów instrumentów lub spowodować ich uszkodzenia. Tak więc wyłączenie źródeł wysokiego napięcia obsługujących detektory zapobiega wystąpieniu takich efektów. CPM dokonuje ciągłych pomiarów tema zliczeń cząstek energetycznych. Dzięki temu wykrywa moment wejścia i wyjścia satelity z obszaru SAA dostarczając sygnałów umożliwiających wyłączanie i włączanie zasilaczy detektorów w odpowiednim czasie.

[Scorus]

 Instrument CPM został umieszczony na panelu górnym Astrosat (+X). Stanowi on pojedynczą jednostkę znajdującą się w prostopadłościennej obudowie przymocowanej do panelu satelity za pomocą 6 stopek. Całkowite wymiary instrumentu wynoszą 18 x 15 x 5 cm. Masa wynosi 2 kilogramy, a pobór mocy - 2.3 W. W skład urządzenia wchodzi moduł detektora oraz systemu elektroniczny.

Dolny próg detekcji urządzenia wynosi 1.2 MeV. Ponadto możliwe jest zastosowanie trybu automatycznego dostosowywania progu dzięki czemu w trakcie gdy satelita nie przelatuje przez SAA można uzyskać integralne spektrum energii. Urządzenie wykrywa zarówno protony jak i promieniowanie gamma pochodzące z rozbłysków słonecznych. Rozbłyski powodujące powstanie emisji wywołującej mierzalne tempowo zliczeń (większe od 10 zliczeń na sekundę) oraz o energiach powyżej 0.5 MeV zdarzają się jednak bardzo rzadko, rzadziej niż raz w roku. Skala czasowa detekcji momentu wejścia i wyjścia z SAA jest ponadto na tyle szeroka że pozwala na zignorowanie zjawisk tego typu. Rozdzielczość czasowa pomiarów wynosi 5 sekund. Próg tempa zliczeń poza SAA wynosi 1 zliczenie na sekundę. Maksymalne tempo zliczeń wynosi 16384 zliczeń na sekundę. Czas integracji może być zmieniany w zakresie od 1 s do 32 s w krokach 1 s.

Moduł detektora został wykonany przez firmę SCIONIX z Bunnik w Holandii. Mieści się w małej sześciennej obudowie. Jego okno wejściowe znajduje się w wycięciu obudowy jednostki instrumentu. Zostało wykonane z błony teflonowej o grubości 0.12 mm (warstwa odbijająca światło ze scyntylatora) oraz błony zewnętrznej złożonej z aluminiowanego mylaru o grubości 50 mikronów. Nad całym układem znajduje się cienki prostopadłościan wykonany z miedzi zapewniający ochronę przed promieniowaniem podczerwonym. Detektorem cząstek jest scyntylator w postaci kryształu jodku cezu aktywowanego talem (CsI (Tl)). Ma on kształt sześcianu o wymiarach 10 x 10 x 10 mm. Jest on lepszy od wykorzystywanych częściej scyntylatorów porytych na jodku sodu aktywnego talem (NaI (Tl)) ponieważ nie ma właściwości higroskopowych. Cząstki energetyczne oraz promieniowanie gamma oddziałujące z kryształem CsI (Tl) powoduje powstawanie błysków światła o długości fali 580 nm. Jego intensywność jest proporcjonalna do intensywności radiacji. Światło jest rejestrowane przez fotodiodę krzemową Si-PIN Hamatmatsu s3590-08+eV5152. Zastosowanie zestawu scyntylatora i fotodiody jest tańsze niż użycie detektorów półprzewodnikowych. Ponadto system taki jest lżejszy od układów zawierających fotopowielacze. Fotopowielacze wymagają również zastosowania wysokiego napięcia a ich zysk zmienia się czasie. Fotodioda przekształca błyski światła na proporcjonalny sygnał elektryczny. Następnie sygnał ten jest wzmacniany przez przedwzmacniacz czuły na ładunek (Charge Sensitive Preamplifier - CSPA) do poziomu rzędu miliwoltów. W przeciwieństwie do przedwzmacniaczy czułych na woltaż CSPA nie jest uzależniony od pierwotnej pojemności elektrycznej detektora. W przypadku fotodiody Si-PIN zmienia się ona w czasie. Zysk CSPA wynosi około 500. Układ ten generuje impulsy wzrastające przez czas 0.5 mikrosekundy. Sygnał z CSPA jest następnie przesyłany do systemu elektronicznego instrumentu.

