Polskie Forum Astronautyczne
Astronautyka => Encyklopedia Forum => Wątek zaczęty przez: Scorus w Stycznia 01, 2014, 16:13
-
WPROWADZENIE
Gaia jest europejskim (ESA) satelitą astronomicznym przeznaczonym do wykonania bezprecedensowo dokładnych pomiarów położenia, i cech fotometrycznych wszystkich obiektów na sferze niebieskiej o jasności do 20 magnitudo oraz szybkości radialnych gwiazd o jasności do 17 magnitudo. Tym samym dostarczy pomiarów pozycji, paralaks, ruchów własnych, jasności i wielu parametrów fizycznych około miliarda gwiazd w naszej Galaktyce (około 1% znajdujących się w niej gwiazd) oraz pomiarów szybkości radialnych dla około 100 mln gwiazd. Dane te będą miały ogromne znaczenie dla badań struktury i ewolucji Drogi Mlecznej, jak również dla astronomii gwiazdowej i pozagalaktycznej, kosmologii, badań Układu Słonecznego i fizyki podstawowej.
Gaia umożliwia ciągłe skanowanie nieba. Wykonuje precyzyjne pomiary astrometryczne, szybkości radialnych i fotometryczne wzdłuż kół wielkich sfery niebieskiej, jednocześnie w dwóch polach widzenia. Satelita rejestruje wszystkie obiekty o jasności większej od 20 mag, praktycznie bez żadnych innych założeń. Średnia gęstość gwiazd rejestrowanych na sferze niebieskiej w trakcie pomiarów astrometrycznych i fotometrycznych wynosi 25 000 obiektów na stopień kwadratowy a maksymalna - 3 x 10^6 obiektów na stopień kwadratowy. W gęstszych polach mogą być rejestrowane tylko najjaśniejsze gwiazdy. Skanując całe niebo satelita zarejestruje bardzo dużą ilość obiektów. Liczba zarejestrowanych gwiazd wyniesie około 1 miliarda - 0.34 x 10^6 do jasności 10 mag, 26 x 10^6 do 15 mag; 250 x 10^6 do 18 mag i 1000 x 10^6 do 20 mag. Wykryje ponadto około 10^5 - 10^6 ciał Układu Słonecznego, 10 000 - 30 000 planet pozasłonecznych, 200 000 białych karłów, 10^7 układów podwójnych w odległości do 250 pc od Słońca, 10^5 supernowych oraz 500 000 kwazarów.
Mediana błędów pomiarowych pomiarów paralaks wynosi 4 μas przy jasności 10 mag, 11 μas przy 15 mag i 160 μas przy 20 mag. Tym samym odległość do około 20 mln gwiazd zostanie określona z dokładnością lepszą od 1%, a do dalszych 100 mln z dokładnością lepszą od 5%. Szybkości radialne są wyznaczane z dokładnością od 1 - 10 km/s do 16 - 17 km/s w zależności od typu spektralnego gwiazdy, przy jasności 16 - 17 mag. Dla około 100 mln gwiazd szybkości styczne zostaną wyznaczone astrometrycznie z dokładnością lepszą od 1 km/s. Pomiary fotometryczne są wykonywane w pasmach dobranych tak, aby posiadały jak największą wartość diagnostyczną dla badań astrofizycznych.
Pomiary astrometryczne są kontynuacją katalogowania gwiazd wykonanego podczas misji satelity Hipparcos, wyensieonego na orbitę 08.08.189 r i pracującego do marca 1993 r. Misja ta udowodniła, że satelita skanujący niebo w sposób ciągły w dwóch polach widzenia może wykonać pomiary pozycji i ich zmian (z powodu ruchu własnego i paralaksy) dla bardzo dużej ilości gwiazd w jednorodnym systemie współrzędnych na całym niebie z precyzją rzędu milisekundy kątowej. Z zastosowaniem współczesnych technologii użycie tego samego schematu obserwacji pozwala na poprawienie dokładności pomiarów o czynnik 100, zmniejszenia granicznej jasności obserwowanych obiektów o czynnik 1000 i zwiększenie ilości obserwowanych gwiazd o czynnik 10 000. Wykonywanie takich pomiarów podczas ciągłego skanowania nieba jest optymalne dla programu naukowego, ponieważ każdy foton zarejestrowany podczas skanu przyczynia się do zwiększenia dokładności wyprowadzanych parametrów astrometrycznych. Jednak jeszcze istotniejszą korzyścią z takiej strategii jest zwiększenie wiarygodności - kalibracja precyzji instrumentu zachodzi naturalnie, a wzajemne zależności pomiędzy poszczególnymi pomiarami prowadzonymi na całej sferze niebieskiej dostarczają układu odniesienia bezpośrednio związanego z układem współrzędnych pozagalaktycznych. Ponadto pozwalają na wiarygodne oszacowanie błędów w wyprowadzanych parametrach astrometrycznych. Dwa osobne pola widzenia znajdujące się w dużym kątowym oddaleniu od siebie pozwalając na oszacowanie absolutnych paralaks trygonometrycznych i wyznaczenie absolutnych odległości do obserwowanych obiektów.
Pomiary astrometryczne dostarczają dwóch komponentów ruchów gwiazdy w przestrzeni. Trzecim komponentem jest ruch wzdłuż linii widzenia, mierzony jako szybkość radialna. Jest on równie istotny dla badań dynamiki gwiazd jak dane astrometryczne. Ponadto pomiary szybkości radialnych w wielu epokach są potężnym narzędziem pozwalającym na wykrywanie układów podwójnych. Na poziomie dokładności pomiarów tego parametru osiągniętych w trakcie misji pojawia się efekt "przyspieszania związanego z perspektywą", stanowiący zarówno utrudnienie badań jak i istotny parametr obserwacyjny. Jeśli odległość między obserwowanym obiektem a obserwatorem zmienia się na skutek składowej radialnej jego ruchu, jego stała szybkość poprzeczna obserwowana jest jako zmienny ruch kątowy. Efekt ten jest relatywnie mały. Jednak w przypadku setek tysięcy gwiazd o dużych szybkościach może on powodować błędy systematyczne w szacunkach odległości, jeśli ich szybkość radialna nie jest znana. Do tej pory na bazie danych naziemnych oszacowano szybkości radialne dla około miliona obiektów. Jednak koszty i złożoność takich pomiarów nie pozwalają na wykonanie ich dla setek milionów gwiazd. Gaia stwarza natomiast unikalną możliwość uzyskania takiego zestawu danych. Dla gwiazd o małych jasnościach, istotnych jako znaczniki dynamiki Galaktyki niepewności w wyznaczeniu stycznego komponentu ich ruchów w przestrzeni są zdominowane przez błąd w pomiarach paralaksy. Stąd dokładność pomiarów szybkości radialnych jest wystarczająca na poziomie 5 km/s. Gwiazdy jaśniejsze, powyżej 15 mag będą analizowane oddzielnie. Pomiary ich szybkości radialnych będą użyteczne do wykrywania ich towarzyszy i określania przyspieszania wraz z perspektywą. Spektrometr szybkości radialnych służący do tych pomiarów pracuje w zakresie światła czerwonego, ponieważ większość gwiazd jest naturalnie czerwonawa. W celu wzmocnienia sygnału dla gwiazd o malej metaliczności wybrano silny tryplet linii Ca II przy 860 nm. Specjalistyczne analizy i doświadczenia wykazały, że jest on optymalny dla największej ilości typów gwiazd.
Poza oszacowaniem szybkości radialnych spektrometr satelity pozwala na uzyskanie szeregu informacji astrofizycznych, takich jak poziom poczerwienienienia gwiazd na skutek absorpcji światła w ośrodku międzygwiazdowym, parametry ich atmosfer oraz szybkość rotacji. Wartości te zostaną wyznaczone dla gwiazd jaśniejszych od 12 mag, czyli dla około 5 milionów obiektów. Spektrometr dostarczy też informacji na temat zawartości poszczególnych pierwiastków w gwiazdach jaśniejszych od 11 mag (około 2 mln gwiazd). Limit detekcji wynosi około 17 mag. Spektrometr pozwala na prowadzenie pomiarów w polach gwiazd o gęstości do 36 000 gwiazd na stopień kwadratowy. W gęstszych polach rejestrowane są tylko jaśniejsze gwiazdy.
Pomiary fotometryczne wykonywane podczas misji umożliwiają wyprowadzenie jasności obserwowanych gwiazd w szerokim zakresie spektralnym i określenie ich zmian w czasie. Z rozkładu energii spektralnej szacowanego na podstawie wielopasmowej spektrofotometrii mogą być wyprowadzone wielkości uzupełniające dane kinematyczne. Dzięki temu poza szybkościami i odległościami do gwiazd szacowane są też ich jasności, temperatury efektywny, masy, wiek i ich skład chemiczny. Parametry te pozwalają na optymalne przeanalizowanie populacji gwiazd w Drodze Mlecznej i najbliższych jej galaktykach Grupy Lokalnej. Dane fotometryczne o wysokiej jakości są nieodzowne dla praktycznie wszystkich zastosowań danych astrometrycznych. Są też podstawowe dla właściwego klasyfikowania gwiazd w obrębie diagramu Hertzsprunga-Russella oraz w wyszukiwaniu specyficznych i nietypowych obiektów. W celu zrekonstruowania historii Galaktyki konieczne jest określenie funkcji rozkładu gwiazd różnych typów z dokładnością około 0.2 dex i ich temperatur efektywnych z dokładnością 200 K. Osobne określenie zawartości żelaza i pierwiastków powstających w trakcie przemian termojądrowych klasy alfa pozwala na mapowanie chemicznej ewolucji Galaktyki. W tym celu wymagane jest osiągnięcie precyzyjni w wyznaczaniu każdego indeksu spektralnego na poziomie około 0.02 mag. Ponadto pomiary fotometryczne pozwalają na wprowadzenie korekty rezydentnej chromatyczności instrumentu podczas obróbki danych astrometrycznych.
-
Cele naukowe misji są bardzo obszerne i multidyscyplinarne, często wzajemnie przenikające się. Obejmują takie zagadnienia jak: struktura przestrzenna i dynamika Galaktyki; historia formowania się gwiazd w Galaktyce; ogólna astrofizyka gwiazd; gwiazdy zmienne; gwiazdy podwójne i układy wielokrotne; brązowe karły i pozasłoneczne układy planetarne; astronomia pozagalaktyczna; radiowy i optyczny układ odniesienia dla współrzędnych astronomicznych; małe ciała Układu Słonecznego; oraz podstawowe teorie fizyczne.
Podstawowym celem naukowym misji jest zebranie informacji o charakterystykach fizycznych, kinematyce i rozkładzie przestrzennym gwiazd w Galaktyce jaki całości. W tym celu na podstawie zebranych danych wykonane zostaną trzy oszacowania: ocena zawartości dużego, reprezentatywnego fragmentu Galaktyki; ilościowe określenie parametrów obecnej struktury Galaktyki; oraz oszacowanie ruchów zareejstrowanych obiektów w trzech wymiarach w celu poznania rozmieszczenia pół grawitacyjnych i orbit gwiazd. Pomiary astrometryczne dosatrczą niezależnych od modeli wartości odległości do poszczególnych obiektów i ich parametrów kinematycznych w kierunku poprzecznym. Pomiary szybkości radialnych i dane fotometryczne uzupełnią informacje kinematyczne. Fotometria, po odpowiednim skalibrowaniu na podstawie informacji astrometrycznych i astrofizycznych pozwoli na określenie stopnia tłumienia światła gwiazd przez materię międzygwiazdową, co w kombinacji z danymi astrometrycznymi umożliwi określenie ich absolutnych jasności, funkcji rozkładu przestrzennego, oraz składu chemicznego i wieku. Pomiary szybkości radialnych uzupełnią informacje kinematyczne pozwalając na określenie ruchów gwiazd, rozkładu pół grawitacyjnych oraz rozmieszczenia niewidocznych mas. Wszystkie te informacje umożliwią pełne zrozumienie dynamiki i struktury Galaktyki, a w konsekwencji poznanie szczegółów procesu jej formowania się i historii jako przykładu typowej galaktyki spiralnej.
Historia formowania się gwiazd w Galaktyce jest centralnym punktem programu naukowego misji, ściśle związanym z badaniami struktury Drogi Mlecznej. Zostanie ona opisana na podstawie oszacowania ewolucji tempa formowania się gwiazd w czasie oraz ogólnej liczebności gwiazd w wybrzuszeniu centralnym, dysku galaktycznym, otoczeniu Słońca, dysku zewnętrznym oraz halo galaktycznym (tam również gromad kulistych). Informacje te, w połączeniu z danymi o parametrach kinematycznych gwiazd oraz z danymi na temat zawartości pierwiastków chemicznych w gwiazdach (pochodzącymi również z innych programów) pozwolą na pełne odtworzenie historii Galaktyki. Duże galaktyki spiralne są bardzo pospolite, dominują w całkowitej ilości światła produkowanego we Wszechświecie. Tak więc określenie relatywnego tempa formowania się gwiazd w Drodze Mlecznej pozwoli na wykonanie pierwszego ilościowego testu modeli opisujących formowanie się typowych galaktyk. Pozwoli to na stwierdzenie czy duże galaktyki formują się poprzez akumulację wielu mniejszych w których trwają procesy gwiazdotwórcze; czy aktywność gwiazdowtórcza rozpoczyna się po zebraniu większości gazu obecnego w galaktykach; czy wybrzuszenie centralne tworzy się przed, po, czy też równocześnie z uformowaniem dysku wewnętrznego i halo; czy grube dyski galaktyczne są złożone z dysku pierwotnego i materii z galaktyk wchłoniętych później; czy w galaktykach istnienie gradient radialny w wieku starszych gwiazd; a także czy historia formowania się gwiazd jest relatywnie stabilna czy też występują epizodyczne okresy intensywnej aktywności gwiazdowtórczej.
W przypadku badań fizyki gwiazd misja dostarczy niezwykle dokładnych pomiarów odległości do gwiazd wszystkich typów i wchodzących w skład wszystkich populacji wystękujących w Galaktyce. Nie ominą one również gwiazd ewoluujących bardzo szybko, występujących w bardzo niewielkich ilościach w okolicach Słońca. Wraz z pomiarami fotometrycznymi pozwoli to na porównawcze skalibrowanie wszystkich części diagramu Hertzsprunga-Russella, od gwiazd znajdujących się w fazach ewolucji poprzedzających wejście w ciąg główny, poprzez wszystkie fazy pośrednie aż do białych karłów. Badane będą gwiazdy o wszystkich masach, od brązowych karłów do masywnych obiektów typu O i wszystkie typy gwiazd zmiennych; wszystkie możliwe konfiguracje układów wielokrotnych (również z brązowymi karłami i masywnymi planetami); wszystkie standardowe znaczniki odległości itp. Fotometria dostarczy informacji na temat temperatur i poczerwienienia najstarszych gwiazd (przydatnych do śledzenia struktury ramion spiralnych oraz badań nad problemami związanymi z poczerwienieniem starych gwiazd), temperatur i częstości występowania gwiazd nie osiągających dużego wieku, oraz jasności gwiazd przy których pomiary paralaks są obarczone dużymi błędami. Taki obszerny zestaw danych o bezprecedensowej dokładności zapoczątkuje nową fazę badań formowania się i ewolucji gwiazd oraz Galaktyki jako całości. Przyczyni się też do uściślenia skali odległości we Wszechświecie. W cel zrekonstruowania historii Galaktyki konieczne jest określenie udziału poszczególnych typów gwiazd z dokładnością około 0.2 dex i określenie ich temperatur efektywnych z dokładnością około 5%. Taka dokładność pozwoli na rozróżnienie gwiazd wchodzących w skład różnych populacji (cienkiego dysku, grubego dysku i halo). Określenie częstości występowania gwiazd bogatych w żelazo będzie kluczowe dla prześledzenia ewolucji chemicznej Galaktyki. Dla kilkuset gwiazd określona zostanie jasność całkowita. Zostanie to ociągnięte poprzez wyznaczenie jasności w szerokim paśmie spektralnym (tzw jasność w paśmie G) przy uwzględnieniu paralaksy i absorpcji światła przez materię międzygwiazdową. W tym celu zasadnicze dane z misji (amplituda obrazów gwiazd w polu obserwacji astrometrycznych) zostaną poddane rygorystycznej kalibracji. Pomiary paralaks gwiazd będą bardzo istotną stałą używaną podczas testowania modeli gwiazd wyprowadzonych z danych astrosejsmologicznych zebranych przez misje MOST (Microvariability and Oscillations of Stars, umieszczony na orbicie okołoziemskiej 30.06.2003 r), COROT (Convection Rotation and Planetary Transits, umieszczony na orbicie okołoziemskiej 27.12.2006 r i użytkowany do 24.06.2013 r) i Kepler (umieszczony na orbicie okołosłonecznej 07.03.2007 r) oraz obserwacje naziemne. Pozwolą one na określenie jasności całkowitych i mas gwiazd używanych w modelach astrosejsmologicznych. Tym samym przyczynią się do badań struktury gwiazd - wielkości ich jąder określających ilość materii dostępną dla reakcji termojądrowych, wewnętrznej dyfuzji pierwiastków, oraz właściwości zewnętrznych warstw konwekcyjnych. W tym ostatnim przypadku ulepszone zostaną modele konwekcji niemiejscowej dla wnętrz gwiazd. Obecnie nadal używane są głównie klasyczne modele konwekcji poprawne tylko dla gwiazd ciągu głównego. Dane z misji przyniosą też istotne rezultaty w przypadku białych karłów. Pozwolą na przetestowanie teoretycznej zależności pomiędzy masą i promieniem gwiazd tego typu. Porównanie modeli teoretycznych z obserwowanymi parametrami białych karłów w układach podwójnych umożliwi uściślenie zależności pomiędzy masą gwiazd przed odrzuceniem zewnętrznych warstw a masą późniejszego białego karła. Obserwacje białych karłów w otoczeniu Słońca (około 5% gwiazd w odległości do 10 pc) pozwoli na nałożenie precyzyjnego ograniczenia na wiek gwiazd w tym regionie, określony na podstawie modelu stygnięcia białych karłów. Ponadto wyróżnienie poszczególnych populacji białych karłów w Galaktyce nałoży ograniczenia na modele ewolucji Drogi Mlecznej.
Wielkoskalowy przegląd fotometryczny gwiazd obejmie gwiazdy zmienne praktycznie wszystkich typów, w tym klasyczne zmienne okresowe; gwiazdy typu Scuti; gwiazdy typu Mira; rozdzielone podwójne układy zaćmieniowe; kontaktowe lub semikontaktowe zaćmieniowe układy podwójne oraz gwiazdy pulsujące. Pozwoli to na globalne opisanie stabilności i zmienności gwiazd na diagramie Hertzsprunga-Russella oraz zidentyfikowanie procesów fizycznych powodujących zmiany jasności. Podczas trwania misji obserwacje fotometryczne będą wykonywane wielokrotne dla każdego obiektu o jasności większej od 20 mag. Liczba obserwacji fotometrycznych wykonanych w trakcie 5-letniego okresu misji nominalnej będzie zależeć od pozycji danego celu na sferze niebieskiej, jednak średnio wyniesienie ona 70 dla każdej gwiazdy. Jasność każdej gwiazdy w momencie obserwacji zostanie wyznaczona zarówno przez wąskopasmowy system mapujący niebo jak i przez fotometry światła niebieskiego i czerwonego, w całkowitym zakresie 320 - 1000 nm. Dokładność wielokrotnych obserwacji fotometrycznych pozwoli na wykrycie gwiazd zmieniających jasność w skali od sekund do 5 lat. Liczba zarejestrowanych gwiazd zmiennych jest trudna do przewidzenia. Może wynieść nawet 18 milionów - 5 mln typowych zmiennych okresowych, 3 miliony zmiennych zaćmieniowych, 300 000 zmiennych u których wahania jasności są wywołane rotacją, 2 000 - 8 000 cefeid, 60 000 - 240 000 zmiennych typu Scuti, 70 000 zmiennych typu RR Lyrae i około 250 000 zmiennych typu Mira. Taka reprezentatywna próba pozwoli na wiarygodne określenie częstości występowania gwiazd zmiennych różnych typów. Pozwoli też na dokładne skalibrowanie zależności pomiędzy okresem zmienności a jasnością gwiazd w szerokim zakresie opisujących je parametrów (m. in. masy, wieku i zawartości pierwiastków ciężkich). Dla około 10 000 układów podwójnych zaćmieniowych zostaną wyznaczone parametry fizyczne ich członków oraz parametry ich orbit. Systematyczne poszukiwania gwiazd zmiennych pozwolą na zidentyfikowanie obiektów znajdujących się w krótkotrwałych fazach ewolucji, które mogą mieć kluczowe znaczenie dla poznania przebiegu życia gwiazd. Są to takie fazy jak np. rozbłysk jądra helowego czy pulsacje i rozbłyski termiczne otoczki helowej. Analiza danych prowadzona na bieżąco pozwoli na zidentyfikowanie szeregu interesujących obiektów wymagających podjęcia dalszych obserwacji naziemnych. Obserwowane gwiazdy pulsujące obejmują wiele klas obiektów używanych jako znaczniki odległości, np. cefeidy, gwiazdy typu RR Lyrae czy gwiazdy zmienne długookresowe. Próby tych gwiazd dostępne obecnie są niekompletne nawet dla obiektów o jasności do 10 mag.
Poszukiwania obiektów i zjawisk o zmiennej jasności nie ograniczą się tylko do gwiazd. Będą również wykrywane supernowe (około 20 000 w czasie trwania misji), zjawiska mikrosoczewkowania grawitacyjnego (około 100 zjawisk dzięki astrometrii i 1000 dzięki fotometrii), tranzyty planet pozasłonecznych (około 5 000), poświaty rozbłysków gamma, kwazary, jądra galaktyk aktywnych oraz małe ciała Układu Słonecznego.
W przypadku podwójnych i wielokrotnych układów gwiazd satelita Gaia pozwoli na zidentyfikowanie bardzo dużej ilości nowych przykładów, o okresach obiegu w zakresie od godzin do milionów lat. Efektywność ich wykrywania będzie złożoną funkcją okresu obiegu, odległości i jasności całkowitej. W odległości do 250 pc od Słońca możliwe będzie znalezienie około 10 mln gwiazd podwójnych. W zakresie odległości do 1 kpc i dalej ilość ta będzie wielokrotnie większa. Głównym problemem naukowym badanym w przypadku układów podwójnych i wielokrotnych będzie rozkład stosunku mas gwiazd w tych układach (q). Gaia pozwoli na określenie rozkładu tego parametru do warności q około 0.1, pokrywając również spodziewane maksimum w okolicy około 0.2. Ponadto czas trwania programu obserwacji astrometrycznych wynoszący aż 5 lat pozwoli na wyprowadzenie statystyk mas bardzo małych obiektów towarzyszącym gwiazdom (głównie brązowych karłów) oraz rozkładu ekscentryczności orbit w badanych układach. Gaia dzięki dużej wielkości apertury pozwoli na zidentyfikowanie wszystkich układów podwójnych w których składniki są rozdzielone o ponad 20 mas i nieznacznie różnią się jasnością. Układy takie występują z dużą częstością i będą stanowiły większą część katalogu gwiazd podwójnych opracowanego na podstawie danych z misji. Satelita jest bardzo czuły na nieliniowe ruchy własne gwiazd. Duża część astrometrycznych gwiazd podwójnych o okresach obiegu 0.03 - 30 lat zostanie rozpoznana natychmiast na podstawie braku dopasowania do standardowych modeli uwzględniających gwiazdy pojedyncze. Dla badanego przedziału okresów obiegu składników określona zostanie absolutna i relatywna częstość występowania układów podwójnych. Ponadto możliwe będzie określenie jej zmienności w zależności od wieku gwiazd i miejsca ich powstania w Galaktyce. Wiele układów pozostanie nierozdzielnych z powodu bardzo nierównego stosunku masy składników i ich jasności. Jednak w wielu takich wypadkach możliwe będzie określenie parametrów orbit fotocentrycznych. Parametry te zostaną też określone dla układów o okresach obiegu 7 - 8 lat. W przypadku gwiazd jaśniejszych od 15 mag pomiary astrometryczne pozwolą na zidentyfikowanie układów podwójnych o krótszych okresach obiegu. Dla układów podwójnych o najkrótszych okresach obiegu możliwe będzie fotometryczne wyszukanie milionów gwiazd zaćmieniowych, często o jasnościach z byt małych dla obserwacji astrometrycznych.
W przypadku badań nad obiektami o małych masach towarzyszących gwiazdom Gaia przede wszystkim pozwoli na ich prawidłowe klasyfikowanie jako planety lub brązowe karły. Sama masa nie jest tutaj rozstrzygająca, istotne są też kształty i orientacje przestrzenne orbit oraz skład i struktura termiczna atmosfer. W tym zakresie Gaia pozwoli na określenie częstości występowania takich obiektów i rozkładu parametrów ich orbit w populacji gwiazd w pobliżu Słońca. Obserwacje gwiazd we wszystkich przedziałach wieku pozwolą na wykrycie ewentualnych zmian w częstości występowania planet zachodzących wraz z zawartością pierwiastków ciężkich w gwiazdach. Natomiast wykrywanie brązowych karłów na podstawie ich orbit astrometrycznych pozwoli na określenie rozkładu ich masy we wszystkich przedziałach wiekowych. Samotne brązowe karły są możliwe do wykrycia tylko przez około 1 mld lat po uformowaniu, z powodu szybkiej utraty jasności. Badania takie zostaną wykonane dla układów podwójnych o okresach obiegu 1 - 30 lat. W czasie misji satelita wykryje dziesiątki tysięcy brązowych karłów. Tym samym pozwoli na zapełnienie tzw. "pustyni brązowych karłów" - braku obserwowalnych brązowych karłów, których ilość w Galaktyce można wyprowadzić teoretycznie. Analizy te będą miały znaczenie dla badań formowania się gwiazd, ponieważ ilość gazu uwięzionego w brązowych karłach ogranicza jego ilość dostępną dla formujących się typowych gwiazd.
Do badań formowania się i generalnych właściwości pozasłonecznych układów planetarnych Gaia przyczyni się poprzez wyszukiwanie obiektów o małych masach, lepszego scharakteryzowania znanych układów (mas planet i parametrów ich orbit) oraz dostarczenie reprezentatywnej próby planet o masach porównywalnych z masą Jowisza znajdujących się w odległości kilku AU od swoich gwiazd. Tak więc misja pozwoli na scharakteryzowanie rozkładu parametrów orbit i mas planet występujących wokół dużej próby gwiazd. Informacje te będą bardzo istotne dla uściślenia modeli formowania się planet, ich migracji i dynamicznej ewolucji układów planetarnych. Oszacowania inklinacji orbity i mas planet pozwolą na określenie czy w danym układzie zachodziły oddziaływania grawitacyjne między składnikami, i czy z tego powodu planety typu ziemskiego miały szansę uformować się w strefie umożliwiającej podtrzymanie życia. Głównym narzędziem badawczym w tej dziedzinie będą precyzyjne pomiary astrometryczne, prowadzone z dokładnością 2 - 10 µas. Ponieważ monitorowanie astrometryczne obejmie kilkaset tysięcy gwiazd w odległości do około 200 pc od Słońca, badania te znacznie uzupełnią poszukiwania planet prowadzone dzięki pomiarom szybkości radialnych. Oczekuje się, że poprzez obserwacje zaburzeń ruchu gwiazd, Gaia odnajdzie każdą planetę wielkości Jowisza o okresie 1.5 - 9 lat wokół wszystkich gwiazd w odległości do 150 lat świetlnych od Słońca (około 10 000 - 50 000 planet). Satelita będzie również wykrywał tranzyty planet powodujące spadki jasności gwiazd. Dla gwiazd jaśniejszych od 16 mag wykona szczegółowe obserwacje tranzytów. Dokładność pomiarów fotometrycznych rzędu milimagnitudo pozwoli na łatwe identyfikowanie tranzytujących planet o wielkości Jowisza wokół gwiazd podobnych do Słońca o jasności do 14 mag. W przypadku znanych planet tranzytujących towarzyszących jasnym gwiazdom obserwacje tego typu dostarczą dodatkowych informacji pozwalających na dokładniejsze scharakteryzowanie tych układów.
-
Gaia wniesie także unikalny wkład w astronomię pozagalaktyczną. Pozwoli na określenie struktury i dynamiki Grupy Lokalnej galaktyk oraz scharakteryzowanie populacji gwiazd w obrębie jej członków (głównie Obłoków Magellana, M31 i M33). W przypadku Obłoków Magellana możliwe będzie przebadanie wielu milionów gwiazd. Gwiazdy w tych galaktykach charakteryzują się średnią lub niską zawartością pierwiastków cięższych, co różni je od populacji gwiazd w Drodze Mlecznej. Głównymi zagadnienia badanymi w przypadku tych obiektów będą: dynamika układu LMC - Droga Mleczna, oddziaływania pomiędzy LMC i SMC, kalibracja jasności populacji gwiazd w tych galaktykach, dynamika regionów gwiazdotwórczych, oraz dynamiczna struktura "poprzeczki" w LMC. W przypadku odległości do LMC i SMC, wynoszącej około 50 kpc możliwe będzie wyznaczenie szybkości poprzecznych pojedynczych jasnych gwiazdy (12 - 16 mag) w zakresie 1 - 2 km/s (paralaksa 20 μas na rok). Gaia pozwoli też na zmapowanie kinetyczne regionów gwiazotwórczych w tych galaktykach z dokładnością porównywalną do osiąganej obecnie w przypadku Drogi Mlecznej. Tak więc możliwe będzie bezpośrednie porównanie kinematyki i struktury regionów gwiazdotwórczych w dużej galaktyce spiralnej i galaktykach nieregularnych o średniej wielkości. Pomiary kinematyki gwiazd w LMC i SMC pozwolą na ilościowe zbadanie relacji pomiędzy wiekiem gwiazd a ich parametrami kinematycznymi w środowisku innym od występującego w galaktyce spiralnej. W pobliżu Słońca obserwowana jest dyfuzja gwiazd w przestrzeni szybkości opisywana jako zależność pomiędzy wiekiem a szybkością. Proces ten nie jest dobrze poznany, prawdopodobnie wymaga dostarczania energii kinetycznej pochodzącej z ramion spiralnych Galaktyki i obłoków molekularnych. Jego poszukiwania w zupełnie innym układzie uściślą modele podstawowych procesów dynamicznych biorących udział w jego powstawaniu. Natomiast jednym z głównych badanych problemów naukowych związanych ze strukturą Obłoków Magellana będzie asymetrycznych rozkład ich jasności. Pomimo że w dużej skali profile jasności obu galaktyk uśrednione w kierunku radialnym zmieniają się wykładniczo, w obu galaktykach obserwowana jest asymetria jasności przypominająca poprzeczkę. Jest to szczególnie wyraźne dla LMC i przy rozpatrywaniu gwiazd w wieku mniejszym od miliarda lat. Jednak poprzeczka LMC jest wyraźnie przesunięta w stosunku do dynamicznego środka galaktyki i wydaje się nie mieć związku z efektami przewidywanymi przez modele dynamiki zimnego dysku galaktycznego. Wydaje się, że jest strukturą długotrwałą, która przetrwała kilka pełnych obiegów wokół środka galaktyki. Nie jest znany stan dynamiczny tej poprzeczki, a także to, czy znajduje się ona w tej samej płaszczyźnie co główny dysk LMC. Dane z misji dostarczą informacji na temat dynamiki gwiazd w trzech wymiarach w całej poprzeczce i dysku, co pozwoli na poznanie dynamicznych relacji pomiędzy tymi strukturami. Pomimo że paralaksy dla pojedynczych gwiazd w LCM nie będą określane precyzyjne (błąd rzędu 20%), bardzo duża ilość obserwowanych obiektów pozwoli na bezpośrednie zmapowanie struktury LMC i SMC z wysoką rozdzielczością przestrzenną. Masy SMC i LMC również nie są dobrze znane. Obecnie są uzyskiwane w przybliżeniu poprzez używanie niedokładnie zmierzonych poprzecznych szybkości gwiazd przy założeniu, że galaktyki te mają strukturę jednorodnych dysków. Ponadto używana jest niewielka ilość obiektów. Gaia pozwoli natomiast na pomiary ruchów własnych gwiazd w obu galaktykach w całej ich objętości, w tym w wewnętrznych obszarach o małej metaliczności, "skrzydłach" SMC oraz populacji gwiazd związanych ze Strumieniem Magellana zawierającym obszary HI. Pozwoli to na zmapowanie halo ciemniej materii zarówno w nie zaburzonym LMC jak i wyraźnie zniekształconym SMC. Dzięki temu określony zostanie zasięg halo, gęstość Galaktyki w odległości 50 kpc od Słońca oraz charakter oddziaływań między LMC i SMC.
W przypadku galaktyk odległych misja dostarczy ich przeglądu spektrometrycznego i umożliwi przeprowadzenie różnorodnych badań supernowych, jąder galaktyk aktywnych i kwazarów.
Gaia jest idealnym narzędziem do wykrywania supernowych w galaktykach położonych w odległości do kilkuset Mpc. Dostarczy bazy danych na temat pobliskich supernowych typu Ia, w której możliwe będzie przeanalizowanie wszelkich nieregularności utrudniających ich zastosowanie jako znaczników odległości we Wszechświecie. Dzięki dużemu rozmiarowi bazy supernowych wyszukane zostaną również rzadkie eksplozje, takie jak supernowe Ic. Podczas 5 lat trwania misji Gaia zaobserwuje co najmniej 21 400 supernowych - około 14 300 supernowych typu Ia, 1 400 typu Ib/c i 5 700 typu II, przy przesunięciu ku czerwieni do około 0.14. Tym samym na rok wykrytych zostanie około 1 700 supernowych (około 5 na dzień). Są to jednak tylko oszacowania, prawdziwa liczba może być większa o czynnik 2 z powodu niepewnego udziału supernowych z galaktyk o małej jasności. Około 75% wykrytych eksplozji będzie należało do typu Ia. W najlepszych warunkach Gaia wykryje wiele supernowych przed osiągnięciem maksimum jasności. Zostanie to osiągnięte dla około 6300 supernowych typu Ia, 500 typu Ib/c i 1700 typu II. Umożliwi to wykonanie ich obserwacji z Ziemi, i dzięki nim wyznaczanie odległości do galaktyk macierzystych. W badaniach tego typu konieczne jest wykrywanie supernowych podczas wzrostu ich jasności, ponieważ maksymalna jasność jest w nich kluczowym parametrem. Ponadto częstość eksplozji supernowych zostanie przeanalizowana w funkcji typu galaktyki. Dla około 26 supernowych na rok możliwe będzie wykonanie prób detekcji fal grawitacyjnych a dla około 180 - detekcji emisji gamma. Pomiary astrometryczne pozwolą na wyznaczenie ich pozycji z dokładnością na poziomie milisekundy kątowej. Dzięki temu dla eksplozji w pobliskich galaktykach możliwe będzie wykonanie poszukiwań ich gwiazd macierzystych oraz badań rozmieszczenia przestrzennego supernowych w obrębie galaktyk.
W przypadku kwazarów i jąder galaktyk aktywnych (Actice Galactic Nuclei - AGN) Gaia uzyska obserwacje astrometryczne i fotometryczne dla około 500 000 obiektów o jasności do 20 mag na całym niebie, 5 razy więcej niż zarejestrowano w przeglądzie Sloan Digital Sky Survey. Będzie to pierwszy przegląd kwazarów i AGN na całej sterze niebieskiej w zakresie optycznym. Kwazary i AGN są niezbędne do wyznaczenia układu odniesienia dla badań efektów relatywistycznych, jednego z istotnych celów misji. Zarejestrowana próba kwazarów będzie miała też duże znaczenie dla badań wielkoskalowej struktury Wszechświata. Ich spektroskopia dostarczy informacji na temat zawartości gazu w halo odległych galaktyk oraz w obłokach międzygalaktycznych. Ponadto przewiduje się, że około 2000 kwazarów z ostatecznej próby będzie soczewkowatych przez galaktyki pierwszego planu. Około 50% z nich zostanie zidentyfikowanych bezpośrednio jako wielokrotne obrazy tego samego obiektu dzięki rekonstrukcji obrazu fragmentu nieba obserwowanego przez instrument satelity. Liczba ta jest o rząd wielkości większa od znanych obecnie soczewkowanych kwazarów. Liczebność i właściwości soczewkowanych kwazarów analizowane statycznie w dużej próbie dostarczą informacji na temat właściwości soczewkujących galaktyk oraz geometrii Wszechświata w dużej skali. Tym samym Gaia pozwoli na uściślenie parametrów kosmologicznych. Ponieważ kwazary będą stanowić tylko 0.05 obiektów obserwowanych przez satelitę kluczowe będzie ich odróżnienie od gwiazd. Z zasady dane z Gaia pozwolą na ich odróżnienie za pomocą trzech metod związanych z trzema właściwościami kwazarów: ich kolory znajdą się w odrębnej lokalizacji w wielowymiarowej przestrzeni zbudowanej z danych fotometrycznych; ich zmienność może zostać określona dzięki danym fotometrycznym zbieranym w okresie 5 lat; a także brak ruchu własnego i paralaksy zostanie stwierdzony w danych astrometrycznych.
Katalog obiektów opracowany dzięki misji pozwoli na precyzyjniejsze zdefiniowanie międzynarodowego systemu współrzędnych astronomicznych (International Celestial Reference System - ICRS). Obecnie jest on określony przez międzynarodowy układ odniesienia (International Celestial Reference Frame - ICRF). W wersji z 2009 r (ICRF2) układ ten jest złożony z 3414 pozagalaktycznych radioźródeł których pozycja jest znana z dokładnością 60 μas. Rozszerzeniem ICRF w zakresie optycznym jest katalog z misji Hipparcos. Niedokładności są w nim rzędu 0.25 mas na rok w każdym komponencie wektora obrotu układu i 0.6 mas w komponentach wektora orientacji dla epoki katalogu (J1991.25). Katalog z misji Gaia pozwoli natomiast na uściślenie ICRS o 1 - 2 rzędów wielkości w stosunku do danych dostępnych obecnie. Zostanie to osiągnięte poprzez zarejestrowanie bardzo dużej ilości kwazarów. W trakcie misji zaobserwowanych zostanie około 500 000 obiektów tego typu. Około 2/3 z nich będzie obiektami zupełnie nowymi. W przypadku około 20 000 kwazarów (o jasności większej od 18 mag) pozycja zostanie określona z dokładnością pozwalającą na zbudowanie niezwykle precyzyjnego układu odniesienia. Układ ten zostanie połączony z ICRS co zapewni ciągłość fundamentalnego systemu odniesienia w astronomii, a ponadto określenie pozycji źródeł odniesienia w zakresie radiowym i optycznym z maksymalną dokładnością. Będzie to wymagało skorelowania kilkuset źródeł w obu katalogach rozmieszczonych w sposób jednorodny na sferze niebieskiej. Pozycje tych źródeł muszą być znane z najwyższą precyzją. W ICRF2 znajduje się około 200 przydanych obiektów.
-
Gaia dzięki swojej ogromnej dokładności pomiarów pozwoli na szczegółowe przebadanie populacji małych ciał Układu Słonecznego, głównie planetoid. Populacje tych obiektów zawierają zapis warunków panujących w mgławicy protosłonecznej, przez co analizy ich właściwości pozwalają na badania procesu formowania się układu planetarnego. Planetoidy pasa głównego przeszły tylko niewielką ewolucję termiczną od okresu wczesnej akrecji planetarnej. Zasięg radialny pasa głównego sprawia, że planetoidy te dostarczają istotnych informacji na temat gradientu mineralogicznego w populacji planetozymali w funkcji odległości od Słońca. Dlatego też dla badań pochodzenia i ewolucji Układu Słonecznego niezbędne są informacje na temat podstawowych parametrów fizycznych tych planetoid - mas, gęstości, rozmiarów, kształtów oraz typów wydzielonych na podstawie cech spektrofotometrycznych w funkcji lokalizacji w pasie głównym i chmurach trojańskich Jowisza. W tym zakresie dane astrometryczne pozwolą na uściślenie parametrów orbit znanych planetoid. Symulacje wykazały, że efemerydy obliczone na podstawie danym z satelity do okresu 100 lat od zakończenia misji będą obarczone błędem 30 razy mniejszym niż wyznaczane na podstawie danych dostępnych obecnie lub możliwych do uzyskania w najbliższej przyszłości w ramach innych programów. Tak więc dzięki misji możliwe będzie zastąpienie wszystkich rezultatów uzyskanych przez ponad 100 lat astrometrycznych obserwacji planetoid. Dokładne uściślenie orbit planetoid pozwoli na przewidywanie powodowanych przez nie zakryć gwiazd. Ich obserwacje dostarczą danych na temat wielkości i kształtów planetoid, a przy znanej masie również ich gęstości. Precyzyjnie znane parametry orbit pozwolą również na prawidłowe klasyfikowanie planetoid do rodzin o wspólnym pochodzeniu. Pomiary mas planetoid będą możliwe poprzez rejestrację małych perturbacji grawitacyjnych doświadczanych przez nie podczas stosunkowo bliskich przelotów. Obecnie w ten sposób wyznaczono masy tylko około 20 planetoid głównego pasa. Jednocześnie ich dokładność jest niewielka. W czasie trwania misji zajdą tysiące takich spotkań. Szacuje się, że na podstawie pomiarów perturbacji grawitacyjnych wyprowadzonych z danych astrometrycznych Gaia pozwoli na określenie mas około 150 planetoid z dokładnością około 50%. Natomiast dane fotometryczne dla planetoid uzyskiwane dzięki misji będą bardziej wiarygodne od większości dostępnych dotychczas. Albedo jest jednym z parametrów pozwalających na przyporządkowywanie planetoid do określonych typów taksonomicznych. Informacje na temat albeo w funkcji koloru pozwolą na prawidłowe sklasyfikowane wszystkich planetoid zawartych w obserwowanej próbie. Ujawnią też związki pomiędzy obiektami bliskimi Ziemi (Near Eartch Obikets - NEO) i pasa głównego a meteorytami.
Poza badaniami znanych planetoid misja pozwoli na wykrycie ogromnej liczby nowych obiektów. Ich liczba może wynieść nawet 10^5 lub 10^6 (w zależności od niepewności przy ekstrapolacji znanej populacji). Ponieważ każdy z nowo odkrytych obiektów będzie obserwowany wielokrotnie w czasie trwania misji możliwe będzie precyzyjne określenie parametrów orbit wielu z nich, w tym wielu planetoid typu NEO. Kombinacja możliwości wykrywania planetoid o małych jasnościach, pozycji satelity na orbicie wokół punku L2, prowadzenia obserwacji w małych odległościach kątowych od Słońca (do 45 stopni) i wysokiej dokładności w określaniu chwilowej szybkości kątowej (0.25 mas/s^-1) pozwoli na wykonanie dokładnych zliczeń planetoid tworzących grupy Ateny, Apolla i Amora. W zależności od albedo i geometrii obserwacji możliwe będzie wykrycie planetoid z tych grup o wielkości 260 - 590 m w odległości 1 AU. Obserwacje takie będą możliwe do odległości od Słońca 0.5 AU. Obszar ten jest bardzo trudno dostępnym dla obserwacji naziemnych.