System elektroniczny instruemntu CPM obejmuje dwie płyty obwodów drukowanych (Printed Circuit Board - PCB) - kartę modułu logicznego (Logic Module - LOGIC), oraz kartę modułu zasilania (Power Module - PM).

Moduł LOGIC zawiera elektronikę przednią detektora oraz elektronikę obróbki danych. Moduł detektora jest bezpośrednio zainstalowany na tej właśnie karcie. Sygnał z CSPA jest przepuszczany przez dyskryminator niskiego poziomu (Low Level Discriminator - LLD) pozwalający na odrzucenie epizodów oddziaływania z detektorem będącym tłem. Jest on12-bitowym konwerterem cyfrowo - analogowym (Analog to Digital Converter - DAC) dostarczającym 4096 dyskretnych wartości. Przepuszcza on sygnały generowane przez cząstki o energiach wyższych od 0.5 MeV. Wartości jego woltażu referencyjnego są programowane za pomocą komend z Ziemi. Sygnał z LLD jest ucyfrawiany i wysyłany do 14-bitowego licznika. Jest on bramkowany typowo co 5 sekund dostarczając profili zliczeń w odstępach również 5 sekund. Czas bramkowania również może być programowany za pomocą komend. Wszystkie operacje na danych cyfrowych są wykonywane przez układ FPGA (Field Programmable Gate Array). Obsługuje on również interfejsy wymiany danych i komend z satelitą. Stan instrumentu jest monitowany przez kanały analogowe.

Moduł zasilania odbiera napięcie +42V z sieci elektrycznej satelity i przekształca je na woltaże  +5V, +12V i -12V używane przez obwody instrumentu. Pobiera 4W energii. Woltaż +5V jest przesyłany do modułu LOGIC a woltaże +12V i -12V - do detektora i wzmacniacza CSPA.

Dane z CPM (tempa zliczeń) są wysyłane na Ziemię w danych inżynieryjnych satelity, Są również wykorzystywane na pokładzie satelity do obsługi zasilaczy wysokiego napięcia detektorów instrumentów naukowych. Tempo zliczeń jest porównywane na pokładzie z wartościami zaprogramowanymi, wprowadzonymi za pomocą komend z Ziemi. Sygnał wyjściowy powodujący włączenie lub wyłączenie zasilaczy instrumentów naukowych jest generowany gdy tempo zliczeń przekracza te wartości. Następnie jest dezaktywowany gdy spada ono poniżej tych progów co powoduje uruchomienie zasilaczy. W celu wyeliminowania fałszywych pobudzeń zastosowano filtrowanie - sygnał wyjściowy jest aktywowany lub dezaktywowany gdy wzrost tema zliczeń zostanie potwierdzany trzy razy.

Instrument CPM został opracowany przez ISRO.

[Scorus]

HISTORIA MISJI
 Pierwszy indyjski instrument astronomiczny - IXAE (Indian X-ray Astronomy Experiment) został umieszczony na eksperymentalnym satelicie teledetekcyjnym IRS-P3 wynesionym na orbitę 21 marca 1996 r i używanym do stycznia 2006 r. Wtedy też powstawała pierwsza koncepcja zbudowania dedykowanego indyjskiego satelity astronomicznego. Projekt taki nie uzyskał jednak finansowania. Studium nad wykonalnością misji tego typu powstało w 2000 r. Konpecja misji astrofizycznej  została przyjęta przez ISRO w 2002 r. Projekt Astrosat został przyjęty do realizacji przez rząd Indii w 2004 r. Jego koszty oceniono na około 50 mln euro. Start zaplanowano na 2011 r. Podczas prac nad misją napotkano znaczne problemy związane z instrumentem SXT i systemem kontroli orientacji przestrzennej.