W przypadku planetoid trojańskich Jowisza misja pozwoli na doprecyzowanie parametrów ich orbit. Będzie to miało duże znaczenie dla określenia czy są to obiekty schwytane w pobliżu punktów libracji, czy też obiekty które uformowały się w tych regionach, a tym samym stanowią odrębną podklasę planetoid. Precyzyjna fotometria pozwoli na oszacowanie okresu ich rotacji, orientacji osi obrotu i kształtu. Dla największych planetoid trojańskich możliwe będzie określenie ich wielkości. Obserwacje spektralne pozwolą na określenie ich składu chemicznego. Pozwoli to na porównanie go ze składem innych obiektami (NEO, planetoid pasa głównego, centaurów, obiektów transeptunowych i komet). Uzupełni to informacje na temat gradientu w składzie planetozymali we wczesnym Układzie Słonecznym. Ponadto możliwe będzie porównanie wszystkich wyprowadzanych parametrów pomiędzy chmurami planetoid trojańskich związanymi z punktami L3 i L5. Jak dotąd są przesłanki wskazujące, że rozkłady parametrów ich orbit są nieznacznie różne.
Efektywność poszukiwań centaurów (obiektów o peryheliach położonych pomiędzy orbitami Jowisza i Neptuna), obiektów transneptunowych (o półosiach wielkich orbit między 30 a 50 AU) i obiektów dysku rozproszonego (o półosiach wielkich większych od 50 AU i peryhelium położonym w zasięgu oddziaływań grawitacyjnych Neptuna) będzie niewielka, rzędu 10% z powodu małej jasności tych obiektów. Tak więc możliwe będzie wykrycie tylko kilkudziesięciu z nich. Będą to głównie centaury i obiekty dysku rozproszonego przechodzące do regionu centaurów. Tylko kilka klasycznych obiektów Pasa Kupiera będzie jaśniejszych od 21 mag, a prawdopodobnie żaden nie będzie jaśniejszy od 20 mag (limit detekcji satelity). Pomimo niewielkiej liczby obserwowanych obiektów misja znacznie przyczyni się do badań zewnętrznej części Układu Słonecznego. Po pierwsze, będzie to pierwszy pełny przegląd nieba umożliwiający zarejestrowanie obiektów o jasności do 20 mag. Nie będzie on więc ograniczony wąskim pokryciem nieba charakterystycznym dla programów naziemnych. Są one zwykle zawężone do płaszczyzny ekliptyki i nie uwzględniają płaszczyzny Drogi Mlecznej, gdzie wyszukiwanie obiektów tego typu jest trudne. Przegląd całej stery niebieskiej pozwoli natomiast na znalezienie każdego obiektu Układu Słonecznego o jasności do 20 mag na orbicie o wysokiej inklinacji lub na tle Drogi Mlecznej. Znalezienie takich obiektów lub wykluczenie ich istnienia będzie miało duże znaczenie dla badań mechanizmu formowania się Pasa Kupiera i zewnętrznego Układu Słonecznego. Dla największych centaurów w odległości 10 - 30 AU możliwe będzie określenie ich wielkości i albedo. Ponadto dane astrometryczne z misji Gaia pozwolą na wyszukiwanie podwójnych obiektów w zewnętrznym Układzie Słonecznym i w wielu wypadkach określenie parametrów orbit składników. Tym samym możliwe będzie bezpośrednie oszacowanie ich masy. Układy takie mogą stanowić nawet 10 - 20% populacji obiektów Pasa Kupiera. Możliwe, że nawet około 50% obiektów zaobserwowanych przez satelitę będzie posiadało wykrywalnych towarzyszy. Będzie to znacząca próba obiektów z wyznaczonymi masami w zewnętrznej części Układu Słonecznego. Pozwoli na nałożenie ograniczeń na średnią gęstość ciał tego typu.
Precyzyjny i kompletny przegląd rozmieszczenia i ruchów gwiazd w najbliższym otoczeniu Słońca pozwoli na określenie częstości ich przechodzenia przez Obłok Oorta. Grupowanie się orbit niektórych komet długookresowych wskazuje, że obłok mógł zostać zaburzony przez bliskie przejścia gwiazd w przeszłości. Gaia wykona bardzo precyzyjne pomiary ruchów prawie wszystkich gwiazd w odległości 50 pc od Słońca. Pozwolą one na prześledzenie ruchów tych gwiazd w przeszłości, w skali czasu geologicznego. Tym samym możliwe będzie odniesienie możliwych przejść gwiazd przez Obłok Oorta do historii kratertowania ciał Układu Słonecznego. Dla porównania dane z satelity Hipparcos pozwoliły na wykonanie takich badań tylko dla 20% gwiazd w otoczeniu Słońca. Informacje te pozwolą na stwierdzenie, czy obserwowana obecnie częstość przybywania do wewnętrznego Układu Słonecznego komet długookresowych jest typowa, czy też wyższa od średniej. Pozwoli to na oszacowanie ilości obiektów w Obłoku Oorta.
-
Misja pozwoli także na bardzo dokładne przetestowanie ogólnej teorii względności Alberta Einsteina. Redukcja danych z misji Hipparcos wymagała uwzględnienia aberracji (v/c)^2 i relatywistycznego efektu uginania światła gwiazd w polu grawitacyjnym Słońca i Ziemi. Redukcja danych z misji Gaia będzie wymagała bardziej precyzyjnego i reprezentatywnego uwzględnienia efektów relatywistycznych. Dla sferycznego ciała uginającego światło mającego średnią gęstość ρ (w g*cm^-3) ugięcie promienia światła stycznego do jego krawędzi jest większe od δ (w μas) jeśli promień r > ρ^-1/2 * ρ^1/2 * 624 km. Typowo dla obiektów w Układzie Słonecznym ρ wynosi około 1 g/cm^-3, dlatego też pomiary Gaia będą istotnie zaburzone (δ około 1-10 μas) przez wszystkie ciała o promieniu większym od 624 km (w przypadku Jowisza i Słońca udział będzie brał także kwadrupolowy wpływy ich pól grawitacyjnych). Z zasady istotnie zaginać światło będzie Słońce, wszystkie planety i duże Księżyce (zwłaszcza Io, Ganimedes, Callisto i Tytan), ale będzie to miało znacznie tylko gdy odległość tych obiektów od obserwowanych celów będzie wynosić mniej niż kilka sekund kątowych. W praktyce, dzięki procedurze skanowania nieba wytworzony zostanie pas o średnicy 45 stopni scentrowany na Słońce w którym możliwe będzie uniknięcie wpływu Merkurego i Księżyca. Małe ciała Układu Słonecznego (planetoidy i KBO) nie mają tu znaczenia. Jednak wpływ Słońca będzie zauważalny nawet w odległości większej od 180 stopni od jego środka. Konieczność uwzględnienia grawitacyjnego uginania światła stworzy okazję do przetorowania wielu parametrów przewidywanych przez ogólną teorię względności w nowym układzie obserwacyjnym i ze znacznie poprawioną precyzją. Dominującym efektem relatywistycznym mierzonym dzięki danym z Gaia będzie grawitacyjne uginanie światła określony przez parametr gamma sparametryzowaej nienwetonskiej postaci teorii grawitacji (Parametrized Post-Newtonian Model - PPN). Zostanie on określony na podstawie przesunięć obrazów gwiazd w czasie obserwacji. Ma on duże znaczenie dla fizyki podstawowej. Mierzone będą też inne efekty. Eksperyment Pounda-Rebki zweryfikował relatywistyczne przewidywania dla grawitacyjnego przesunięcia ku czerwieni dla fotonów, efektu próbkującego czasowo - czasowy komponent tensora metrycznego. Uginanie światła zależy zarówno od komponentu czasowo - przestrzennego jak i przestrzenno - przestrzennego. Było ono obserwowane w skalach odległości 10^9 - 10^21 m i w zakresie mas 1 - 10^13 mas Słońca. Gaia pozwoli na rozszerzenie tych obserwacji o 2 rzędy wielkości w przedziale odległości i 6 rzędów wielkości w przedziale masy. Poza tym efekty relatywistyczne oraz moment kwadrupolowy Słońca powodują precesję peryheliów orbit ciał Układu Słonecznego. Gaia pozwoli na zmierzenie tego efektu dla planetoid pasa głównego oraz planetoid grup Apolla, Ateny i Amora. Ponadto możliwe będzie wykonanie poszukiwań fal grawitacyjnych poprzez obserwacje odchyleń w pozycji obserwowanych obiektów. Umożliwią one określenie zakresów energii fal, co ułatwi ich wykrycie za pomocą naziemnych detektorów fal grawitacyjnych.
Gaia jest unikalną misją jeśli chodzi o jej zakres i ilość uzyskanych danych. Uzyskana dzięki niej ogromna baza danych pozwoli na stałe poszukiwania nowych obiektów i zjawisk. W planowaniu badań naukowych uczestniczy 14 grup roboczych, zajmujących się między innymi modelowaniem dokładności pomiarów, optymalizacją spektrometru szybkości radialnych, przygotowywaniem symulowanych danych używanych w modelowaniu, przygotowywaniem systemów i procedur obróbki ogromnej ilości danych i wieloma innymi zagadnieniami. W projekt zaangażowanie były 74 firmy i 16 krajów. Obróbka danych będzie prowadzona przez instytucje z 20 krajów. Całkowity koszt misji jest szacowany na 1.4 mld dolarów.
Nazwa misji była początkowo akronimem od Global Astrometric Interferometer for Astrophysics, ponieważ pierwotna koncepcja misji zakładała wykorzystanie instrumentu interferometrycznego. Później konfiguracja układu pomiarowego została całkowicie zmieniona. Obecnie więc skrót nie opisuje konstrukcji instrumentu naukowego satelity, nazwa nie została jednak zmieniona.
-
KONSTRUKCJA
Satelita Gaia ma całkowitą masę startową 2029 kg. Masa bez paliwa i łącznika z górnym stopniem rakiety nośnej wynosi 1392 kg, a wraz z łącznikiem - 1934 kg. Satelita ma w przybliżeniu kształt walcowaty. Nie licząc osłony przeciwsłonecznej ma średnicę 4.6 m i wysokość 2.3 m. Średnica całkowita, wraz z rozłożoną osłoną wynosi 10 metrów. Pojazd składa się z dwóch modułów: modułu serwisowego (Service Module - SVM), oraz modułu instrumentów naukowych (Payload Module - PLM). Głównym wykonawcą satelity jest firma EADS-Astrium z Paryża.
-
Moduł serwisowy SVM stanowi dolną, niższą cześć statku. Zawiera zasadnicze komponenty inżynieryjne satelity, zapewniające łączność, energię elektryczną, itp. Jego masa bez paliwa wynosi 868 kg. Wąski, wielokątny kształt tego modułu zapobiega rzucaniu cienia na osłonę przeciwsłoneczną.
Struktura mechaniczna modułu serwisowego (Mechanical Service Module - M-SVM) składa się głównie z plastiku wzmocnionego włóknami węglowymi (Carbon-Fibre Reinforced Plastic - CFRP). Niektóre elementy są również wykonane z aluminium. Centralną część tej struktury stanowi cylinder centralny zawierający komponenty systemu napędowego. Faktycznie ma kształt ściętego stożka o wysokości 1.17 m. Jego szersza, górna podstawa jest połączona z okrągłym kołnierzem górnym łączącym się z modułem PLM. Podstawa dolna jest połączona z kołnierzem dolnym w kształcie dwunastokąta. Pomiędzy kołnierzem górnym i dolnym znajduje się 6 paneli wewnętrznych, połączonych też z zewnętrznymi ścianami centralnego cylindra. Każdy z nich jest przymocowany do kołnierza dolnego dwoma rozporami. Układ paneli wewnętrznych wraz z rozporami i centralnym cylindrem zapewnia odpowiednią sztywność konstrukcji i właściwe przenoszenie naprężeń. Na panelach wewnętrznych umieszczono część jednostek awioniki. Są one też miejscem przebiegu kabli łączących poszczególne systemy. U dolnej podstawy cylindra centralnego, wewnątrz jego obrębu zainstalowany jest pierścień systemu napędowego. Zainstalowano na nim zbiorniki paliwa i utleniacza oraz gazu podnoszącego ciśnienie w systemie napędowym. Na wewnętrznych ścianach centralno cylindra znajduje się 5 par wzdłużnych rozpór, do których przymocowane są zbiorniki systemu napędowego. Wewnątrz pierścienia systemu napędowego znajduje się okrągły panel anteny fazowanej. Ma on średnicę 1.5 metra. W otworze w środku tego panelu umieszczono antenę wysokiego zysku. Na wewnętrznej stronie tego panelu zainstalowano pozostałe jednostki awioniki. Strona zewnętrzna łączy się natomiast z łącznikiem z górnym stopniem rakiety nośnej (Launch Vehicle Adapter - LVA). Jest to standardowy interfejs dla stopnia Fregat, podczas oddzielania satelity pozostaje na tym stopniu. Ma średnicę 1194 mm i masę 95 kg. Jest złożony głównie z CFRB. Pierścień interfejsu z satelitą jest przymocowany do górnej strony LVA za pomocą klamer. Podczas oddzielania satelity uruchamiany jest generator gazu poruszający tłokiem. Tłok wprowadza w ruch obroty koło zamachowe. Powoduje ono odkręcenie śrub mocujących klamry. Otwarcie klamer jest kontrolowane przez inercję koła zamachowego. Redukuje ono też wstrząs doznawany podczas otwierania klamer. Ostatecznie satelita jest odpychany od górnego stopnia przez sprężyny.
Na zewnętrznej powierzchni kołnierza dolnego znajduje się zestaw nierozkładalnych paneli słonecznych (Fixed Solar Array - FSA). Składa się on z 6 paneli słonecznych w kształcie deltoidów. Na brzegu zewnętrznym kołnierza dolnego znajduje się 12-kątny pierścień łączący z zestawem rozkładanych paneli słonecznych (Deployable Solar Array). Łączy się on ruchomo z 8 prostokątnymi panelami słonecznymi przymocowanymi do rurek szkieletu rozkładanej osłony przeciwsłonecznej. Powierzchnie boczne modułu SVM tworzy 8 cienkich, prostokątnych paneli wykonanych z CFRB. Są one pokryte arkuszami wielowarstwowej izolacji termicznej tworzącej powłokę zewnętrzną (Thermal Hardware - THW).
-
W dolnej części modułu SVM znajduje się duża, rozkładana osłona osłona przeciwsłoneczna (Deployable Sunshield Assembly - DSA). Za jej opracowanie odpowiedzialna była firma SENER z Bilbao w Hiszpanii. DSA chroni moduł PLM przed bezpośrednim oświetleniem przez światło oraz podczerwień pochodzące ze Słońca lub odbite od Ziemi i Księżyca. Pozwala na zredukowanie intensywności światła słonecznego o czynnik 280. Jest tym samym jednym z elementów zapewniającym wysoką stabilność termiczną, a tym samym stałość kąta zawartego pomiędzy oboma teleskopami sprzętu naukowego. Jest to niezbędna do osiągnięcia zakładanej precyzji pomiarów astrometrycznych. Osłona ta ma średnicę 10.2 metra i powierzchnię 75 metrów kwadratowych. Jej szkielet jest złożony z 12 par radialnych rurek połączonych rurkami poprzecznymi w części dolnej oraz blisko środka długości. Tak więc każda para tworzy ramę w kształcie litery H. Wszystkie rurki są wykonane z CFRP. Łączenia między nimi są metalowe. Struktura ta została dostarczona przez firmę RUAG Aerospace Switzerland ze Szwajcarii. Każda para rurek jest połączona dwoma mechanizmami zawiasowymi z pierścieniem rozkładanych paneli słonecznych. Zawiasy są położone w rogach każdej sekcji. Pomiędzy rurkami ośmiu par znajdują się poszczególne panele słoneczne systemu DSA. Pary takie są zgrupowane po dwie i rozdzielone pojedynczą parą pozbawioną paneli. Na rurkach rozpięte są arkusze wielowarstwowej izolacji termicznej, dostarczone przez firmę RUAG Aerospace Austria. Zewnętrza i wewnętrzna strona rurkowego szkieletu jest pokryta arkuszami wielowarstwowej izolacji termicznej. W obrębie każdej pary rurek arkusze są zamocowane na sztywno tworząc sekcje o kształcie prostokątnym i wymiarach 0.8 x 3.2 m. Natomiast arkusze między parami są sfałdowane. Sekcje te mają kształt trójkątny. Część osłony zwrócona na Słońce jest wykonana z dwóch arkuszy izolacji (górnego i dolnego) złożonych z dwóch warstw kążdy. Część skierowana w stronę cienia jest pojedynczym arkuszem złożonym z 5 warstw. W przypadku sekcji z panelami słonecznymi część skierowana na Słońce jest złożona tylko z dolnego arkusza. Część górna jest natomiast złożona z arkusza wykonanego z innego rodzaju izolacji, rozciągniętego pod panelem słonecznym. Wszystkie arkusze, zarówno w sekcjach prostokątnych jak i trójkątnych są przymocowane do szkieletu na swoich rogach. W czasie trwania misji powierzchnia osłony będzie płaska, jej odkształcenia nie będą większe od 1 cm.
-
W konfiguracji startowej osłona DSA jest złożona po bokach satelity. Odpowiednie mocowania łączące je z powierzchnią osłony termicznej modułu PLM znajdują się po środku rurek poprzecznych. Po wejściu na trajektorię transferową do punktu L2 osłona jest rozkładana jak parasol. Mechanizmy mocujące poszczególne sekcje szkieletu osłony zawierają główkę z bolcem oddzielającym umieszczonym w uchwycie w osłonie PLM. Rozkładanie osłony jest inicjowane poprzez detonację małych ładunków pirotechnicznych oddzielających główki w mechanizmach mocujących. Następnie główki są przyciągane przez mechanizmy na powierzchni osłony PLM gdzie pozostają. Rurki podtrzymujące są natomiast odchylane od pierścienia montażowego u podstawy satelity za pomocą sprężyn znajdujących się w ich mechanizmach zawiasowych. Powoduje rozprostowywanie się sfałdowanych arkuszy izolacji w sekcjach trójkątnych. Zawiasy rurek każdej sekcji są połączone z zawiasami sekcji przyległej przez elastyczne wiązadła metalowe. Pozwala na zsynchronizowane rozkładanie osłony. Po uwolnieniu wszystkich sekcji rozkładanie osłony jest kontrolowane przez kontroler znajdujący się na pierścień łączącym ze strukturą modułu serwisowego. Jest to cylinder wypełniony stopem o niskim punkcie topnienia. Jest on połączony z zawiasami. Przez rozłożeniem stop znajduje się w stanie stałym, przez co kontroler blokuje zawiasy przeciwdziałając rozkładaniu osłony. Po rozgrzaniu stop ulega stopieniu przez co siła blokująca zawisy zanika. Pozwala to na kontrolowane i równomierne rozkładanie osłony. Cała konstrukcja jest ostatecznie napinana za pomocą linek wykonanych z klevaru i przyjmuje kształt płaskiego dwunastokąta ustawionego pod kątem prostym do długiej osi satelity. Ostatecznie nagrzewanie kontrolera jest wyłączane. Zawarty w nim stop zestala się, co gwarantuje stabilność całej osłony.
-
System zasilania (Electrical Service Module - E-SVM) gromadzi, konwertuje i rozprowadza energię elektryczną. Energia jest wytwarzana przez 6 paneli słonecznych układu FSA na dolnym kołnierzu struktury SVM oraz 8 paneli słonecznych na osłonie przeciwsłonecznej. Panele są złożone z komórek wykonanych z arsenku galu (GaAs) zamontowanych na strukturze z CFRP. Całkowita powierzchnia paneli słonecznych wynosi 12.8 metra kwadratowego, z czego 7.3 metra kwadratowego przypada na FSA, a 5.5 metra kwadratowego - na panele osłony. Panele są stale zwrócone na Słońce, pod kątem 45 stopni. Produkcja energii elektrycznej pod koniec misji nominalnej w najgorszym wypadku wynosi 1910 W. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco a także ładuje baterię litowo - jonową o pojemności 60 A/h. Jest ona przeznaczona do użycia w czasie gdy statek znajduje się w cieniu Ziemi. Sytuacje takie będą występowały w początkowym etapie misji. W czasie obserwacji naukowych wokół punktu L2 zaćmienia nie będą występowały. Bateria może być jednak używana również wtedy, w okresach gdy zapotrzebowanie na energię przekracza wydajność paneli słonecznych. Za rozprowadzanie energii elektrycznej i kontrolę systemu zasilania odpowiada osobna jednostka elektroniki kontrolnej (Power Control and Distribution Unit - PCDU). Tworzy ona główny bus zasilania. Napięcie wynosi w nim 28 V. Dostarcza on energii do wszystkich podsystemów satelity. Ponadto PCDU kontroluje stan naładowania baterii, wysyła komendy do urządzeń pirotechnicznych oraz obsługuje cykl pracy grzejników na podstawie komend z systemu zażądania danymi satelity. Wewnętrzne zapotrzebowanie na energię systemu zasilania wynosi 117 W.
-
System zarządzania danymi (Command and Data Handing Subsystem - CDHS) zapewnia autonomiczne działanie w czasie braku łączności z Ziemią, kontroluje pracę systemów satelity. wykonuje komendy z Ziemi, zarządza danymi naukowymi i dotyczącymi funkcjonowania statku kosmicznego oraz wysyła je do systemu telemetrycznego. Zawiera dwie jednostki zarządzania danymi i komendami (Command and Data Management Unit - CDMU), z których jedna jest zapasowa. CDMU są oparte na komputerach centralnych ERC-32 z oddzielnymi jednostkami wejścia i wyjścia. Uprościło to prace nad oprogramowaniem. Ponadto na ich wyposażeniu znajduje się jednostka do autonomicznego wykrywania błędów. System elektroniczny może być rekonfigurowany w czasie lotu. Moduł SVM i PLM są obsługiwane przez oddzielne busy danych w standardzie MIL-STD-1553 B. Szybką wymianę danych z instrumentem naukowym umożliwiają interfejsy typu SpaceWire. Zastosowanie architektury FDIR umożliwiło wiarygodne zabezpieczanie integralności wyposażenia satelity. Przed transmisją na Ziemię dane są zapisywane przez rejestrator jednoczęściowy (Soli-State Recorder - SSR). Pobór mocy CDHS, wraz z systemem kontroli orientacji przestrzennej wynosi 103 W.
-
System telemetrii, śledzenia i przetwarzania komend (Telemetry, Tracking and Command Subsystem - TT&C) obejmuje dwie anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA), antenę średniego zysku (Medium Gain Antenna - MGA), antenę wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA), układ nadawczo - odbiorczy oraz układ zasalający i uzupełniające komponenty elektroniczne. Łączność za pomocą wszystkich anten odbywa się w paśmie X. Pobór mocy tego systemu wynosi 326 W. Jest on zasilany przez elektroniczny kontroler mocy i interfejs (Electronic Power and Interface Controller - EPIC). Przekształca on energię elektryczną z głównego busa zasilania satelity i dostarcza ją do elektroniki TT&C. Ponadto stanowi terminal kontrolny dla tego systemu, łącząc go z busem danych 1553B satelity. Demodulacja sygnału odebranego z Ziemi jest wykonywana przez transponder a dane są przekazywane do CDMS. Dane przeznaczone do wysłania na Ziemię są formatowane i kodowane przez CDMS i modulowane przez transponder. Następnie sygnał jest wzmacniany przez wzmacniacze półprzewodnikowe (Solid State Power Amplifier - SSPA) i przesyłany do anten. Satelita posiada dwa transpondery, z których jeden jest zapasowy i zawsze wyłączony.
Dwie anteny LGA znajdują się na szczycie modułu PLM (oś +X) oraz w dolnej części modułu PVM (oś -X). Służą do łączności z niską szybkością, rzędu kilku kbps zarówno w łączu satelita - Ziemia jak i Ziemia - satelita. Możliwe jest wybranie kilku szybkości w tych łączach. Anteny te umożliwiają zarówno odbiór komend jak i transmisji danych inżynieryjnych. Charakteryzują się pokryciem omnikierunkowym, dzięki czemu mogą być łatwo wykorzystana podczas poważnych problemów. Są wyposażone w standardowy wzmacniacz półprzewodnikowy o mocy 17 W, gwarantujący osiągnięcie szybkości wymiany danych do 6 kbps z odległości 1.5 mln km od Ziemi.
-
Antena średnie zysku MGA znajduje się na podstawie modułu serwisowego. Jest anteną kierunkową. Pozwala na łączność z szybkością do 8 kbps. Umożliwia transmisję danych inżynieryjnych i naukowych oraz odbiór komend.
Antena wysokiego zysku HGA znajduje się na okrągłym panelu w dolnej części modułu serwisowego. Umożliwia transmisję danych naukowych z wysoką szybkością podczas widoczności stacji naziemnych (przez około 8 godzin na dzień). Średnia szybkość transmisji danych naukowych wynosi około 1 Mbps, a maksymalna - około 3 Mbps. Jest to antena fazowana (Phased Array Antenna - PAA) skanująca elektronicznie. Oznacza to, że wiązka jest kierowana na Ziemię elektronicznie a antena nie ma żadnych ruchomych części. Dzięki temu nie wprowadza wibracji mogących zaburzyć stabilność instrumentu naukowego naruszające pomiary. Składa się z serii elementów promieniujących oraz systemu przesuwającego fazę sygnału dostarczanego do każdego elementu. Przesuwanie fazy pozwala na uzyskanie interferencji umożliwiającej pozycjonowanie wiązki w wybranym kierunku. Interferencja konstruktywna daje pik we wzorze interferencyjnym. Interferencja destruktywna pozwala na poprawienie ostrości wiązki. Stożek promieniujący anteny znajduje się na zewnętrznej stronie panelu anteny modułu serwisowego. Inne komponenty znajdują się po wewnętrznej stronie tego panelu. Panel pracuje jak radiator wypromieniowujący ciepło produkowane przez antenę. Zarówno antena jak i cały panel są termicznie odizolowane od innych komponentów satelity przez izolację wielowarstwową. Stożek promenujący ma kształt graniastosłupa o 14 ścianach Jest wykonany z litego stopu aluminium. Każda ściana jest podzielona na dwie powierzchnie. Na każdej z nich znajduje się po 6 elementów promieniujących. Każda powierzchnia jest wyposażona w serię złączy dostarczających sygnał radiowy. Rozdzielają one sygnał umożliwiając warzenie amplitudy określające wzór emisji każdej powierzchni. Całościowy wzór emisji anteny jest określany przez złączenie wzorów emisji poszczególnych powierzchni po stronie stożka zwróconej na Ziemię. 28 powierzchni jest zasilanych sygnałem przez tzw. kwadrymoduły (Quadri-Modules) dostarczające zysku na niskim poziomie, zapewniające kontrolę fazy i amplitudy, wzmacnianie mocy sygnału i przesyłanie go do właściwego łącznika. Sygnał do tych modułów jest dostarczany z transpondera satelity przez rozdzielacz obsługujący też pozostałe anteny. Zysk HGA wynosi około 16.8 dB. 28 wzmacniaczy SSPA dostarcza około 59 W (około 17.7 dBW) co pozwala na osiągnięcie efektywnej izotropicznej mocy wypromieniowywanej (Effective Isotropic Radiated Power - EIRP) na poziomie ponad 2.6 kW (około 34 dBW).
-
Komponenty układu napędowego statku znajdują się wewnątrz centralnego cylindra modułu SVM, na pierścieniu układu napędowego. Satelita posiada główny system napędowy używający paliwa dwuskładnikowego (Combined Propulsion System - CPS) oraz system mikronapędu (Micropropulsion System - MPS). Łączny pobór mocy przez oba systemy wynosi 24 W.
W skład systemu napędowego CPS wchodzi zbiornik paliwa (hydrazyny monometylowej), zbiornik utleniacza (czterotlenku azotu), zbiornik gazu podnoszącego ciśnienie w układzie (helu), 12 silników oraz uzupełniające linie paliwowe i zawory. System ten służy do uzyskania właściwej orientacji przestrzennej po starcie, kontroli tempa rotacji w fazie lotu do punku L2, wykonywania korekt trajektorii, wykonania manewru wejścia na orbitę wokół punktu L2, kontroli orientacji przestrzennej w trybie bezpiecznym, oraz regularnych manewrów korygujących orbitę wokół punku L2. Zbiorniki paliwa i utleniacza są oparte na zbiornikach satelitów Planck i Herschel (wyniesionych w kosmos 14.05.2009 r i użytkowanych odpowiednio do 23.10.2013 r i 17.06.2013 r). Znajdują się wewnątrz centralnego cylindra, są tam zainstalowane za pomocą rozpór. Masa paliwa i utleniacza wynosi 237 kg. Silniki zostały dostarczone przez firmę EADS-Astrium. Są rozmieszczone w dolnej części modułu serwisowego. Tworzą dwie grupy po 6 silników. Są odpalane w kierunku +/- X pozwalając na obroty wzdłuż pozostałych osi. Tym samym pozwalają na uzyskanie trójosiowej kontroli orientacji przestrzennej. 4 silniki w każdej grupie są kierowane wzdłuż osi -X, a dwa pozostałe - wzdłuż osi +X (pod kątem 45 stopni w stosunku do struktury modułu serwisowego). Każdy silnik zawiera komorę spalania wykonaną ze stopu platyny oraz dyszę mogącą wytrzymać temperatury do 1 500°C. Średnica silnika wynosi 2.85 cm, a średnica dyszy - 35 mm. Nominalna siłą ciągu wynosi 10 N. Może być zmieniana w zakresie 6 - 12.5 N. Impuls właściwy wynosi 291 s. Ciśnienie wtryskowe wynosi 10 - 23 barów a ciśnienie w komorze spalania - 9 barów. Typowa szybkość przepływu paliwa wynosi 3.5 grama na sekundę. Nominalny stosunek paliwa do utleniacza wynosi 1.65, ale może być zmieniany w zakresie 1.2 - 2.1. Trwałość silników jest gwarantowana na 70 godzin oraz 1 milion cykli włączania i wyłączania.
-
System mikronapędu MPS służy do precyzyjnej kontroli orientacji przestrzennej satelity i jego tempa rotacji podczas wykonywania programu naukowego. W skład tego systemu wchodzi moduł dostarczający gaz (Micro Propulsion Feed Module), trzy zestawy mikrosilników (Micro Thruster Assemblies) oraz elektronika kontrolna (Micro Propulsion Electronics). System dostarczający gaz obejmuje dwa zbiorniki azotu oraz linie dystrybucyjne i zawory. Każdy zbiornik zawiera 28.5 kg azotu pod ciśnieniem 310 barów. Linie rozprowadzające gaz mają średnicę 1/8 cala. Zostały wykonane ze stopu tytanu. Przed starem azot został wpompowany do zbiorników przez dedykowany zawór (Fill and Drain Valve). Gaz ze zbiorników jest przekazywany poprzez przekaźnik wysokociśnieniowy (High Pressure Transducer) i zawór zamykający (High Pressure Latch Valve) do dwóch regulatorów ciśnienia (Pressure Regulator) - głównego i wtórnego które redukują jego ciśnienie. Następnie przechodzi przez dwa przekaźniki niskociśnieniowe (Low Pressure Transducer) i zawór zamykający (Low Pressure Latch Valve) do trzech zestawów silników. Każdy zestaw zawiera 4 silniki. Zestawy te są rozlokowane naokoło modułu serwisowego. Silniki zawierają zespół zaworów pozwalających na precyzyjne kontrolowanie wypuszczania azotu przez ich dysze. Pozwala na uzyskanie niewielkiego ciągu, znajdującego się w zakresie 1 - 500 mikronewtonów. Elektronika systemu MPS pozwalająca na kontrolę ciągu poprzez strenowanie pracą zaworów silników składa się z dwóch jednostek. Każda z nich kontroluje jeden łańcuch złożony z zaworów zamykających na liniach wysokiego i niskiego ciśnienia oraz 6 silników. Zmniejsza to prawdopodobieństwo krytycznej awarii całego systemu. Silniki pracują przy ciśnieniu 1 - 2 bara, z tolerancją do 4 barów. Tempo wypuszczania azotu wynosi 0.002 - 1 mikrograma na sekundę. Sprawność silników jest gwarantowana na 500 mln cykli włączania i wyłączania lub 20 000 godzin. Mogą pracować w temperaturze od -20°C do +50°C.
-
System kontroli orientacji przestrzennej i parametrów orbity (Attitude and Orbit Control Subsystem - AOCS) umożliwia zarówno stabilizację obrotową (w fazie lotu do punktu L2) jak i bardzo precyzyjną stabilizację trójosiową (w trakcie realizacji programu naukowego). W trybie stabilizacji obrotowej danych nawigacyjnych dostarczają trzy sensory Słońca oraz jeden żyroskop. Sensory Słońca składają się z układu optycznego o polu widzenia 128 x 128 stopni oraz kwadratowej fotodiody krzemowej. Gdy satelita jest stabilizowany trójosiowo na orbicie wokół punktu L2 danych nawigacyjnych dostarcza pojedynczy szperacz gwiazd o szerokim polu widzenia oraz system mapujący niebo zestawu naukowego. W trybie pozycjonowania precyzyjnego podczas obserwacji naukowych głównym źródłem danych nawigacyjnych na temat orientacji i tempa obrotów satelity jest system mapujący niebo. Przy szybkich zmianach orientacji przestrzennej w tym trybie używany jest precyzyjny żyroskop. System ten pozwala na uzyskanie bardzo wysokiej precyzyjni w kontroli tempa obrotu satelity, z całkowitym błędem na poziomie rzędu 10 mas * s^1 3δ w czasie 1 s. Zapobiega to rozmywaniu obrazu gwiazd rzutowanego na płaszczyznę ogniskowej systemu pomiarowego. Ponieważ program obserwacji naukowych wymaga uzyskania środowiska wolnego od wibracji na satelicie nie mogły znajdować się żądne ruchome części. Żyroskopy nie były tutaj wyjątkiem. Nie zastosowano więc typowych żyroskopów z rotującymi kołami, ale żyroskopy z optyką światłowodową (Fibre-Optics Gyroscope - FOG). Mierzą one rotację satelity poprzez pomiary interferencji światła. Korekty orientacji przestrzennej podczas obserwacji naukowych umożliwia system mikronapędowy MPS. W trybie bezpiecznym orientacja jest kontrolowana za pomocą silników systemu CPS.
-
System kontroli temperatury jest w większości pasywny. Utrzymywanie bardzo stabilnej temperatury wewnętrznej umożliwia pokrycie powierzchni satelity warstwą o charakterze reflektora optycznego oraz izolacją wielowarstwową oraz pomalowanie komponentów wewnętrznych na czarno. Wewnątrz konstrukcji znajduje się sieć kapilar cieplnych. Większa część ciepła dopływającego wraz z promieniowaniem słonecznym jest znoszona przez osłonę przeciwsłoneczną. W razie potrzeby temperatura jest regulowana przez grzejniki. Moduł serwisowy jest odizolowany termicznie od modułu wyposażenia naukowego. Przepływ ciepła na drodze promieniowania i przewodnictwa pomiędzy oboma modułami (w tym również osłoną przeciwsłoneczną) jest znacznie ograniczony poprzez zastosowanie izolacji wielowarstwowej i odczepienie wsporników podpierających moduł PM w czasie startu po wejściu na orbitę. Ponadto stabilność termiczna jest gwarantowana przez stały kąt między satelitą a Słońcem oraz unikanie cyklicznego włączania i wyłączania poszczególnych komponentów pojazdu w trakcie obserwacji naukowych.
-
Moduł wyposażenia naukowego PLM stanowił górną, wyższą cześć statku. Ma masę 524 kg. W jego wnętrzu znajdzie się cały sprzęt naukowych statku Gaia.
-
Zasadniczym składnikiem konstrukcji mechanicznej modułu PLM jest tzw. torus mający w istocie postać rury zwiniętej na planie ośmiokąta. Stanowi on ławę optyczną, na której zainstalowano zwierciadła oraz system płaszczyzny ogniskowej układu pomiarowego satelity. Ma on średnicę około 3 metrów. Składa się z 17 cylindrów wykonanych z węglika krzemu (SiC). Proces łączenia poszczególnych sekcji polegał na zaaplikowaniu pasty lutowniczej rozgrzanej następnie do temperatury 1000°C. Zastosowanie węglika krzemu zapewniło małą masę jak i dużą sztywność torusa. Niska wartość współczynnika rozszerzalności cieplnej tego materiału i duża przewodność cieplna sprawiła, powoduje że jest bardzo stabilny i szybko niweluje gradient cieplny. Dzięki temu komponenty optyczne rozmieszczone na torusie nie zmieniają położenia względem sienie, co umożliwia prowadzenie pomiarów astrometrycznych z dokładnością rzędu mikrosekundy kątowej. Torus został zbudowany przez specjalizujący się w strukturach z węglika krzemu wydział BOOSTEC grupy Mersen Group z siedzibą w La Défense we Francji, na mocy kontraktu z EADS-Astrium.
-
Torus jest połączony z kołnierzem górnym konstrukcji mechanicznej modułu serwisowego za pomocą trzech dwójnogów. Każdy z nich składa się z dwóch par belek zestawionych w kształcie litery V. W każdej parze jedna z belek służy do podtrzymywania torusa w trakcie prac naziemnych i w czasie startu. Jest ona wykonana z CFRP. Jest zwalniana po wejściu na orbitę. Druga belka służy do podtrzymywania torusa w trakcie misji. Jest wykonana z polimeru wzmocnionego włóknem szklanym. Takie podejście pozwoliło na zminimalizowanie przepływu ciepła pomiędzy SVM i PLM.
-
Cały moduł instrumentów naukowych jest osłonięty pokryciem termicznym (Thermal Tent Structure - TTS). Element ten chroni sprzęt naukowy przed ciepłem i światłem rozproszonym. Zmniejsza też tło promieniowania. TTS ma kształt cylindra ze stożkowatym zwieńczeniem. Jego struktura złożona z paneli wykonanych z CFRP. Ich powierzchnia zewnętrzna jest pokryta arkuszami izolacji wielowarstwowej. W TTS znajduje się sześciokątne wycięcie na radiator systemu płaszczyzny ogniskowej zestawu naukowego oraz dwa prostokątne wycięcia tworzące otwory wejściowe teleskopów. TTS jest przymocowany do górnej powierzchni SVM a nie do torusa PLM, co zapobiega wprowadzaniu ciepła do układu optycznego.
-
WYPOSAŻENIE
W skład wyposażenia naukowego pojazdu wchodzi pojedynczy, zintegrowany system pomiarowy (Gaia Scientific Package). Jego cele naukowe pokrywają się z celami całej misji. System ten obejmuje układ optyczny (Optical Assembly); układ płaszczyzny ogniskowej (Focal Plane Assembly - FPA); detektor frontu fali (Wave-Front Sensor - WFS); monitor kąta bazowego (Basic-Angle Monitor - BAM); oraz system elektroniczny. Można podzielić go funkcjonalnie na trzy części: system astrometryczny (Astrometric Subsystem - ASTRO); fotometr o średniej szerokości pasm (Medium Band Photometer - MBP); oraz spektrometr szybkości radialnych (Radial Velocity Spectrometer - RVS). Każda funkcja jest wykonywana przez osobny zestaw detektorów w płaszczyźnie ogniskowej, jednak wszystkie te bloki współdzielą wspólny układ optyczny. Elementy afokalne używane do pomiarów fotometrycznych i spektrometrycznych są umieszczone blisko płaszczy ogniskowej rozpraszając światło gwiazd wzdłuż kierunku skanowania. Dzięki temu funkcje spektrometryczne i fotometrczne mogą wykorzystywać dwa kierunki widzenia instrumentu i duży otwór wejściowy systemu ASTRO, działając na polach nieba o dużej gęstości obiektów.
-
Układ optyczny całego instrumentu jest złożony z dwóch trójzweirciadlanych teleskopów astygmatycznych (Three-Mirror Anastigmat - TMA) kierujących światło na pojedynczą płaszczyznę ogniskowej. Oba teleskopy są identyczne. Ich pola widzenia mają wymiary 0.7 x 0.7 stopnia (wzdłuż kierunku skanowania nieba x w poprzek skanowania). Są rozdzielone kątem 106.5° (tzw. kąt bazowy). W skład każdego teleskopu wchodzą trzy zwierciadła zasadnicze (Mirror 1 - 3, M1 - M3 i Mirror '1 - 3 - M'1 - M'3). kierują one światło na układ dwóch dalszych zwierciadeł (M4 i M'4), czyli kombinator wiązek (Beam Combiner) łączący obie wiązki. Światło wychodzi z niego jaklo pojedyncza wiązka i wchodzi do optyki kierującej (Foling Optics - FO) będącej wspólną częścią ścieżki optycznej obu teleskopów. Obejmuje ona dwa zwierciadła (M5 i M6) kierujące światło na płaszczyznę ogniskowej. Tak więc na wyjściu układu optycznego znajduje się jedna wiązka światła a obrazy dostarczone przez optykę obu teleskopów są nałożone i rzutowane na płaszczyznę ogniskowej jako pojedynczy obraz.
-
Wszystkie zwierciadła mają kształt prostokątny. Są wykonane z arkuszy złożonych ze spiekanego węglika krzemu (SiC), materiału o bardzo wysokiej stabilności termicznej. Z tego samego materiału wykonany jest torus modułu wyposażenia naukowego satelity. Dzięki temu rozmiar całego systemu optycznego nie podlega zmianą w czasie trwania misji. Wraz ze złożonym systemem kontroli temperatury gwarantuje to zachowanie stabilnego kąta pomiędzy oboma teleskopami. Arkusze zostały dostarczone przez firmę wydział BOOSTEC grupy Mersen Group z siedzibą w La Défense we Francji. Zostały wytworzone z proszku SiC. Po zmieszaniu ze środkiem wiążącym proszek został sprasowany pod ciśnieniem 1 400 barów. Takiemu blokowi nadano odpowiedni kształt mechanicznie. Następnie został on zapieczony poprzez podgrzanie do temperatury 2 000°C. Proces ten pozwolił na połączenie ziaren SiC bez ich stopienia. Następnie powierzchni zwierciadeł nadano wymagany płaski kształt. Ponieważ spiekany SiC nie jest jednorodny uzyskanie optymalnej powierzchni optycznej nie mogło odbyć się na drodze bezpośredniego szlifowania. Powierzchnia odbijająca została więc pokryta warstwą węglika krzemu naniesionego na drodze chemicznego osadzania par (Chemical Vapour Deposition - CVD). Napylanie zostało wykonane przez firmę by Schunk Kohlenstofftechnik z Heuchelheim w Niemczech. Ostatecznie odpowiedni kształt zwierciadeł został uzyskany podczas końcowego szlifowania za pomocą precyzyjnych urządzeń strenowanych komputerowo. Odpowiadała za to firma Sagem z Paryża. Precyzja polerowania wyniosła 10 nanometrów. Następnie naniesiono warstwę odbijającą złożoną ze srebra oraz warstwę zapobiegającą matowieniu srebra. Zwiększyło to odbijalność zwierciadeł w wymaganym zakresie spektralnym 320 - 1000 nm.