W kwietniu 2009 r w centrum TIFR zakończano prace nad instrumentami naukowymi satelity. Następnie zostały one dostarczone do Centrum Satelitarnego ISRO (ISRO Satellite Centre - ISAC) w  Bangalore gdzie przeprowadzano montaż satelity. W tym okresie wystąpiło szereg opóźnień terminu startu. Integracja satelity zakończyła się w maju 2015 r. Następnie rozpoczęto jego kompleksowe testy. Termin startu został przewidziany na drugą połowę 2015 r. Testy zakończyły się 10 sierpnia. Następnie satelita został przewieziony na kosmodrom w Sriharikocie, gdzie zintegrowano go z rakietą nośną.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Satelita Astrosat wystartował dnia 28 września 2015 r. Miejscem startu był kosmodrom Satish Dhawan Space Centre w Sriharikocie, stanowisko startowe nr 1 Rakietą nośną był PSLV-XL (Polar Satellite Lauch Vechickle), egzemplarz oznaczony jako PSLV-C30. Wraz z satelitą wyniesiono 6 ładunków dodatkowych. Były to: LAPAN-A2 - mikrosatelita Narodowego Instytutu Aeronautyki (National Institute of Aeronautics) Indonezji i firmy Space-LAPAN służący do śledzenia statków na morzu; nanosatlieta LNS-14 (Ev9) Laboratorium Lotów Kosmicznych (Space Flight Laboratory - SFL) Instytutu Studiów Zaawansowanych Uniwersytetu w Tootnto (Ubiversity of Toronto Institute of Advanced Studies - UTIAS) z Kanady służący do monitorowania ruchu na morzu; oraz cztery satelity Lemur (Lemur-1, 2, 3 i 4) firmy Spire Global Inc. z San Francisco w stanie Kalifornia służące do monitoringu ruchu statków na morzu oraz przewidywania pogody z użyciem techniki zakrycia sygnału GPS przez krawędź tarczy Ziemi.  Start odbył się o godzinie 04:30 UTC. Po 42 sekundach od zapłonu silnika stopnia 1 uruchomione zostały silniki pomocnicze nr 1 i 2. Po 62 sekundach uruchomiono silniki pomocnicze nr 3 i 4 a po 25 sekundach (już po oderwaniu się od platformy startowej) - silniki pomocnicze nr 5 i 6. Następnie po 1 minucie i 9.90 sekundy od startu odrzucono silniki pomocnicze nr 1 i 2, po 1 minucie i 10.1 sekundy - silniki nr 3 i 4 a po 1 minucie i 32 sekundach - silniki nr 5 i 6. Po 1 minucie i 52 sekundach od startu wyłączony został stopień 1, po czym został on odrzucony. 0.2 sekundy później uruchomiono silnik stopnia 2. Po 2 minutach i 49.2 sekundy od rozpoczęcia misji odrzucona została owiewka. Po 4 minutach i 22.99 sekundy od startu wyłączony został stopień 2, a następnie został on odrzucony. Po 4 minutach i 24.18 sekundy od startu uruchomiony został stopień 3. Zakończył on pracę po 9 minutach i 47.64 sekundy od startu, po czym został odrzucony. Po 16 minutach i 67 sekundach od startu uruchomiony został stopień 4. Został on wyłączony po 21 minutach i 55.92 sekundy. Tym samym zespół stopień 4 / Astrosat wszedł na orbitę okołoziemską. Astrsat oddzielił się od stopnia 4 po 22 minutach i 32.92 sekundy, na wysokości 650.17 km. Następnie bez problemów rozłożył panele słoneczne, uzyskał trójosiową kontrolę orientacji przestrzennej i nawiązał łączność z Ziemią. Po 23 minutach i 2.92 sekundy od startu uwolniony został satelita LAPAN-A2, po 23 minutach i 27.92 sekundach - satelita LNS-14, po 24 minutach i 2.92 sekundach - satelity Lemur-1 i Lemur-2, po 25 minutach i 12.92 sekundach - satelita Lemur-3, a po 25 minutach i 32.92 sekundy - satelita Lemur-4. Start zakończył się pełnym sukcesem. Był to 31 start rakiety typu PSLV.