-
Zwierciadła M1 i M'1 mają wymiary 1.49 x 0.5 metra i masę. Zwierciadła M2 i M'2 oraz M3 i M'3 mają identyczne wymiary - 0.65 x 0.275 metra. Wymiary zwierciadeł M4, M'4 i M5 wynoszą 0.54 x 0.36 m. Zwierciadła M1 i M'1, M2 i M'2 oraz M3 i M'3 są zainstalowane na torusie za pomocą dedykowanych montaży optycznych wykonanych z węglika krzemu. Zwierciadła M4, M'4, M5 i M6 znajdują się na współnej strukturze montażowej optyki kombinującej (Folding-Optics Structure - FOS) przyłączonej to torusa po jego wewnętrznej stronie.
-
Światło z układu optycznego trafia częściowo bezpośrednio na detektory FPA (dla systemu ASTRO), a częściowo przechłodzi przez moduły optyczne systemu fotometrycznego i systemu RVS. Ostatecznie jest rejestrowane przez zestaw detektorów CCD FPA, stanowiący pojedynczą jednostkę dla całego instrumentu. Oba teleskopy charakteryzują się otworami wejściowymi o wymiarach 1.45 x 0.5 m. Dłuższy wymiar jest skierowany zgodnie z kierunkiem skanowania nieba w celu uzyskania najwęższej funkcji rozmycia źródła punktowego (Point Spread Function - PSF) w kierunku prowadzenia pomiarów przy zachowaniu kompatybilności z wymaganą jakością optyki, dostępną przestrzenią na komponenty optyczne, wymaganym rozmiarem obserwowanego pola nieba i wymogami radiometrycznymi. Powierzchnia zbierająca otworów wejściowych jest dobrana tak, aby całkowita liczba zebranych fotonów na każdą gwiazdę dopowiadała dokładności określania jej pozycji na poziomie 10 μas po 5 latach, dla obiektów o jasności do 15 mag. Długość ogniskowej wynosi 35 m. Pozwala to na prawidłowe próbkowanie przy poziomie dyfrakcji odpowiadającej 4 pikselom na detektorze w kierunku skanowania nieba (przy szerokości piksela detektora 10 μm w kierunku skanowania). Zniekształcenie obrazu jest niewielkie, kompatybilne z integracją TDI detektorów trwającą 3.3 s. Wszystkie elementy optyczne są umieszczone na torusie modułu wyposażenia naukowego stanowiącym ławę optyczną o średnicy około 3 metrów. Umieszczenie wszystkich zwierciadeł i płaszczyzny ogniskowej na pojedynczej strukturze zapewniło, ze cały system jest symetryczny a jego rozmiary są wysoce stabilne. Ponadto ułatwiło montaż całego instrumentu.
Pomimo że układ optyczny jest w pełni refleksyjny (oparty wyłącznie na zwierciadłach) dyfrakcja spowodowana przez aberracje rezydentne wywołuje systematyczne przesunięcie chromatyczne piku dyfrakcji, a tym samym obrazów. Utrudnia to pomiary położenia obiektów. Ten efekt, zwykle pomijalnie mały w tradycyjnych systemach optycznych jest bardzo istotny w misji Gaia. Chromatyczne przesunięcie obrazu zależy od położenia w polu widzenia i rozkładu spektralnego energii emisji gwiazdy, ale nie od jej jasności. Zminimalizowanie przesunięcia chromatycznego do zadowalającego poziomu nie było możliwe w wybranej konfiguracji instrumentu. Efekt ten jest usuwany z danych podczas analizy wykonywanej na Ziemi, na podstawie kalibracji wykonywanej z użyciem informacji z systemu fotometrycznego, dla każdego obserwowanego obiektu.
-
Światło z układu optycznego i znajdujących się za nim modułów optycznych trafia ostatecznie na detektory CCD znajdujące się w systemie płaszczyzny ogniskowej FPA. System ten obejmuje ponadto elektronikę detektorów, radiatory oraz odpowiednie struktury podpierające. Jest przymocowany do torusa PLM za pomocą dwóch par rozpór w kształcie litery V.
-
Przednią powierzchnię FPA tworzy zespół detektorów CCD zainstalowanych na strukturze podpierającej CCD Support Structure - CSS) mającej postać ażurowej płyty o masie około 20 kg. Jest wykonana z węglika krzemu co zapewnia bardzo wysoką stabilność termiczną i mechaniczną. Detektory są ustawione na niej na planie prostokąta. Są nieznacznie obrócone w celu skompensowania zniekształceń wprowadzanych przez układ optyczny. Odległość między nimi to około 1 mm. Do CSS przymocowany jest również radiator chłodzący detektory. Poniżej CSS znajduje się zestaw 106 modułów elektroniki bliskiej (Proximity Electronics Module - PEM), po jednym dla każdego detektora CCD. Są one zainstalowane na osobnej strukturze mechanicznej (Electronics Support Structure - ESS). Płyta ta jest odizolowana mechanicznie od CSS. Ponadto między nią a CSS znajduje się dwuwarstwowa osłona termiczna. Gwarantuje to wysoką stabilność termiczną układu detektorów. Poniżej, również w połączeniu z ESS znajduje się zestaw elektroniki obsługującej mechanizmy (Mechanism Drive Electronics - MDE), a pod nim zestaw modułów łączących (Interconnection Module - IM) przekazujących sygnały z PEM do dalszej części elektroniki instrumentu. Instrument posiada 7 modułów IM dla zestawu ASTRO, 7 osobnych dla MBP i 4 dla RVS, generalnie po jednym dla każdego rzędu detektorów dla każdego zestawu pomiarowego. Od tyłu jednostka FPA jest zamykana przez radiator elektroniki, przymocowany do ESS.
-
Zespół detektorów CCD jest największym jaki kiedykolwiek opracowano na potrzeby misji kosmicznej. Obejmuje 106 detektorów o łącznym rozmiarze prawie 1 gigapiksela. Ma wymiary fizyczne 104.26 x 42.35 cm. Detektory CCD tworzą grupy pełniące pięć funkcji. Są to (w kolejności wykonywania podczas skanowania nieba): detektor frontu fali WFS; monitor kąta bazowego BAM; system mapujący niebo (Sky Mapper - SM) automatycznie wykrywający obiekty wchodzące w pola widzenia i powiadamiający o tym dalsze detektory; pole astrometryczne (Astrometric Field - AF) służące do pomiarów astrometrycznych (system ASTRO); pole dla fotometrów światła niebieskiego (Blue Photometer - BP) i czerwonego (Red Photometer - RP) będące częścią systemu fotometrycznego MBP; oraz pole dla spektrometru RVS rejestrującego spektrogramy wszystkich obiektów jaśniejszych od 17 magnitudo. Układ dla WFS obejmuje 2 detektory, położone przed początkiem pola SM i na końcu pola AF. Układ BAM jest złożony z 2 detektorów, przed polem SM. Pole SM składa się z 14 detektorów (po 7 dla każdego teleskopu) tworzących układ 2 x 7 detektorów. Pole AF jest złożone z 62 detektorów. 56 z nich tworzy zwarty układ 8 x 7. Ostatnia kolumna w AF jest złożona z 6 detektorów ustawionych w trójki (1 x 3) na górze i na dole pola zwartego. Między tymi trójkami znajduje się detektor WFS. Zestaw detektorów dla systemu fotometrycznego obejmuje łącznie 14 CCD, tworzących dwie kolumny 1 x 7 detektorów, oddzielne dla kanałów BP i RP. Pierwsza kolumna od końca AF jest przeznaczona dla BP, a druga - dla RP. Zestaw dla spektrometru RVS obejmuje 12 detektorów, ustawionych w prostokąt w konfiguracji 3 x 4. Na sferze niebieskiej rzędy detektorów CCD dla ASTRO, systemu fotometrycznego i RVS są zorientowane równolegle. Ponieważ oś rotacji satelity jest prostopadła do kierunku widzenia, podczas rotacji obrazy gwiazd przesuwają się wzdłuż płaszczyzny ogniskowej. Dzięki temu pomiary astrometryczne, fotometryczne i spektrometryczne są wykonywane dla każdego obserwowanego obiektu prawie jednocześnie. Jest to korzystne dla analiz zmian jasności źródeł, poszukiwania układów podwójnych wykrywalnych spektrometrycznie, szybkiego informowania o źródłach przejściowych itp.
-
Detektory CCD zostały wyprodukowane przez firmę e2v Technologies z Chelmsford w Wielkiej Brytanii, jednego z czołowych producentów CCD do zastosowań naukowych. Każdy ze 106 detektorów ma powierzchnię efektywną o wielkości 45 x 59 mm. Poszczególne detektory stanowią osobne jednostki. Każdy z nich jest umieszczony na osobnym substracie z węglika krzemu przymocowanym do CSS. Posiada własny zestaw elektroniki bliskiej PEM, znajdujący się pod nim. Elektronika ta jest połączona z detektorem za pomocą elastycznego obwodu. Pozwoliło to na zminimalizowanie rozmiaru powierzchni martwej. Obwód charakteryzuje się bardzo niską przewodnością cieplną, dzięki czemu detektor jest odizolowany termicznie od elektroniki. PEM obejmuje generator kształtu fali oraz przedni koniec łańcucha obróbki sygnału wideo. W celu zapewnienia działania zsynchronizowanego do wszystkich PEM dostarczany jest sygnał z zegara TDI pozwalający na generowanie kształtu fali.
Obszar aktywny każdego detektora CCD jest złożony z 4500 linii i 1966 kolumn pikseli. Rozmiar pojedynczych detektorów wynika z przyjęcia kompromisu pomiędzy ograniczeniami występującymi podczas ich wytwarzania, poziomem zniekształcenia obrazu i wymaganym czasem integracji. Wszystkie detektory są odczytywane w trybie integracji opóźnionej (Time-Delayed Integration - TDI) w tempie 982.8 μs. Jest to czas w którym obiekt przechodzi przez pojedynczą kolumnę CCD przy nominalnym tempie rotacji satelity. Gwiazda przechodzi przez detektor w czasie 4.4 s (4500 pikseli x 982.8 μs). Tak więc odczyt jest dokonywany w tempie skanowania nieba, dzięki czemu obraz gwiazdy jest integrowany aż do czasu odczytu sygnału z detektora. W celu uniknięcia nasycania pikseli przy rejestrowaniu jasnych obiektów zastosowano elektroniczne bramki TDI. Pozwalają one na zredukowanie czasu integracji. W tym celu sumują piksele wzdłuż kierunku skanowania (zmniejszają efektywną liczbę pikseli). Łącznie użyto 12 bramek. Ich użytkowanie został zoptymalizowane tak aby uzyskać optymalny sygnał dla jasnych gwiazd przy minimalnym zredukowaniu poziomu sygnału dla gwiazd słabych. W celu uniknięcia stałego używania bramek TDI pojemność całego detektora jest duża, większa niż 190 000 elektronów.
Detektory są odczytywane pełnoklatkowo. Posiadają 4-fazową strukturę elektrod w obszarze obrazowania i strukturę 2-fazową w obszarze odczytu. Formuje to pojedynczy, wysokosprawny buforowany węzeł wyjściowy. Poziom szumu jest lepszy od 10 elektronów RMS. Detektory są schłodzone do temperatury -115°C za pomocą radiatora. Minimalizuje to prąd ciemny i efekt chwytania elektronów. Instrument obserwuje obiekty o bardzo różnej jasności. Dlatego też detektory musiały pracować w bardzo szerokim zakresie dynamicznym poziomu sygnału. W celu obserwowania wszystkich obiektów tak efektywnie jak to tylko możliwe wydajność kwantowa detektorów została zoptymalizowana przy zachowaniu akceptowalnej funkcji modulacji transferu. Wymiary pojedynczego piksela wynoszą 10 x 30 μm. Wielkość taka została dobrana w celu zapewnienia właściwego próbkowania funkcji PFS w systemie ASTRO w kierunku skanowania nieba i prostopadle do niego. Ponadto na wielkość piksela miały wpływ takie czynniki jak wykonalność, zdolność gromadzenia ładunku i zdolność detekcyjna. Efektywność kwantowa detektorów systemu ASTRO została zoptymalizowana do uzyskania dobrej całkowitej odpowiedzi w centralnej części używanego pasma spektralnego. W detektorach dla fotometru światła niebieskiego wydajność kwantowa została zoptymalizowana tak, aby uzyskać dobrą dopowiedź przy niebieskim końcu spektrum. Dla detektorów fotometru światła czerwonego i spektrometru RVS optymalizacja wydajności kwantowej pozwoliła na przesunięcie dobrej odpowiedzi w kierunku czerwonego skraju spektrum. Optymalizację dokonano poprzez wybór odpowiedniego procesu pasywacji powierzchni detektorów i doboru warstw antyodbiciowych. Dla fotometru światła czerwonego i RVS konieczne było ponadto wyprodukowanie grubszych detektorów z krzemu o wysokiej rezystywności. Detektory są wyposażone w kanały SBC (Supplementary Buried Channel) zmniejszające wpływ promieniowania kosmicznego. Obudowa FPA i pokrycie modułu PLM satelity zmniejszają poziom promieniowania jonizującego do 5 krad, jednak poziom innych rodzajów promieniowania jest nadal wysoki.
-
Każdy obiekt wchodząca w oba pola widzenia instrumentu przechodzi przez dwie kolumny detektorów (14 sztuk) tworzące system mapujący niebo SM który go wykrywa. Dwa kolumny detektorów SM (SM1 i SM2) pozwalają na rozróżnienie obrazów obiektów dostarczanych przez teleskop 1 i teleskop 2. Umożliwia to maska fizyczna umieszczona w obrębie układu optycznego. Zasłania ona albo SM1 albo SM2. Na pokładzie nie znajduje się więc żaden katalog gwiazd, detekcja obiektów jest prowadzona w pełni autonomicznie. Jest to wydajne dla gwiazd o jasności 20 mag, gdzie detektory dostarczają 300 elektronów na sekundę. Informacja na temat jasności obiektu i jego pozycji jest analizowana na pokładzie w czasie rzeczywistym, co pozwala na wyznaczenie obszaru (okna) wokół obiektu który jest odczytywany z detektorów znajdujących się za SM. Pozwala to na zmniejszenie ilości produkowanych danych przy jednoczesnym zmniejszeniu szumu odczytu zwiększającemu stosunek sygnału do szumu. Wydajność detektorów limituje jasność wykrywanych obiektów na 20 mag. Rozmiar okna jest zmieniany w zależności od jasności obiektu. Został zoptymalizowany tak, aby uzyskać optymalne rezultaty ze wszystkich trzech rodzajów pomiarów przy uwzględnieniu wymaganej rozdzielczości obrazów, rozmycia obrazów wzdłuż kierunku skanowania, wymogu rejestrowania gwiazd podwójnych, oraz wymogu uzyskiwania pomiarów emisji tła usuwanej następnie z danych. Są ponadto dostosowane do każdej kolumny detektorów osobno. Ponadto SM dostarcza danych nawigacyjnych używanych przez system kontroli orientacji przestrzennej satelity. Są to dane na temat szybkości przesuwania się gwiazd w obu kierunkach. Pomiary te również nie wymagają użycia żadnego katalogu pokładowego.
Po przejściu przez detektory SM obrazy gwiazd przesuwają się przez kolejne kolumny detektorów FPA. Podczas dalszych pomiarów zachowywana jest informacja na temat teleskopu który je dostarczył. W pierwszej kolejności obiekty są rejestrowane przez detektory pola AF systemu ASTRO. Pomiar polega na pomiarach pozycji gwiazd tylko wzdłuż kierunku skanowania. W związku z tym piksele w kierunku prostopadłym do kierunku skanowania są sumowane. Każdy detektor dostarcza 6 próbek na gwiazdę. Informacja ta przedstawia wzór gwiazd wzdłuż kierunku skanowania.
-
System astrometryczny ASTRO pozwala na pomiary pozycji kątowych gwiazd, dostarczając pięciu parametrów astrometrycznych - pozycji (dwa kąty), ruchu własnego (pozycji określonej w dwóch momentach), oraz paralaksy będącej miarą odległości do obiektu. Analiza danych obejmuje pomiary położenia centroidów obrazów tysięcy obiektów znajdujących się jednocześnie w polach widzenia teleskopów, co prowadzi do wyznaczenia wzajemnych odległości między nimi na niebie. Satelita skanuje niebo w sposób ciągły, dzięki czemu podczas przesuwania się pół widzenia po sferze niebieskiej budowany jest stały strumień pomiarów kątowych. Wysoka rozdzielczość kątowa w kierunku skanowania nieba (i co za tym idzie wysoka dokładność pomiarów) zostały osiągnięte poprzez zastosowanie dużego zwierciadła głównego systemu optycznego. Szerokie pole widzenia gwarantuje osiągnięcie dużej wiarygodności uzyskiwanego układu współrzędnych odniesienia. Ponieważ misja nominalna potrwa 5 lat każdy obiekt będzie obserwowany średnio 70 razy. Zagwarantuje to wyznaczenie 5 podstawowych parametrów astrometrycznych oraz na znalezienie dużej ilości układów wielokrotnych, planet pozasłonecznych i in. W praktyce obróbka danych na Ziemi jest bardzo złożonym procesem łączącym wszystkie pomiary relatywnej odległości i transformującym pomiary pozycji (centroidy) z koordynatów w zestawie pikseli na koordynaty kątowe (z uwzględnieniem kalibracji geometrycznej płaszczyzny ogniskowej), a następnie na koordynaty na sferze niebieskiej (z uwzględnieniem informacji o orientacji przestrzennej instrumentu oraz monitoringiem kąta między polami widzenia). Ponadto wykonywana jest korekta przesunięcia chromatycznego oraz korekta relatywistycznego uginania światła przez Słońce, planety, duże księżyce, największe planetoidy i planety karłowate. Ponadto konieczne jest wysoce precyzyjne oszacowanie i skalibrowanie przesunięć centroidów powodowanych przez stochastyczne więzienie i uwalnianie ładunku w pikselach pod wpływem promieniowana kosmicznego. W trakcie pomiarów astrometrycznych pola widzenia dwóch teleskopów systemu optycznego są rzutowane na jeden zestaw detektorów w obrębie FPA. ASTRO używa 62 detektorów CCD tworzących obszar astrometryczny płaszczyzny ogniskowej AF. Rozmiar pola AF jest optymalny do uzyskania zakładanej precyzji pomiarów w wybranym polu widzenia układu optycznego. Detektory są ustawione w 9 kolumn. Pierwsza kolumna służy do zweryfikowania, czy SM wykrył realne obiekty. Pozwala na odrzucenie fałszywych detekcji wysłanych przez promieniowanie kosmiczne. Dalszych 8 kolumn służy do właściwych pomiarów astrometrycznych.
Po wyjściu obiektu z pola AF jest on mierzony przez dwa zestawy detektorów CCD - dla fotometru MBP.
-
System fotometryczny MBP pozwala na wykonywanie pomiarów obserwowanych obiektów w szeregu kanałów spektralnych, w całkowitym zakresie 320 - 1000 nm (światło widzialne i bliska podczerwień). Pozwala na pomiar rozkładu spektralnego energii (Spectral Energy Distribution - SED) dla każdego wykrytego obiektu. Na podstawie SED wyznaczany jest szereg parametrów astrofizycznych (dla gwiazd jasność, temperatura efektywna, masa, wiek, skład chemiczny) oraz oszacowanie szybkości radialnych obserwowanych obiektów. Ponadto znajomość SED w zakresie pracy detektorów CCD AF dla każdego obiektu jest konieczna do wprowadzenia korekty systematycznego przesunięcia chromatycznego układu optycznego. Pozwala to na skorygowanie pomiarów położenia centroidów obrazów gwiazd wykonywane na podstawie danych ASTRO. Korekta ta jest niezbędna do osiągnięcia zakładanej precyzji astrometrycznej.
Fotometr MBP używa tych samych teleskopów co ASTRO i RVS. We wspólnym fragmencie ścieżki optycznej obu teleskopów umieszczone są dwa układy dyspersyjne (dyspersery): fotometr światła niebieskiego (Blue Photometer - BP) dla zakresu 320 - 660 nm oraz fotometr światła czerwonego (Red Photometer - RP) dla zakresu 650 -1 000 nm. Każdy z nich obejmuje pojedynczy pryzmat. Jest on wykonany ze spiekanego krzemu. Pokrywa go filtr szerokopasmowy usuwający niepotrzebne światło. Pryzmat w każdym module rozprasza światło wzdłuż kierunku skanowania satelity tworząc spektrum o niskiej rozdzielczości. Pryzmaty te są umieszczone tak blisko płaszczyzny ogniskowej jak to było możliwe - są zamocowane na radiatorze FPA, bezpośrednio nad zestawem detektorów CCD. Miało to na celu zapewnienie łatwego montażu mechanicznego i zredukowania obszaru zacienionego. Dla każdego fotometru zastosowano oddzielną kolumnę 7 detektorów CCD w FPA, ustawionych za zestawem detektorów AF, prostopadle do kierunku skanowania satelity. Tak więc pokrywają one całe pole AF w kierunku poprzecznym do ścieżki skanowania. Ponieważ system fotometryczny również używa systemu mapującego niebo SM każdy obiekt wyselekcjonowany do pomiarów astrometrycznych jest też mierzony fotometrycznie. Rozdzielczość spektralna jest funkcją długości fali z powodu naturalnej krzywej dyspersji krzemu. Dyspersja jest wyższa dla fal krótkich, dla RP znajduje się w zakresie 4 - 32 nm na piksel, a dla BP - między 7 a 15 nm na piksel. Jej zmiany wzdłuż ścieżki skanowania nie przekraczają +/- 4% dla RP i +/- 9% dla BP. Dyspersery BP i RP zostały zaprojektowane tak, aby uzyskiwane za ich pomocą spektrogramy miały podobną wielkość (około 30 pikseli wzdłuż kierunku skanowania). Spektrogramy są sumowane na detektorach w kierunku prostopadłym do kierunku skanowania, ale nie w kierunku skanowania. Dla jasnych gwiazd obok techniki TDI używane są pojedyncze piksele dla określonych długości fal. Pokrycie antyodblaskowe detektorów oraz ich grubość jest zoptymalizowana dla każdego kanału osobno. Pozwala to na osiągnięcie optymalnej wydajności kwantowej. Średni błąd standardowy pomiarów jasności dla całego nieba pod koniec misji nominalnej zależy od rozpatrywanego typu gwiazd, zakresu jasności i długości fali. Typowo znajduje się w zakresie 10 - 200 x 10^-3 mag. Pomiary fotometryczne są możliwe przy gęstości obiektów do 750 000 na stopień kwadratowy.