[Scorus]

 Po starcie satelita Astorast znalazł się na orbicie zbliżonej do kołowej. Perygeum znalazło się na wysokości 633 km a apogeum - 650 km. Nachylenie płaszczyzny orbity w stosunku do równika wyniosło 5.99 stopnia. Okres obiegu wynosił 1 godzinę i 38 minut. Parametry orbity zostały wybrane tak aby zapewnić jak największe pokrycie nieba, jak najmniejsze najmniejsze tło fotonów oraz cząstek energetycznych oraz jak najkrótszy czas przelotów przez obszar anomalii północnoatlantyckiej (South Atlantic Anomally - SAA) czyli obszar występowania cząstek eneregtycznych. Ponadto wzięto pod uwagę konieczność zminimalizowania wpływu tlenu atomowego i wleczenia atmosferycznego, widoczność ze stacji naziemnych oraz zdolności rakiety nośnej.

Po uzyskaniu stabilnej konfiguracji na orbicie rozpoczął się okres testów systemów pojazdu oraz jego instrumentów naukowych. 29 września uruchomiono monitor cząstek CPM oraz wykonano testy obrotowej platformy instrumentu SSM we wszystkich trybach pracy. Przebiegły one bez komplikacji.

30 września wykonano testy instrumentów SSM i CPM, generatora gazu i elektroniki instrumentu LAXPC, elektroniki obróbki danych instrumentu SSM, platformy SSM w dalszych trybach pracy, oraz przewietrzenie teleskopu SXM. Miało ono na celu usunięcie z teleskopu wszelkich resztek gazu które mogłoby ulec kondensacji na powierzchni detektora CCD po jego schłodzeniu do temperatury operacyjnej. Wietrzenie rozpoczęło się po otworzeniu zaworu obsługiwanego przez wysokoprzepustowy silnik parafinowy (High Output Paraffin Motor - HOP).

1 października zdolność operacyjną uzyskał instrument CPM. 2 października wykonano testy elektroniki bliskiej instrumentu LAXPC.

3 października odbyły się testy elektroniki obróbki danych instrumentu CZTI.

4 października instrument CZTI przeszedł dalsze testy.

5 października instrument CZTI uzyskał zdolność operacyjną. Tego samego dnia za jego pomocą wykonano pierwsze obserwacje astronomiczne. Objęły one rentgenowski układ podwójny Cygnus-X1 i trwały cały dzień. O godzinie 09:55:01 UTC instrument wykrył pierwszy rozbłysk gamma - GRB 151006A. W tym czasie rozbłysk znajdował się on w odległości 60.7 stopnia od kierunku pozycjonowania instrumentu. W takiej odległości instrument był wrażliwy na emisję przy energiach większych od 60 keV. Informacje o wykryciu rozbłysku zostały prawidłowo przesłane przez sieć koordynatów rozbłysków gamma (Gamma-ray Coordinates Network - GCN) zarządzaną przez NASA.

Od 6 października instrument CZTI rozpoczął testowe obserwacje Mgławicy Krab. Pierwsze próby detekcji mgławicy zakończyły się niepowodzeniem. Obiekt ten został wykryty dopiero 9 października. Pomiary trwały łącznie tydzień. Pozwoliły na wykonanie kalibracji trybów obrazowania i pomiarów zmienności czasowej oraz na sprawdzenie stabilności orientacji przestrzennej instrumentu. 6 października równoległe obserwacje wykonał również amerykański satelita Swift, a 7 i 8 października - amerykański satelita NuSTAR (Nuclear Spectroscopic Telescope Array, umieszczony na orbicie 13 czerwca 2012 r). Ułatwiły one scharakteryzowanie pracy instrumentu w zakresie energetycznym 10 - 80 keV. Obserwacje wykonywał też europejski satelita Integral (International Gamma-Ray Astrophysics Laboratory, umieszczony na orbicie 17 października 2002 r), pozwalający na pomiary polaryzacji. CZTI był czuły na polaryzację w zakresie energetycznym 100 - 300 keV, dzięki czemu obserwacje te pozwoliły na poprawienie wcześniejszych pomiarów polaryzacji w funkcji rotacji gwiazdy neutronowej. Poza Mgławicą Krab CZTI  przez 2 dni obserwował czarną dziurę Cygnus X-1, również wspólnie z satelitą Swift.

8 października rozpoczęto regularne testy instrumentu LAXPC. Wykonano ponadto testy szperaczy gwiazd przy różnych orientacjach przestrzennych satelity.