-
Po wyjściu z kolumn MBP obiekt jest mierzony przez detektory systemu RVS. Używa on również systemu SM, ale ostateczna selekcja obiektów do spektrometrii jest wykonywana autonomicznie z uwzględnieniem pomiarów z systemów ASTRO oraz MBP/RP.
Spektrometr RVS służy do uzyskiwania danych spektralnych w zakresie 847 - 874 nm. Pozwala to na oszacowanie szybkości radialnych (wzdłuż kierunku widzenia) na podstawie pomiarów przesunięć dopplerowskich linii spektralnych w spektrogramach obiektów o jasności do 17 mag (100 - 150 mln gwiazd). Dane te uzupełniają pomiary systemu ASTRO, mają decydujące znacznie dla badań kinematycznej i dynamicznej historii Drogi Mlecznej. Ponadto RVS umożliwia dalsze wyprowadzenie szeregu parametrów astrofizycznych. Może on prowadzić obserwacje w polach gwiazd o gęstości do 36 000 obiektów na stopień kwadratowy. Pod koniec misji nominalnej rozdzielczość spektralna osiągnie wartość R=11 500. Dokładność pomiarów szybkości radialnych wynosi od 15 km/s dla gwiazd słabych (do 17 mag) do 1 km/s lub lepiej dla gwiazd jasnych. Tym samym dane te dramatycznie poprawią zrozumienie Drogi Mlecznej. Pozwolą na oszacowanie potencjału grawitacyjnego i rozmieszczenia ciemnej materii, zmapowanie struktury spiralnej, rozróżnienie i scharakteryzowanie poszczególnych populacji gwiazd, zrekonstruowanie historii akrecji materii w halo galaktycznym i przetestowanie teorii hierarchicznego formowania się galaktyk. Z uwzględnieniem czasu martwego każdy obiekt jest obserwowany około 40 razy podczas misji nominalnej. Wielokrotne obserwacje są idealne do wykrywania układów podwójnych i wielokrotnych. Dla kilku procent spośród tysięcy układów zaćmieniowych możliwe jest precyzyjne wyznaczenie masy i promieni ich składników. Możliwe jest równierz śledzenie ruchów radialnych zewnętrznych warstw gwiazd zmiennych pulsujących (cefeid, gwiazd typu LL Lyrae i Mira). Krzywe pulsacji są otrzymywane dla gwiazd o jasności większej od 14 mag. Szybkości radialne są również używane do korekty parametrów astrometrycznych bliskich gwiazd o dużym ruchu własnym, poprzez oszacowanie "przyspieszenia zależnego od perspektywy". Zakres spektralny RVS został dobrany tak, aby obejmował szczyt rozkładu energii gwiazd typów spektralnych G i K, będących najczęstszymi celami pomiarów. Dla tych starych gwiazd zakres spektralny RVS obejmuje (obok słabych linii emisyjnych Fe, Si i Mg) trzy silne linie zjonizowanego wapnia (849.8, 854.2 i 855.2 nm). Linie tego trypletu pozwalają na wyznaczenie szybkości radialnych, nawet przy zmniejszonym stosunku sygnału do szumu. W przypadku gwiazd młodych spektrogramy RVS obejmują słabe linie emisyjne CaII, HeI, HeII i NI, ale są zdominowane przez linię Paschena wodoru. Ponadto zakres 847 - 874 nm pozwala na określenie wielu parametrów gwiazd i ośrodka międzygwiazdowego. Uzupełnia to pomiary fotometryczne i pozwala na ulepszenie klasyfikowania zaobserwowanych obiektów. RVS przyczynia się do określania wielu parametrów atmosfer gwiazd, zwłaszcza temperatury efektywnej, ciążenia powierzchniowego i zawartości pierwiastków ciężkich. Zawartości najważniejszych pierwiastków ciężkich, takich jak Ca, Mg i Si są szacowane dla gwiazd o jasnościach większych od 12 mag. Jest to wiele milionów obiektów. Znacznie poprawia to wiedzę na temat historii chemicznej Galaktyki (historii wzbogacania jej w pierwiastki ciężkie). Określany jest ponadto szereg parametrów istotnych dla fizyki gwiazd, takich jak tempo rotacji, aktywność chromosfery i tempo utraty masy. Rejestracja emisji w paśmie rozproszonej emisji międzygwiazdowej (Diffuse Interstellar Band - DIB) 862 nm pozwala natomiast na opracowanie trójwymiarowej mapy poczerwienienia obiektów tła na skutek działania materii międzygwiazdowej.
-
RVS jest spektrometrem pola integralnego pracującym w bliskiej podczerwieni ze średnią rozdzielczością spektralną. Rozprasza całe wejściowe światło. Używa obu teleskopów układu optycznego, tak więc jest zintegrowany z systemem ASTRO i fotometrem. Dyspersja spektralna światła obiektu w polu widzenia teleskopów jest dokonywana przez dedykowaną optykę, tworzącą raz z elementami podpierającymi zestaw optomechaniczny RVS (RVS Opto-Mechanical-Assembly - RVS-OMA) umieszczony na FOS, pomiędzy ostatnim zwierciadłem zasadnicznego systemu optycznego satelity (M6) a płaszczyzną ogniskowej FPA. Moduł ten składa się z transmisyjnej siatki dyfrakcyjnej (Blazed Transmission Gratings), filtra oraz zestawu czterech dioptrycznych, pryzmatycznych, sferycznych soczewek wykonanych ze spiekanego krzemu. Siatka dyfrakcyjna pozwala na uzyskanie spektrogramu. Została wykonana przez Instytut Optyki i Mechaniki Precyzyjnej (Fraunhofer Institut für Optik und Feinmechanik - IOF) w Jenie w Niemczech. Ma postać płyty wykonanej ze spiekanego krzemu o wymiarach 20.5 x 15.5 cm i grubości 9 mm. Generalnie transmisyjne siatki dyfrakcyjne posiadają serię równoległych bruzd dzięki którym światło przez nie przechodzące tworzy wzór interferencyjny. Przy określonych kątach zachodzi interferencja konstruktywna. Tworzy to piki nazywane rzędami. Wybrany typ siatki posiada odpowiedni kształt przekrojów bruzd pozwalający na skierowanie większości padającego światła do wybranego rzędu wzoru dyfrakcyjnego. Określa to efektywność, czyli stosunek ilości światła rozproszonego w danym rzędzie do ilości światła padającego. W tym wypadku wynosi on m=+1. Typowo powierzchnia siatki tego rodzaju zawiera wzór przypominający zęby piły. Jednak w przypadku RVS konieczne było uzyskanie unikalnej nanostruktury pozwalającej na spełnienie szeregu wymogów takich jak moc rozdzielczości spektralnej λ/Δλ=11 500, bardzo mały błąd czoła fali (miara odchylenia od perfekcyjnej powierzchni) i efektywność większa od 70%. Powierzchnia siatki została urzeźbiona z precyzją około 20 nm. W skali mniejszej od obserwowanej długości fali jej tekstura składa się z powtarzających się pasm w kształcie bloków. 5 takich pasm na przestrzeni 3.31 um tworzy tzw. komórkę jednostkową. Ponieważ pasma są mniejsze od długości fali na światło ma wpływ skumulowane działanie całej komórki. Komórki takie pracują więc jak szczeliny uformowane przez wzór zębów piły w typowych siatkach. Pozwalają jednak na spełnienie wszystkich wymogów optycznych. Gęstość tak utworzonych szczelin wynosi 302.11 na milimetr. Błąd czoła fali jest mniejszy od 8 nm RMS. Efektywność siatki jest bardzo wysoka, większa od 80%. Filtr odrzuca niepotrzebne światło przepuszczając tylko zakres w którym wykonywane są pomiar spektrometryczne. Zestaw soczewek koryguje główne aberracje wynikające z pozaosiowej konfiguracji teleskopów. Przepustowość układu optycznego używanego w RVS (6 zwierciadeł układu optycznego całego instrumentu, siatka dyfrakcyjna i 6 soczewek) w centrum zakresu spektralnego wynosi (z uwzględnieniem wydajności kwantowej detektorów CCD) około 30%. Moduł optyczny RVS charakteryzuje się powiększeniem równym 1, dlatego też efektywna długość ogniskowej RVS wynosi 35 metrów. Spektrogram uzyskiwany przez moduł optyczny RVS jest rzutowany na detektory FPA. RVS wykorzystuje zestaw 12 detektorów (układ 3 x 4). Wszystkie detektory działają w trybie TDI. Są zoptymalizowane dla czerwonego skraju spektrum. Spektrogramy są sumowane na detektorach w kierunku prostopadłym do kierunku skanowania nieba. Każdy spektrogram z CCD jest wysyłany do systemu telemetrycznego bez żadnej obróbki. Dla jasnych gwiazd używane są pojedyncze piksele odpowiadające określonym długościom fali. Podczas pomiarów wykorzystywany jest system mapujący niebo SM pozwalający na wykrycie obiektu wybranego do pomiaru oraz potwierdzenia tego faktu. Wybór obiektu do pomiaru jest wykonywany na pokładzie, na bazie detekcji przez kanał RP systemu fotometrycznego następującej chwilę wcześniej.
-
System metrologiczny instrumentu pozwala na skorygowanie jego pracy w warunkach braku ciążenia i skorygowanie błędów wynikających z mikroskopijnych przesunięć zwierciadeł względem siebie. Do korekt służy statyczny mechanizm umieszczony przed zawieradłami drugiego rzędu (M2 i M'2). Posiada on 5 stopni swobody. Niezbędne pomiary są wykonywane przez sensor czoła fali WFS oraz monitor kąta podstawowego BAM.
-
WFS służy do oszacowania aberracji czoła fali optycznej w obu teleskopach. Jest instrumentem Shacka-Hartmanna. Znajduje się na torusie modułu wyposażenia naukowego satelity. WFS pozwala na pomiar aberracji czoła fali na poziomie lambda/1000 i ustalanie położenia płaszczyzny ogniskowej z dokładnością 50 μm. Tym samym umożliwia wykonanie kalibracji i skorygowanie geometrii optyki za pomocą systemu mechanicznego przy zwierciadłach drugiego rzędu. Zakres spektralny to 450 - 900 nm.
W skład WFS wchodzi układ optomechnaiczny (WFS Opto-Mechanica Assembly - WFS-OMA) oraz dwa detektory CCD znajdujące się w FPA. WFS-OMA obejmuje strukturę podpierającą oraz wszystkie elementy optyczne. Znajduje się na torusie modułu wyposażenia naukowego satelity, przed FPA.
-
Optyka WFS obejmuje tylko elementy refleksyjne. Światło do WFS jest kierowane ze wspólnej ścieżki optycznej układu optycznego instrumentu za pomocą dwóch płaskich zwierciadeł kierujących (Folding Mirror 1, 2 - FM1, 2). Do WFS kierowane jest światło z brzegów pola widzenia systemu ASTRO. Tym samym na wejściu WFS rzutowany jest obraz nieba. Wejście ma wymiary 2 x 5 mm, odpowiadające polu widzenia obu teleskopów o wielkości kątowej 0.2 x 0.5 minuty kątowej. Następnie światło przechodzi przez rozdzielacz wiązek (Beam Splitter - BP). Ma on postać sześcianu o wymiarach 8 x 8 x 8 mm. Pozwolił na wprowadzenie do urządzenia trzech źródeł kalibracyjnych. Potem światło jest skupiane przez sferyczne zwierciadło główne (Mirror 1 - M1) stanowiące optykę obrazującą. Wszystkie trzy zawieradła znajdują się w przestrzeni o wymiarach 130 x 40 mm. Wiązka światła z M1 pada na zestaw mikrosoczewek (Micro Lens Array - MLA). MLA obejmuje dwie soczewki, które wytwarzają obraz szczeliny wejściowej WFS na dwóch detektorach CCD w FPA. Lokalne nachylenia frontu fali w obrębie każdej soczewki są obliczane na podstawie pozycji obrazów na detektorach. Aberracje fazy mogą być przybliżone jako zestaw dyskretnych nachyleń. Zestaw soczewek pozwala na opróbkowanie zakresu tych nachyleń pozwalając na przybliżenie całego frontu fali.
-
Konstrukcja mechaniczna WFS-OMA jest odporna i lekka. Obejmuje interfejs wykonany z invaru oraz cylinder dla elementów optycznych wykonany również z invaru. Interfejs posiada wypustki pozwalające na skompensowanie różnic w rozszerzalności cieplnej między invarem a węglikiem krzemu z którego wykonany jest torus modułu PLM satelity. Jest przykręcony do torusa poprzez trzy stopki. Cylinder elementów optycznych jest umieszczony bezpośrednio na interfejsie. FM1, FM2, BS, M1 i MLA są zamontowane na cylindrze od zewnątrz. Układ każdego zwierciadła składa się z montażu optycznego, osłony oraz właściwego zwierciadła. Zwierciadła są wykonane ze spiekanego krzemu a pozostałe elementy - z invaru (hartowany M93). Taka kombinacja materiałów pozwala na optymalne dopasowanie współczynników rozszeżalności cieplnej. Montaż każdego zwierciadła jest złożony z trzech resorów wykonany poprzez elektroerozyjne usuwanie metalu. Zwierciadła są scentrowane na te resory i przykręcone do nich za pomocą śrub wykonanych z tworzywa RTV 566. Taka konstrukcja zapewnia wysoką stabilność termiczną. System ten może pracować w zakresie temperatur 130 - 200 K.
-
BAM jest interferometrem Fizeau. Służy do pomiarów fluktuacji kąta zawartego pomiędzy oboma teleskopami (kąta bazowego) z niezwykle wysoką precyzją. Tym samym nawet bardzo małe zmiany tego kąta mogą zostać uwzględnione podczas kalibracji i analizy danych. System ten składa się układu optomechnaicznego (BAM Opto-Mechanica Assembly - BAM-OMA) oraz dwóch detektorów CCD w FPA. BAM-OMA jest złożony z dwóch belek (belka 1, 2 - Bar 1, 2) przyłączonych do torusa modułu wyposażenia naukowego za pomocą montażu izostatycznego. Na każdej z nich znajduje się zestaw trzech niewielkich, połaskich zwierciadeł. Belka 2 zawiera ponadto optykę pełniącą rolę kolimatora, trzy rozdzielacze wiązek oraz diodę laserową będącą punktowym źródłem światła. Wszystkie elementy za wyjątkiem rozdzielaczy wiązek są wykonane z węglika krzemu. W przeciwieństwie do innych zwierciadeł wykonanych z węglika krzemu zwierciadła BAM nie zostały pokryte warstwą SiC naniesioną za pomocą techniki CVD.
-
Światło z diody laserowej przechodzi przez kolimator. Zawiera on trzy zwierciadła. Musiały być wykonane z dużą precyzją. Błędy w kształcie nie mogły być większe od 4.4, 4.4 i 7.2 nm dla poszczególnych zwierciadeł a nierówności powierzchni - większe od 3, 6 i 5 nm. Głównym problemem podczas polerowania był ich mały promień krzywizny (50.17 mm) przy aperturze efektywnej 10 mm. Zostały one opracowane przez firmę TNO Science and Industry z Holandii przy współpracy z EADS-Astrium i wykonane przez firmę BOOSTEC. Polerowanie zostało przeprowadzone przez firmę TNO we współpracy z Instytutem Modyfikacji powierzchni Leibniza (Leibniz Institute of Surface Modification - IOM). Po przejściu przez kolimator światło wchodzi do rozdzielaczy wiązki. Opuszcza je w postaci czterech wiązek. Dwie z nich przechodzą na zwierciadło główne belki 2 (położone na jej końcu przeciwległym w stosunku do diody laserowej). Dwie kolejne padają natomiast na zwierciadło główne belki 1. Następnie na obu belkach wiązki odbijają się od zwierciadła wtórnego i zwierciadła trzeciorzędowego. Tak skonstruowane układy optyczne łączą pary wiązek. Ostatecznie dwie wiązki padają na dwa dedykowane detektory CCD w FPA. Pozwalają one na zarejestrowanie wzoru interferencji zachodzącej pomiędzy obiema wiązkami. Ruch wzoru względem detektora odpowiada zmianą w orientacji linii widzenia każdego teleskopu wzdłuż kierunku skanowania nieba. Odzwierciedla ona zmiany w wartości kąta bazowego. Zmiany tego kąta powinny znajdować się na poziomie około 7 mikrosekund kątowych podczas każdego 6-godzinego obrotu satelity. BAM pozwala na wykrywanie zmian na poziomie mniejszym od 0.5 mikrosekundy kątowej w czasie 5 minut. Ponieważ odległość pomiędzy obiema belkami BAM wynosi 0.6 m pomiary różnić w odległości pomiędzy obiema ścieżkami optycznymi są wykonywane z precyzją 1.5 pikometra.
-
System elektroniczny instrumentu pozwala na przetwarzanie danych z detektorów CCD, wykonywanie komend oraz kontrolę stanu poszczególnych systemów. Sygnały z detektorów CCD są odbierane przez jednostki elektroniki bliskiej PEM zainstalowane w obrębie FPA. Następnie są przekazywane przez jednostki łączące IM do jednostek obróbki sygnału wideo (Video Processing Units - VPU) zajmujące się zasadniczą obróbką danych. Instrument posiada 7 modułów VPU, po jednym dla każdego szeregu detektorów. Pozwalają one na sformatowanie i skompresowanie danych z detektorów. W skład każdego VPU wchodzi karta procesorów SCS750 oraz karta towarzysząca. Karta procesorów została dostarczona przez firmę Maxwell Technologies Inc. z San Diego w USA. Zawiera 3 procesory IBM PowerPC. Moc obróbki pojedynczego VPU wynosi 1000 MIPS. Tym samym Gaia posiada zdolność obrabiania danych większą od wszystkich wcześniejszych satelitów ESA. Karta towarzysząca odpowiada za przesył danych pomiędzy VPU a IM oraz dalszą częścią elektroniki instrumentu.
Praca VPU jest zarządzana przez jednostkę kontroli i zarządzania danymi (Control and Data Management Unit - CDMU). Ma ona o strukturę modułową. Utrata jednego z kanałów nie ma dużego wpływu na program naukowy. Pokładowy algorytm obróbki danych pozwala na ich przetwarzanie w czasie rzeczywistym, bez użycia bufora danych.
-
VPU przekazują przetworzone dane z CCD do systemu zarządzania danymi (Payload Data Handling System - PDHS), opracowanego przez firmę Syderal SA z Neuchatel w Szwajcarii. Stanowi on osobną jednostkę umieszczoną w module serwisowym satelity. Ma masę 14 kg i objętość 2.3 litra. Pobór mocy wynosi tylko 26 W. Głównymi problemami napotkanymi podczas prac nad tym systemem była konieczność zapewnienia wysokiej niezawodności, otrzymania dużej zdolności gromadzenia danych przy ograniczonym zasilaniu oraz uniknięcie emisji ciepła na drodze przewodzenia do innych komponentów satelity. PDHS komunikuje się z VPU poprzez 7 redundancyjnych interfejsów SpaceWire pozwalających na przekaz danych z szybkością 40 Mbps. System ten sortuje otrzymywane dane ze względu na jasność obiektów. Może usuwać dane o niskim priorytecie jeśli jest to potrzebne. PDHS zawiera 6 kart pamięci. Na każdej z nich umieszczono 40 modułów SDRAM o pojemności 4 Gb każdy oraz dwa redundancyjne kontrolery pamięci. Zdolność gromadzenia danych to 960 gigabitów. Osobną kartę zajmuje system kontrolny zarządzający systemem plików i komendami oraz stanowiący interfejs z innymi systemami satelity. PDHS komunikuje się z CDMU za pośrednictwem interfejsu MIL-STD-1553. Przekaz danych naukowych przeznaczonych do transmisji na Ziemię odbywa się za pomocą dwóch kanałów PacketWire z szybkością 10 Mbps. Sprzęt i oprogramowanie są plastyczne. Ich praca może być optymalizowana poprzez modyfikację algorytmów po pierwszych obserwacjach wykonanych w trakcie misji.
-
Obserwacje są zależne od orientacji przestrzennej satelity. Tak więc skanowanie nieba, wyznaczanie okien przez SM i śledzenie poszczególnych obiektów podczas ich przechodzenia przez kolejne kolumny detektorów wymaga precyzyjnych pomiarów czasu. Umożliwia to osobna jednostka dystrybucji czasu (Clock Distribution Unit - CDU). Odpowiada ona za generowanie sygnału odniesienia pozwalającego na synchronizację czasu w obrębie instrumentu; oznaczanie czasowe próbek sygnału wideo z detektorów CCD; oraz korelację czasu dokonywaną na Ziemi podczas obróbki danych. Wszystkie sygnały są generowane na bazie wysoce stabilnego rubidowego zegara atomowego 10 MHz. CDU zawiera dwa moduły zegarów atomowych (Rubidium Atomic Clock Module - RACM). Zasadniczą częścią każdego z nich jest osobna komórka rubidowa. Cały system jest więc w pełni redundancyjny. Wymogi stawione pomiarom naukowym wymuszają osiągnięcie dokładności ustalania czasu na poziomie 6 nanosekund w 6-godzinnym okresie rotacji satelity. Poza klasyczną, jednościeżkową korelacją czasu do konwersji czasu pokładowego na czas UTC używany jest specyficzny proces dwuścieżkowy. Pozwala on na usunięcie symetrycznych opóźnień powoływanych przez efekty jonosferyczne, troposferyczne i relatywistyczne. Jest też niezależny od trajektorii.