9 października w instrumencie SXT uruchomiono system chłodzący detektor CCD (Thermo-Electric Cooler - TEC). Wcześniej temperatura detektora wahadła się w zakresie od -42ºC do -60ºC. Po uruchomieniu TEC i obwodu kontroli temperatury została ustabilizowana na  -82ºC z wahaniami rzędu 2ºC. Była to temperatura nieco niższa od planowanych -80ºC, ale gwarantowała stabilną temperaturę detektora pomimo występujących nadal znacznych wahań temperatury zimniej końcówki połączonej z detektorem i prowadzącej do kapilary cielnej połączonej z radiatorem obsługującym instrument. Uzyskana temperatura gwarantowała bardzo dobrze działanie detektora w czasie misji. W następnych dniach wykonano pomiary za pomocą CCD uruchamianego w różnych trybach pracy. Źródłem oświetlenia było wewnętrzne źródło kalibracyjne. Uzyskane wyniki były zgodne z rezultatami otrzymanymi podczas testów termiczno - próżniowych wykonanych przed starem. Zespół płaszczyzny ogniskowej był więc gotowy do działania.

11 października sprawdzano integralność cienkiego (0.2 mikrony + 0.2 pokrycia glinem) filtra blokującego światło widzialne w obrębie kamery teleskopu SXT. Użyto do tego diod LED. Filtr pozostawał nie naruszony.

12 października wykonano kalibracyjne obserwacje spektroskopowe za pomocą SXT, z użyciem 5 wewnętrznych źródeł kalibracyjnych 55Fe.

Również 12 października zdolność operacyjną osiągnął instrument SSM. Pierwsze testowe obserwacje zostały wykonane tak, aby Mgławica Krab (często używana do kalibracji) znajdowała się w centrum pola widzenia jednostek SSM1 i SSM2. Jako pierwsza uruchomiona została jednostka SSM1. Po teście funkcjonalności wykonano stopniowe podnoszenie wysokiego napięcia na anodach jego detektorów, w czasie stałego monitoringu danych telemetrycznych. Następnie zgodnie  z przewidywaniami w danych obserwowano zliczanie fotonów. Wszystkie dane zostały przesłane na Ziemię w czasie następnie orbity i posłużyły do analiz krzywych jasności zarejestrowane przez wszystkie anody. W czasie przelotu przez SAA napięcie na anodach zostało zredukowane z użyciem instrukcji zgromadzonych na pokładzie. Dwa obiegi później wykonano analogiczne testy jednostek SSM2 i SSM3 uruchamianych jedna po drugiej w czasie widoczności satelity ze stacji naziemnej. 14 października instrument wykonał dalsze wstępne obserwacje, obejmujące galaktyczną czarną dziurę GRS 1915+105. W polu widzenia znajdowały się również inne jasne źródła rentgenowskie - Cyg X-1, Cyg X-2 i Ser X-1. 16 października urządzenie wykryło rozbłysk słoneczny klasy M. Działanie instrumentu było zgodne z oczekiwaniami.

15 października otworzono klapę ochronną instrumentu SXT. Pozwoliło to na usunięcie wszystkich pozostałości gazu z wnętrza teleskopu. Temperatura detektora CCD pozostawała stabilna. Wykonano również pomiary zysku i poziomu tła detektora za pomocą źródeł kalibracyjnych. Cechy te nie zmieniły się.

26 października otworzono drzwi ochronne kamery teleskopu SXT. Był to najbardziej krytyczny moment aktywacji tego instrumentu. Wykonano go po ostatnim wietrzeniu wnętrza kamery. Otwarcie nastąpiło o godzinie 06:30 UTC. Następnie sprawdzono integralność filtra blokującego światło widzialne, poprzez uruchomienie diod LED na 2 minuty. Jeden obieg później wykonano pierwsze obserwacje astronomiczne. Objęły one blazar PKS2155-304. Zgodnie z przewidywaniami został on wykryty w pobliżu centrum detektora. Analiza obrazu wykazała, że promieniowanie zostało prawidłowo skupione na detektorze, tak więc optyka rentgenowska pracowała perfekcyjnie. Zaobserwowano jednak niewielkie przesunięcie obrazu względem centrum detektora (około 3'), które jednak było spowodowane błędem wewnętrznego algorytmu a nie błędem pozycjonowania. Funkcja rozciągania źródła punktowego (Point SPread Function - PSF) miała szerokość około 2.5' (FWHM) i mieściła się w przewidywanym przedziale. PKS2155-304 był nastopnie regularnie obserwowany do 3 listopada przy różnych trybach pracy CCD, w celu dokładnego scharakteryzowania optyki rentgenowskiej. Ponadto wykonano prawie jednoczesne obserwacje  z satelitą Swift, umożliwiające wykonanie kalibracji krzyżowej. Potem wykonano obserwacje gwiazd ciemnych w zakresie rentgenowskim w celu scharakteryzowania efektywności filtra blokującego światło widzialne. Obserwacje różnorodnych źródeł pozwalające na pełne scharakteryzowanie instrumentu prowadzono do marca 2016 r.

2 grudnia pierwszych obserwacji dostarczył instrument UVIT. Ich celem była gromada otwarta NGC 188. Została ona wybrana do pierwszych testów z powodu korzystnego oddalenia od jasnej płaszczyzny drogi mlecznej, niezbyt dużej gęstości gwiazd i obecności gwiazd różnych typów. Ponadto została dobrze scharakteryzowana w zakresie ultrafioletu i światła widzialnego podczas wcześniejszych misji. W trakcie testów zastosowano wszystkie 3 detektory instrumentu. Jego praca była zgodna z oczekiwaniami.

Po zakończeniu testów satelita rozpoczął program regularnych obserwacji astronomicznych. Misja nominalna potrwa 5 lat. W tym czasie satelita dostarczy około 300 terabitów danych naukowych.

[Scorus]

 W czasie normlanej pracy podczas każdego obiegu obserwacje są wykonywane z efektywnością 30 - 35%. Są ograniczone przez takie czynniki jak wchodzenie satelity w cień Ziemi, zasłanianie obserwowanego celu przez Ziemię, bliskość jasnej tarczy Ziemi i przeloty przez SAA. Są możliwe przy kątach tworzonych przez kierunek widzenia z wektorem ruchu orbitalnego większych niż 12 stopni, większym niż 45 stopni z kierunkiem do Słońca  i większym niż 12 stopni z jasną krawędzią tarczy Ziemi. W czasie przelotu nad terminatorem wykonywane jest repozycjonowanie instrumentów. W czasie przelotów przez SAA instrumenty są przełączane w tryb oczekiwania. Przeloty przez SAA i zaćmienia mogą się częściowo pokrywać.

Dane z satelity są odbierane przez stację naziemną ISTRAC (ISRO Telemetry, Tracking, and Command Network) w Bangalore oraz za pomocą 11 metrowej anteny Indyjskiej Sieci Dalekiego Kosmosu (Indian Deep Space Network - IDSN) w Byalau (okolice Bangalore). Łączność jest możliwa w czasie 10 - 11 z 14 orbit w trakcie dnia, 12 -13 razy na dzień. Trwają 5 - 12 minut. Dzienna produkcja danych wynosi około 420 gigabitów. Centrum kontroli misji (Mission Operation Comlex - MOX) znajduje się w  kompleksie ISTRAC w Bangalore. Jest odpowiedzialne za monitorowanie stanu satelity, przygotowanie i wysyłanie komend, odbieranie danych i przygotowywanie danych naukowych do wykorzystania. Zebrane dane naukowe są archiwizowane w Indyjskim Archiwum Danych Naukowych (Indian Space Science Data Centre - ISSDC) mieszczącym się w Byalau.

Dane naukowe poziomu 0 mają postać danych surowych w formacie binarnym wraz z dodatkowymi informacjami pomocniczymi, posegregowanymi w zależności od instrumentu. Nie są udostępniane. Dane poziomu 1 są otrzymywane po zastosowaniu różnorodnych transformacji danych poziomu 0. Są przechowywane w formacie FITS i udostępniane po okresie karencji. Zawierają pliki danych naukowych, pliki kalibracyjne, pliki z  informacjami o orientacji przestrzennej satelity, pliki z danymi o orbicie i pliki z pomocniczymi danymi inżynieryjnymi. Dane poziomu 2 obejmują standardowe produkty naukowe uzyskane na drodze obróbki danych poziomu 1. Są dostępne publicznie.