-
HISTORIA MISJI
Misja Gaia została zgłoszona do komisji rozpatrującej propozycje misji przewidzianych do realizacji po zakończeniu programu Horizon 2000 w 1994 r, jako koncepcja misji klasy dużej (Cornerstone Mission). W latach 1997 - 1998 przeszła analizy wykonalności przeprowadzone wraz z sektorem przemysłowym. W 1998 r spośród kilku propozycji przyjęto wstępny projekt satelity i sprzętu naukowego opracowany przez firmę Matra-Marconi Space, obecnie EADS-Astrium. Misja została przyjęta do realizacji podczas 92 posiedzenia Komitetu Programów Naukowych ESA (Science Programme Committee - SPC) w dniach 11 - 12 października 2000 r. Innymi przyjętymi wtedy misjami był projekt misji do Merkurego BepiColombo oraz udział w budowie Teleskopu Kosmicznego Nowej Generacji, obecnie JWST. Data startu była wtedy planowana na 2009 r. Rakietą nośną miała być Ariane 5. Pierwotna koncepcja misji zakładała wyposażenie satelity w trzy instrumenty - system astrometryczny, fotometr i spektrometr. System astrometryczny miał być interferometrem wyposażonym w dwa oddzielne teleskopy w układzie Gregoryego (długość ogniskowej około 60 m). Każdy z nich miał dysponować płaszczyzną ogniskowej zawierającą około 250 detektorów CCD. Dokładność pomiarów astrometrycznych była szacowana na 10 μas dla gwiazd o jasności 15 mag. Fotometr i spektrometr miały dysponować pojedynczym, wspłnym teleskopem oraz oddzielnymi zespołami detektorów.
-
W 2002 r w celu ograniczenia kosztów satelita został głęboko przeprojektowany - zmniejszono jego wymiary i masę. Za modyfikacje odpowiadała firma EADS-Astrium. System interferometryczny zastąpiono układem pomiarowym wzorowanym na misji Hipparcos, zawierającym dwa teleskopy i pojedynczą płaszczyznę ogniskowej. Liczba detektorów CCD przeznaczonych do astrometrii zmniejszyła się w ten sposób z 500 do mniej niż 200. Płaszczyzny ogniskowej wszystkich trzech instrumentów zostały połączone w jeden zespół. Dzięki temu satelita mógł wystartować za pomocą rakiety Soyuz 2/Fregat. Tak więc konfiguracja sprzętu naukowego w tym okresie obejmowała trzy teleskopy - dwa przeznaczone dla pomiarów astrometrycznych i jeden dla pomiarów fotometrycznych i spektrometrycznych. W związku z tym system mapujący niebo miał obejmować trzy kolumny detektorów CCD. Układ optyczny dla fotometru i spektrometru miał być pojedynczym modułem. Fotometr miał być złożony z dwóch kanałów z których każdy miał pracować w dwóch zakresach spektralnych i używać dwóch kolumn detektorów. System mikronapędowy satelity miał zawierać silniki elektryczne (Feld Effect Electric Propulsion - FEEP) - silniki jonowe używające ciekłego metalu jako paliwa.
W lipcu 2002 r potwierdzono realizację misji, w ramach programu Cosmic Vision 2020. W drugiej połowie roku rozpoczęto szczegółowe badania rozwiązań technicznych na potrzeby misji. Poczyniono znaczne postępy w optymalizacji algorytmów definiujących okna obserwacyjne, przygotowaniu metody wykrywania obiektów na pokładzie, opracowywaniu symulatora danych do dalszych prac itp. Prace rozwojowe nad płaszczyzną ogniskowej zestawu naukowego rozpoczęto w sierpniu. Były prowadzone przez ESA oraz konsorcjum firm EADS-Astrium i e2v Technologies. Program ten pozwolił na scharakteryzowanie pracy projektowanego systemu, określenie jego kosztów oraz zaplanowanie harmonogramu jego wykonania. Datę startu określono na koniec 2010 r lub połowę 2011 r.
-
W 2003 r SPC potwierdziło zamiar przeprowadzenia misji nie wprowadzając żadnych zmian. We wrześniu uzyskano pierwsze detektory CCD o odpowiednich wymiarach i właściwościach. W październiku zakończył się szczegółowy przegląd projektu zwierciadeł głównych. Zatwierdzono wykonanie prototypu zwierciadła tego typu w pełnych rozmiarach.
W 2004 r zakończono wstępne prace nad OBA i zademonstrowano jego stabilność na prototypie. Projekt wszedł też w fazę B1, czyli szczegółowego projektowania. Zakończyła się też pierwsza faza projektowania spektrometru RVS, uzyskano prototyp zwierciadła M1 przeznaczony do testów, zakończono budowę modelu termiczno - mechanicznego (Thermal Mechanical Demonstrator Model - TMDM) i elektro-optycznego (Electro-Optical Demonstrator Model - EODM) FPA, oraz wybrano filtry fotometryczne.
W 2005 r zakończono prace rozwojowe nad FPA. 9 czerwca podpisano kontrakt na dostarczenie detektorów CCD. 15 kwietnia powołano komisję ds. koordynacji analizy danych (Data Analysis Coordination Committee - DACC), odpowiedzialnej za sformowanie konsorcjum instytucji odpowiadających za opracowanie danych z misji. Pierwsze posiedzenie komisji odbyło się w dniach 15 - 16 lipca. We wrześniu zakończono testy modeli demonstracyjnych osłony przeciwsłonecznej.
Konfiguracja sprzętu naukowego i satelity uzyskała ostateczny kształt w latach 2005 - 2006. Z instrumentu usunięto osobny teleskop do pomiarów fotometrycznych i spektrometrycznych. Za obsługę tych funkcji zaczęły odpowiadać dwa teleskopy przeznaczone wcześniej do pomiarów astrometrycznych. W tym celu zaprojektowano osobne moduły optyczne dla spektrometru i fotometru umieszczone we wspólnej części ścieżki optycznej teleskopów. Liczna zakresów spektralnych fotometru została ograniczona do dwóch, podobnie jak liczba kolumn detektorów używanych do tych pomiarów. W związku ze zmniejszeniem ilości teleskopów usunięto jedną kolumnę detektorów z systemu mapującego niebo. Silniki FEEP zostały zastąpione silnikami używającymi zimnego gazu.
-
11 maja 2006 r ESA oficjalnie podpisała kontrakt z EADS-Astrium jako głównym wykonawcą satelity.
W grudniu 2008 r zakończono prace nad modelem inżynieryjnym siatki dyfrakcyjnej dla RVS. W lutym zakończono prace nad modelem inżynieryjnym VPU.
W połowie 2009 r w symulatorze przestrzeni kosmicznej (Large Space Simulator - LSS) w ESTEC (European Space Research and Technology Centre) w Noordwijk w Holandii przeprowadzono testy termiczne modelu kwalifikacyjnego osłony przeciwsłonecznej. W lipcu zakończono prace nad torusem modułu wyposażenia naukowego.
W styczniu 2010 r zakończono prace nad pierwszymi trzema zwierciadłami (M5, M4 i M'4). W dalszej kolejności zostały one dostarczone do EADS-Astrium gdzie zintegrowano je z modułem strukturalnym (Structural Model - STM) modułu wyposażenia naukowego. Następnie rozpoczęto testy mechaniczne i wibracyjne. W październiku do EADS-Astrium przekazano zwierciadła M1 i M1'. Z powodu powstałych opóźnień termin startu został przełożony na 2012 r.
1 lipca 2011 r po raz pierwszy połączono wszystkie detektory CCD tworzące FPA. Pod koniec lipca w firmie Intespace w Tuluzie przeprowadzono testy mechaniczne modułu wyposażenia naukowego, pod kierownictwem EADS-Astrium. W październiku osłona DSA została przekazana z formy SENER do EADS-Astrium. Następnie została połączona z modułem serwisowym wyposażonym w symulator modułu PLM oraz jego osłonę termiczną. 21 października przeprowadzono pierwszy test rozkładania osłony po integracji z SVM. W dalszej kolejności satelita został poddany testom akustycznym i wibracyjnym.
W kwietniu 2012 r do EADS-Astrium dostarczono OBA. W lipcu dostarczono antenę wysokiego zysku. Następnie została ona połączona z modułem serwisowym. We wrześniu w Interspace zakończono testy balansu termicznego i testy próżniowe modułu serwisowego. W tym samym miesiącu zakończył się montaż modułu wyposażenia naukowego. Następnie przeszedł on testy wibracyjne, testy balansu termicznego oraz testy próżniowe. W październiku odbyły się testy mechanizmów odpowiedzialnych za oddzielenie od górnego stopnia rakiety nośnej. Pod koniec roku w Centre Spatial de Liège (CSL) w Belgii zakończono testy termiczne PLM. W tym czasie start przesunął się na drugą połowę 2013 r. Montaż i testy satelity zakończyły się w czerwcu 2013 r.
W maju 2013 r zainstalowano system PDHU, jeden z ostatnich komponentów satelity. Ponadto zakończono testy kompatybilności elektromagnetycznej. W lipcu w Intespace zakończono testy właściwości masowych całego satelity. Następnie wykonano ostatnie testy akustyczne, wibracyjne oraz testy szczelności systemu napędowego. Następnie satelita został przekazany EADS-Astrium, gdzie przeszedł ostatnie testy środowiskowe. 22 sierpnia został przetransportowany na miejsce startu w Kouru w Gujanie Francuskiej. Posłużył do tego samolot Antonov 124-100. Odlot odbył się z lotniska Toulouse-Blagnac a międzylądowanie w celu uzupełnienia paliwa - w Porto w Portugalii. Samolot dotarł następnie na lotniko Felix Eboué Airport w Cayenne. Następnie kontener z satelitą został przetransportowany na kosmodrom CSG (Centre Spatial Guyanais) na ciężarówce. Osłona DSA została dostarczona za pomocą samolotu Antonov 30 sierpnia. 3 września satelita został rozpakowany, a 11 września - włączony w celu przeprowadzenia ostatnich testów systemów elektrycznych. Osłona DSA została połączona z satelitą na początku października. Następnie wykonano ostateczny test jej rozkładania się.
Okno startowe trwało w dniach 17.11.2013 - 05.12.2013. Data startu została wyznaczona na 20 listopada 2013 r. 22 października podjęto jednak decyzję o opóźnieniu startu. Przyczyną było wykrycie błędów w transponderach generujących sygnały synchronizujące czas transmisji danych na innych satelitach. Gaia posiadała transpondery tego samego typu. Tak więc zdecydowano się na ich wymontowanie i wykonanie testów w Europie. Kolejne okno startowe otwierało się 17 grudnia i zamykało 5 stycznia 2014 r. 29 października datę startu ustalono na 20 grudnia. 22 listopada przesunięto ją o 1 dzień do przodu, na 19 grudnia. Na początku grudnia zatankowano paliwo. Następnie satelita został połączony z łącznikiem ze stopniem Fregat. 10 grudnia został połączony ze stopniem Fregat. 12 października zestaw Fregat/Gaia został zamknięty w owiewce. 14 października rakieta Soyuz została umieszczona na stanowisku startowym. Następnie górny zestaw z satelitą został przetransportowany na platformę startową i połączony z rakietą.
-
PRZEBIEG MISJI
Start satelity Gaia nastąpił dnia 19 grudnia 2013 r. Pojazd wystartował za pomocą rakiety Soyzu 2-1B/Fregat (wersja rakiety Soyuz-STB wyposażona w cyfrowy system kontroli lotu, stopień 3 z silnikiem RD-0124 oraz owiewkę o wysokości 4.1 m) z kosmodromu CSG (Centre Spatial Guyanais) w Kouru w Gujanie Francuskiej, ze stanowiska startowego ELS (Ensemble de Lancement Soyouz). Start miał miejsce o godzinie 09:12:14 UTC. Po 2 minutach od startu, o godzinie 09:14:19 UTC oddzieliły się 4 sekcje stanowiące stopień 1. Nastąpiło to na wysokości 37 mil. Po 3 minutach i 50 sekundach od startu, o 09:16:09 UTC nastąpiło odrzucenie owiewki. O 09:17:44 UTC, po 5 minutach i 25 sekundach od startu silnik stopnia 2 został wyłączony. Chwilę później stopień ten został odrzucony a pracę rozpoczął silnik stopnia 3. Po 9 minutach od startu, o 09:21:19 UTC stopień ten zakończył pracę i został odrzucony. Dalszy lot kontynuował zestaw Fregat/Gaia. Chwilę później silnik stopnia Fregat został uruchomiony po raz pierwszy. Manewr ten przeniósł zestaw Fregat/Gaia na parkingową orbitę okołoziemską. Była to orbita kołowa przebiegająca na wysokości 190 km i charakteryzującą się inklinacją 223.4 stopnia. Potwierdzenie powodzenia tego manewru zostało otrzymane o godzinie 09:25:19 UTC, 13 minut od rozpoczęcia misji. Drugie uruchomienie silników stopnia Fregat nastąpiło po pokonaniu prawie całej orbity, o godzinie 09:34:19 UTC, czyli po 22 minutach od startu. Manewr ten trwał 15 minut i 34 sekundy. Zakończył się o 09:49:19 UTC. Dzięki temu kompleks opuścił orbitę okołoziemską. Znalazł się na hiperbolicznej trajektorii transferowej do docelowego punktu libracji L2 układu Słońce - Ziemia. Następnie o godzinie 09:54 UTC pojazd oddzielił się od stopnia Fregat. Potem została nawiązana łączność z Ziemią. Pierwszy sygnał z satelity został otrzymany w ESOC (European Space Operations Centre) w Darmstadt w Niemczech o godzinie 09:59 UTC. W dalszej kolejności satelita automatycznie uruchomił system napędowy i uzyskał stabilną orientację przestrzenną. W tym celu włączone zostały silniki skierowane wzdłuż osi -X. Potem pojazd automatycznie rozłożył osłonę przeciwsłoneczną. Zostało to potwierdzone o 10:54 UTC. Cały start przebiegał bez żądnych problemów. Wstępne testy stanu satelity po starcie trwały 2 dni. Ich pomyślne ukończenie oznaczało koniec fazy startu i wstępnych operacji (Launch and Early Orbit Phase - LEOP).
-
W dalszej kolejności, podczas fazy transferu do punktu L2 wykonane zostaną dalsze testy, przygotowujące do fazy obserwacji naukowych. Obejmą one testy wszystkich systemów satelity. Komponenty wyposażenia naukowego również zostaną uruchomione. Dzięki temu wykonane zostaną analizy działania oraz kalibracja wszystkich komponentów używanych podczas obserwacji naukowych, w tym systemu pomiarowego i systemu mikronapędu. Dlatego tez orientacja przestrzenna satelity względem Słońca będzie taka sama jak na orbicie roboczej. Pojazd będzie stabilizowany obrotowo. Lot statku do punktu L2 potrwa około miesiąca. W tym czasie satelita wykona serię manewrów za pomocą swoich silników.
-
Dzień po starcie, 20 grudnia satelita wykonał manewr silnikowy który wprowadził go na precyzyjnie wybraną trajektorię lotu do punktu L2. Wstępne testy stanu satelity po starcie trwały 2 dni. Ich pomyślne ukończenie oznaczało koniec fazy startu i wstępnych operacji (Launch and Early Orbit Phase - LEOP). W dalszej kolejności, podczas fazy transferu do punktu L2 wykonane zostały dalsze testy, przygotowujące do fazy obserwacji naukowych. Obejmowały one testy wszystkich systemów satelity. Komponenty wyposażenia naukowego również zostały uruchomione. Dzięki temu wykonane zostały analizy działania oraz kalibracja wszystkich komponentów używanych podczas obserwacji naukowych, w tym systemu pomiarowego i systemu mikronapędu. Dlatego tez orientacja przestrzenna satelity względem Słońca była taka sama jak na orbicie roboczej. Pojazd był stabilizowany obrotowo.
Ostatecznie satelita Gaia wszedł na orbitę Lissajousa wokół punktu L2 położonego w odległości około 1.5 miliona kilometrów od Ziemi w kierunku przeciwsłonecznym. Odpowiedni manewr został wykonany 7 stycznia 2014 r. Posłużyły do tego silniki głównego systemu napędowego. Zmiana szybkości wyniosła 180 m/s. Wcześniej orbity wokół tego punktu były używane podczas misji WMAP (Wilkinson Microwave Anisotropy Probe, wyniesiony na orbitę 30.06.2001 r i użytkowany do października 2010 r) oraz Planck i Herschel. Orbity Lissajousa są naturalnymi sposobami ruchów satelitów wokół współliniowych punktów libracji w układzie dwóch ciał. W teorii są bardzo stabilne, jednak w praktyce są niestabilne dynamicznie. Odchylenia od równowagi kumulują się w czasie, w związku z czym utrzymanie orbity o właściwych parametrach wymaga okresowych manewrów korekcyjnych. Orbity te wymagają jednak manewrów o mniejszych zmianach pędu niż orbity halo w których satelity wykonują prosty ruch po torach kołowych lub eliptycznych.
-
Po wejściu na wstępną orbitę wykonany został manewr korekcyjny, dzięki któremu satelita znalazł się na orbicie roboczej. Ewolucja orbity w czasie była ściśle zależna od jej początkowych parametrów - kąta fazowego i odległości od punktu L2. Były one ustawione i kontrolowane bardzo precyzyjnie. Wybrana orbita była duża, jej wymiary wynosiły 263 000 x 707 000 x 370 000 km a okres obiegu 180 dni. Orbita początkowa przebiegała stosunkowo blisko strefy preubry cienia Ziemi (o średnicy 13 000 km), dzięki czemu okres w który satelita nie wchodził w cień w czasie misji był długi (im bliżej cienia znajduje się początkowa orbita tym dłużej trwa okres pozbawiony zaćmień w ciągu misji). Pojazd nie wejdzie w cień przez okres 6.3 lat, a w przypadku wykonania odpowiednich manewrów korekcyjnych po kilku latach - nawet dłużej. Tym samym nie będzie problemu z generowaniem energii elektrycznej i dużymi zmianami warunków termicznych mogącymi zaburzyć stabilność instrumentu naukowego. Warunki termiczne na orbicie wokół punku L2 są praktycznie niezmienne, co jest kluczowe dla uzyskania precyzyjnych pomiarów astrometrycznych. Tło promieniowania jest też stosunkowo niskie. Parametry orbity operacyjnej zostały wybrane jako kompromis pomiędzy koniecznością zapewnienia odpowiednich warunków wymiany danych, kosztami, parametrami środowiska cieplnego i radiacyjnego, oraz dostępnością za pomocą obecnie używanych rakiet. Wybrana orbita jest optymalna do obserwacji astrometrycznych, ponieważ znajduje się daleko od Ziemi odbijającej światło słoneczne, a ponadto statek będzie zawsze znajdował się za Ziemią względem Słońca. Tak więc pole widzenia teleskopów nie jest zasłaniane przez Słońce, Ziemię i Księżyc. Program obserwacji wymaga, aby kąt Słońce - satelita - Ziemia nie przekraczał 15 stopni. Zostało to osiągnięte poprzez precyzyjny wybór amplitud orbit. W czasie misji kąt ten będzie powoli oscylował między 0.4 a 5.3 stopnia.
-
Po dotarciu na orbitę roboczą ropoczęła się faza ostatecznej kalibracji wyposażenia naukowego i testów demonstrujących jego pełną operacyjność. Systemy satelity działały w pełni prawidłowo. W celu zoptymalizowania jakości obrazu rzutowanego przez optykę na płaszczyznę ogniskowej jedno ze zwierciadeł drugiego rzędu zostało przesunięte o 3 mikrometry. Podczas testów zastosowany został specjalny tryb skanowania nieba, w którym podczas każdego obrotu satelity jego instrument pokrywał bieguny ekliptyczne. Tym samym wielokrotnie powtarzane pomiary objęły małe pola wokół biegunów, szerokości 1 stopnia. System mapujący niebo dostarczył obrazów nieba, co nie było przewidywane podczas programu naukowego. Jedno z pierwszych zdjęć przedstawiało gromadę gwiazd NGC 1818 w Wielkim Obłoku Magellana. Za pomocą RVS wykonano również pierwsze obserwacje spektroskopowe dobrze scharakteryzowanych gwiazd. Podobne obserwacje wykonał fotometr.
Podczas testów napotkano kilka problemów, które wydłużyły tą fazę misji. Jednym z nich była obecność zamarzniętej wody na powierzchni zwierciadeł teleskopu, co zmniejszało jego transmisyjność. Woda prawdopodobnie znajdowała się we wnętrzu statku przed starem a jej para uwolniła się po przejściu w próżnię. Było to spodziewane, ale ilość powstałego lodu była większa niż zakładano. W celu usunięcia zanieczyszczeń optyka była nagrzewana. Przyniosło to dobre rezultaty.
Ponadto w obrębie płaszczyzny ogniskowej zaobserwowano większy niż szacowano poziom rozproszonego światła. Jego źródłem było prawdopodobnie częściowo Słońce (część światła słonecznego ulegała dyfrakcji na krawędziach osłony przeciwsłonecznej i dostawała się do teleskopu) a czesiowo inne obiekty astronomiczne tworzące rozmyte tło. Efekt powodowany przez światło słoneczne był prawdopodobnie potęgowany przez odbicia powodowane przez lód osadzony na powierzchni osłony termicznej modułu wyposażenia naukowego. W celu zminimalizowania tego efektu rozważno wystawienie modułu PLM na działanie światła słonecznego. Testy laboratoryjne nie pozwoliły jednak na jednoznaczne potwierdzenie, że lód może zwiększać poziom rozproszonego światła, tak więc nie wykonano takiej procedury. Mogła ona być ryzykowna. Zaburzenia wywoływane przez światło rozproszone w obserwacjach astrometrycznych były zaniedbywane dla obiektów o jasności 15 magnitudo i jaśniejszych. Dokładność pomiarów pozycji wyniosła dla nich 25 mikrosekund kątowych. Dla gwiazd o mniejszej jasności powodował degradację w pomiarach ich pozycji. Dla gwiazd o jasności 20 magnitudo (nominalny limit detekcji) błąd ten sięgał 50% (degradacja z 290 mikrosekund kątowych do 430 mikrosekund kątowych). Problem ten wpływał też na dokładność pomiarów fotometrycznych. Dla gwiazd o jasności 20 magnitudo powodował spadek ich precyzji z 4% do 6 - 8%. Dla gwiazd jaśniejszych pomiary takie były wykonywane nadal z bardzo wysoką precyzją 0.4%. Jednak pomiary astrometryczne i fonometryczne nadal były możliwe dla około miliarda gwiazd lub nawet większej ich liczby, z dokładnością ponad 100 razy większą niż osiągnięta podczas misji Hipparcos. Światło rozproszone miało największych wpływy na pomiary za pomocą spektrometru szybkości radialnych, powodując spadek jego czułości o czynnik 1.5. Zespół misji zoptymalizował jednak oprogramowanie pokładowe tak, aby w jak największym stopniu zminimalizować wpływ światła rozproszonego na pomiary RVS. W związku z tym nadal możliwe było ich wykonanie dla około 150 mln gwiazd.
Innym problemem były większe niż oczekiwano zmiany w kącie podstawowym między teleskopami. Dlatego też wykonano szczegółowe pomiary tych zaburzeń, w celu usunięcia ich podczas analizy danych.
Z drugiej strony testy wykazały, że Gaia może wykonywać pomiary astrometryczne i fotometryczne dla gwiazd o jasności nawet mniejszej od 20 magnitudo. Modyfikacje oprogramowania pozwoliły też na wykonywanie obserwacji wszystkich jasnych gwiazd na niebie, również tych które wcześniej były uważane za zbyt jasne.
Faza testów satelity zakończyła się 29 lipca 2014 r. Następnie pojazd rozpoczął wykonywanie programu naukowego.
W czasie realizacji programu naukowego satelita obraca się w tempie 60 sekund kątowych na sekundę (1 obrót na 6 godzin, czyli 4 obroty na dobę) wzdłuż swojej długiej osi, prostopadłej do pół widzenia teleskopów. Tempo rotacji jest precyzyjnie mierzone, dzięki czemu czas integracji na detektorach został do niej dopasowany z dokładnością na poziomie mikrosekundy. W rezultacie w ciągu 6 godzin dwa teleskopy satelity wykonują skan wszystkich obiektów położonych na kole wielkim sfery niebieskiej prostopadłym do osi obrotu. Kąt rozdzielający oba pola widzenia na sferze niebieskiej (kąt podstawowy) to 106.5°, tak więc obiekt wykryty przez jedno pole pojawia w drugim polu po upływie 106.5 minuty. Oś obrotu satelity nie jest wycelowana w stały kierunek w przestrzeni. Podlega precesji z okresem 63 dni, dlatego też koło wielkie mapowane za pomocą dwóch pól widzenia powoli zmienia się w czasie, co pozwala na wykonanie serii pełnych przeglądów nieba w czasie trwania misji. Średnio dla każdego obiektu w czasie trwania misji uzyskanych zostanie 70 obserwacji. W optymalnych warunkach schemat skanowania nieba (określający ewolucję osi obrotu satelity w czasie) powinien dążyć do zmaksymalizowania kąta ξ między Słońcem a osią obrotu w całym okresie prowadzenia obserwacji oraz zmaksymalizowania poziomu jednorodności pokrycia nieba. Pierwszy warunek wynika z faktu, że przesunięcie paralaktyczne gwiazdy przechodzącej przez pola widzenia jest proporcjonalne do sinusa kąta ξ. Przez to większe wartości kąta ξ przekładają się na większe mierzone paralaksy i większą precyzję pomiarów astrometrycznych pod koniec misji. Jednak konieczność zapewnienia stabilności termicznej i odpowiedniej produkcji mocy za pomocą paneli słonecznej ograniczyły wielkość kąta ξ do 45 stopni. Dlatego też najlepszą strategią okazało się pozwolenie osi obrotu na precesję wokół kierunku do Słońca z maksymalnym kątem 45 stopni. Taka kombinacja rotującego satelity, skanującego niebo wzdłuż koła wielkiego oraz precesji osi obrotu nosi nazwę skanowania obrotowego (Revolving Scanning). Metoda ta została zastosowana wcześniej w misji Hipparcos. Szybkość precesji jest na tyle niewielka, że następujące po sobie skany kół wielkich pokrywają się ze sobą w wystarczającym stopniu, a jednocześnie na tyle duża, że w czasie trwania misji wszystkie gwiazdy dostatecznie często wchodzą w pola widzenia. Parametry skanowania nieba są aktualizowane co tydzień, w celu adekwatnego pokrycia obszarów nieba o dużej gęstości obiektów. W czasie 5 lat trwania misji oś obrotu wykona 29 obiegów wokół kierunku do Słońca.
-
W trakcie misji będą wykonywane manewry korygujące parametry orbity, zwykle raz na miesiąc. Ponadto przewidywane jest wykonanie pojedynczego manewru zapobiegającego wejściu w cień Ziemi. Nie będą one zaburzać schematu skanowania nieba. Będą wykonywane w nominalnej orientacji przestrzennej satelity, a ponadto będą bardzo krótkie.
Misja nominalna potrwa 5 lat, co pozwoli na osiągnięcie zaplanowanej precyzji pomiarów astrometrycznych na poziomie 3 - 10 μas. Satelita został zaprojektowany do działania przez 6 lat. Ewentualne rozszerzenie misji o 1 rok pozwoli na zwiększenie dokładności pomiarów. Żywotność satelity jest limitowana przez zapas paliwa systemu napędowego i gazu używanego w systemie mikronapędu oraz możliwości unikania zaćmień. W trakcie pięcioletniej misji nominalnej satelita wykona średnio 70 obserwacji astrometrycznych (x9 kolumn detektorów CCD) dla każdego celu, 70 obserwacji fotometrycznych, oraz 50 obserwacji spektrometrycznych (x3 kolumny CCD) pozwalających na wyznaczenie szybkości radialnych.
Dane naukowe będą przesyłane przez 8 godzin na dobę, do stacji odbiorczych ESA w Cebreros w Hiszpanii i w New Norcia w Australii. Do odbioru posłużą anteny o średnicy 35 metrów. Podczas tych sesji wymiany danych do satelity będą też przekazywane komendy. Szybkość transmisji danych naukowych wyniesie zwykle 4 - 8 Mbps.
Za obsługę misji odpowiada Centrum Operacji Misji (Mission Operation Center - MOC) w ESOC. Większość operacji podczas normalnego zbierania danych naukowych będzie wykonywana zdalnie. Kontakt MOC z satelitą polega zwykle na wysyłaniu komend zawierających instrukcje wykonywane automatycznie na pokładzie satelity, w tym związane z gromadzeniem danych naukowych. W czasie rzeczywistym okresowo będzie analizowana tylko telemetria z komponentów inżynieryjnych i wyposażenia naukowego pojazdu.
-
W trakcie misji są wykonywane manewry korygujące parametry orbity, zwykle raz na miesiąc. Ponadto przewidywane jest wykonanie pojedynczego manewru zapobiegającego wejściu w cień Ziemi. Manewry nie zaburzają schematu skanowania nieba. Są wykonywane w nominalnej orientacji przestrzennej satelity, a ponadto są bardzo krótkie.
Misja nominalna potrwa 5 lat, co pozwoli na osiągnięcie zaplanowanej precyzji pomiarów astrometrycznych na poziomie 3 - 10 μas. Satelita został zaprojektowany do działania przez 6 lat. Ewentualne rozszerzenie misji o 1 rok pozwoli na zwiększenie dokładności pomiarów. Żywotność satelity jest limitowana przez zapas paliwa systemu napędowego i gazu używanego w systemie mikronapędu oraz możliwości unikania zaćmień. W trakcie pięcioletniej misji nominalnej satelita wykona średnio 70 obserwacji astrometrycznych (x9 kolumn detektorów CCD) dla każdego celu, 70 obserwacji fotometrycznych, oraz 50 obserwacji spektrometrycznych (x3 kolumny CCD) pozwalających na wyznaczenie szybkości radialnych.
Dane naukowe będą przesyłane przez 8 godzin na dobę, do stacji odbiorczych ESA w Cebreros w Hiszpanii i w New Norcia w Australii. Do odbioru posłużą anteny o średnicy 35 metrów. Podczas tych sesji wymiany danych do satelity będą też przekazywane komendy. Szybkość transmisji danych naukowych wyniesie zwykle 4 - 8 Mbps.
Za obsługę misji odpowiada Centrum Operacji Misji (Mission Operation Center - MOC) w ESOC. Większość operacji podczas normalnego zbierania danych naukowych będzie wykonywana zdalnie. Kontakt MOC z satelitą polega zwykle na wysyłaniu komend zawierających instrukcje wykonywane automatycznie na pokładzie satelity, w tym związane z gromadzeniem danych naukowych. W czasie rzeczywistym okresowo będzie analizowana tylko telemetria z komponentów inżynieryjnych i wyposażenia naukowego pojazdu.
-
Podstawowe produkty pomiarów astrometrycznych wykonywanych podczas misji - pozycje (α, δ), parakaksy (ω) i ruchy własne (μα, μδ) dla wszystkich obiektów o jasności do 20 mag z precyzją rzędu mikrosekund kątowych (np < 10 μas przy jasności 10 mag, <25 μas przy15 mag i < 300 μas przy 20 mag) zostaną uzyskane dzięki wielostopniowemu systemowi obliczeniowemu. W tym celu połączonej zostaną wszystkie obserwacje uzyskane dla każdego obiektu podczas trwania misji. Około 40 gigabitów danych uzyskiwanych każdego dnia będzie przekształcanych przez wstępny układ obróbki (Initial Data Treatment - IDT) wyprowadzający z surowych danych z CCD centroidy obrazów gwiazd umożliwiające wyznaczenie parametrów astrometrycznych. Następnie dane te zostaną połączone z poszczególnymi obiektami i wprowadzone do układu określającego model astrometryczny dla obserwacji z jednego dnia (One Day Astrometric Solution - ODAS). Będzie on obliczał położenia obiektów, orientację przestrzenną satelity, oraz parametry kalibracyjne z precyzją na poziomie lepszym od milisekundy kątowej. Rezultaty obróbki prowadzonej przez IDT i ODAS będą zapisywane w głównej bazie danych. Umożliwią przeglądanie rezultatów misji na bieżąco. Następnie będą łączone przez system globalnego modelowania powtarzanych obserwacji astrometrycznych (Astrometric Global Iterative Solution - AGIS). Będzie on traktował wymagane parametry źródeł, orientację przestrzenną satelity oraz parametry kalibracyjne jako zmienne nieznane i próbował znaleźć najlepsze globalne dopasowanie między danymi obserwacyjnymi a najlepszym modelem sformułowanym na bazie wymienionych parametrów nieznanych. Numerycznie będzie to wykonywane poprzez iteracyjne dopasowywanie tych parametrów metodą najmniejszych kwadratów. Iteracja jest kończona gdy dopasowanie jest odpowiednio małe. Rezultaty są następnie zapisywane w głównej bazie danych. Zoptymalizowanie parametrów orientacji przestrzennej i parametrów kalibracyjnych wraz z parametrami źródła w ten sam sposób jest konieczne, ponieważ nie może zostać wykonane na poziomie dokładności rzędu mikosekudy kątowej w żaden inny sposób. Dlatego też dane z misji będą się autokalibrować. W głównym cyklu pracy AGIS będą uwzględniane tylko gwiazdy pojedyncze o niezmiennej jasności, mieszczące się w 5-parametrowym modelu astrometrycznym. Będzie ich około 500 milionów. Dla pozostałych obiektów takich jak układy podwójne i wielokrotne dodatkowy cykl AGIS wyznaczy tylko parametry prowizoryczne. Będzie on uwzględniał modele orientacji przestrzennej i modele kalibracyjne obliczone w poprzedzającym cyklu głównym. Parametry te będą poprawiane przez dedykowane oprogramowanie CU4. Obróbka w systemie AGIS będzie wykonywana co około 6 miesięcy, na coraz większym archiwum danych. Ostatecznie obejmie wszystkie dane uzyskane w trakcie trwania misji, co pozwoli na opracowanie ostatecznego katalogu astrometrycznego. Ogromna ilość uzyskanych danych (około 100 Tb) i iteracyjna natura obróbki będą wymagać zastosowania dużych mocy obliczeniowych. Sama obróbka AGIS będzie wymagała mocy około 10^21 FLOPs. Tak więc obróbka prowadzona z podstawową szybkością 10 FLOPs/s w ESAC potrwałaby wiele miesięcy. Dlatego też użyte zostaną sieci zewnętrzne.
Dane fotometryczne będą obrabiane na Uniwersytecie w Cambridge (Cambridge University). Dane na temat obiektów o zmiennej jasności będą opracowywane w Obserwatorium Genewskim (Geneva Observatory). Wstępne analizy fotometryczne pozwalające na wyszukiwanie gwiazd zmiennych, supernowych itp. będą wykonywane za pomocą standardowych technik fotometrycznych, bezpośrednio po przesłaniu danych na Ziemię. Ponadto wymagane będzie dokładniejsze modelowanie tła i struktur wokół analizowanego obiektu z użyciem kompletnego zestawu danych z misji, ze wszystkich rejestrowanych pasm spektralnych. Ostateczna ponowna analiza po zakończeniu misji wykorzysta korzyści wynikające z astrometrycznego określenia pozycji centroidów obrazów gwiazd, pozwalające na precyzyjne opisanie funkcji rozciągania źródła punktowego istotnej dla fotometrii.
Za obróbkę danych spektrometrycznych ze spektrometru szybkości radialnych będzie odpowiadała Francuska Agencja Kosmiczna (Centre National D'études Spatiales - CNES) z siedzibą w Tuluzie, zapewniając wszystkie wymagane składniki sprzętu i oprogramowania. Zajmie się również wyprowadzaniem parametrów astrofizycznych (temperatur powierzchniowych, wskaźnika metaliczności czyli stosunku M/H i log g) i klasyfikowaniem obiektów. W czasie misji nominalnej RVS zarejestruje około 5 miliardów spektrogramów. Obróbka tego zestawu danych będzie złożonym problemem ze względu na jego duży rozmiar oraz konieczności uwzględnienia pomiarów astrometrycznych i fotometrycznych z wielu epok. Posłużą do tego w pełni automatyczne metody informatyczne. Szybkości radialne będą wyznaczane poprzez wzajemne porównywanie spektrogramów z odpowiednimi matrycami (maskami). Wstępne oszacowania parametrów atmosfer gwiazd wyprowadzone z pomiarów fotometrycznych i astrometrycznych pozwolą na wybranie najwłaściwszej matrycy. Dla gwiazd jaśniejszych od 15 mag możliwe będzie wyznaczenie szybkości radialnej na podstawie pojedynczej obserwacji. Dla gwiazd słabszych dodanie spektrogramów uzyskanych podczas około 40 obserwacji pozwoli na stosunkowo precyzyjne wyznaczenie radialnej szybkości średniej. Parametry atmosfer będą również wyprowadzane z uzyskiwanych spektrogramów w celu porównania z biblioteką referencyjnych spektrogramów gwiazd. Określenie parametrów fizycznych źródła będą zależeć też od pozostałych danych z misji. Dane astrometryczne ograniczą wartości ciążenia powierzchniowego a dane fotometryczne - wielu parametrów astrofizycznych. Dlatego też podczas finalnej obróbki łączone będą wszystkie trzy rodzaje informacji w złożony sposób. Wykonanie takiej obórki dla milionów obiektów będzie wymagało zastosowania dużej mocy obliczeniowej. W tym, celu wykorzystane zostaną systemy informatyczne oparte na sieciach neutronowych. Wstępny system klasyfikujący będzie rozdzielał zarejestrowane obiekty na gwiazdy i obiekty innych typów. Następnie będą one analizowane przez wyspecjalizowane podsieci. Przygotowany system komputerowy charakteryzuje się mocą obliczeniową na poziomie 6000 GFLOPs (6000 mln operacji na sekundę). Pod koniec misji konieczne będzie zastosowanie do 6000 procesorów.
Obróbka danych z podstawowej bazy projektu prowadzona w architekturze Data Grid pozwoli na wyprowadzanie z niej określonych zestawów danych, np. wszystkich obserwacji fotometrycznych dla danego obiektu na potrzeby analizy krzywej zmiany blasku lub danych astrometrycznych na potrzeby analiz orbit w układzie podwójnym, przepuszczanie ich przez odpowiednie algorytmy i zapisanie rezultatów w bazie. Poszczególne procesy będą zależne od siebie w złożony sposób. Dla przykładu w trakcie określania szybkości radialnych zostaną zastosowane maski spektralne oparte na właściwościach fizycznych badanych gwiazd oszacowanych na bazie obserwacji astrometrycznych i fotometrycznych. Rezultaty oszacowań szybkości radialnych będą wpływać na sposób przetwarzania danych do analiz układów podwójnych oraz na globalne dopasowywanie pozycji dla pobliskich gwiazd o dużym ruchu własnym (uwzględnienie przyspieszania wynikającego z perspektywy). Pozycje wyznaczone astrometrycznie będą wprowadzane do układu obróbki danych fotometrycznych, uściślając krzywe zmian blasku używane do analiz układów podwójnych, tranzytów planet pozasłonecznych i in. Tak więc wszystkie algorytmy będą oddziaływały ze sobą w kontrolowany i wysoce wydajny sposób.
-
Produkty z misji będą opracowywane już w trakcie jej trwania. Uzyskanie ostatecznych rezultatów będzie jednak wymagało uwzględnienia wszystkich zebranych danych. Pierwsze dane fotometryczne pozwalające na planowanie obserwacji za pomocą innych satelitów i obserwatoriów będą wydawane stosunkowo szybko po rozpoczęciu programu naukowego. Ponadto dość szybko będą udostępniane informacje na temat planetoid typu NEO. Generalnie obserwacje dotyczące pojedynczych epok i tranzytów zostaną wydane w ramach głównego katalogu z misji. Jednak wraz z danymi na temat gwiazd zmiennych wydawane będą też zestawy danych dotyczące pojedynczych epok. Ponadto gdy będzie istniało duża potrzeba wykorzystania takich danych do badań zostaną one opracowane na indywidualne zamówienie. Pierwsze edycje danych nie będą obejmowały wszystkich obiektów w gęstych polach gwiazd, zwłaszcza gwiazd o jasności mniejszej od 15 mag. Pierwsze wydanie danych jest spodziewane po 22 miesiącach od startu. Katalog ten obejmie pozycje (α, δ) i jasności wszystkich gwiazd zachowujących się jak pojedyncze o akceptowalnym błędzie w wyznaczaniu pozycji na 90% sfery niebieskiej; dane z pomiarów kalibracyjnych wokół biegunów ekliptycznych; oraz dane na temat gwiazd obecnych w katalogu z misji Hipparcos opracowane w ramach projektu pomiarów ruchów własnych stu tysięcy gwiazd (Hundred Thousand Proper Motion Project - HTPM). Drugi katalog zostanie wydany po około 28 miesiącach od startu. Obejmie on: 5-parametrowe modele astrometryczne dla obiektów zachowujących się jak gwiazdy pojedyncze na co najmniej 90% sfery niebieskiej; zintegrowaną fotometrię BP/RP z zadowalającymi marginesami błędów dla obiektów dla których wyznaczono podstawowe parametry astrofizyczne; oraz średnie szybkości radialne dla obiektów nie wykazujących zmienności tego parametru (około 90% jasnych gwiazd). Trzeci katalog, wydany po około 40 miesiącach od startu obejmie modele orbit i szybkości radialne oraz 5-parametrowe modele astrometryczne dla układów podwójnych o okresach pomiędzy 2 miesiącami a 75% dotychczasowego czasu obserwacyjnego; klasyfikacje obiektów i ich parametry astrofizyczne wraz ze spektrogramami BP/RP i/lub SRV z których zostały wyprowadzone (dla obiektów zachowujących się w sposób przewidywalny spektrometrycznie i spektrofotometrycznie); oraz średnie szybkości radialne dla gwiazd nie wykazujących zmian jasności oraz posiadających oszacowane parametry atmosfer. Czwarta wersja katalogu, opracowana po około 65 miesiącach od startu obejmie klasyfikację gwiazd zmiennych wraz z danymi fotometrycznymi dla poszczególnych epok na których została oparta; dane na temat ciał Układu Słonecznego wraz z modelami ich orbit i obserwacjami dla pojedynczych epok; oraz katalog gwiazd podwójnych i wielokrotnych. Ostateczna wersja katalogu zostanie wydana po około trzech latach od zakończenia misji nominalnej. Obejmie ona: pełne katalogi danych astrometrycznych, fotometrycznych i szybkości radialnych; wszystkie dostępne modele gwiazd zmiennych oraz podwójnych i wielokrotnych; klasyfikacje źródeł oraz różnorodne parametry astrofizyczne wyprowadzone z danych BP/RP, SRV oraz astrometrycznych dla gwiazd, nierozdzielnych układów podwójnych, galaktyk i kwazarów (niektóre parametry mogą nie być dostępne dla słabych gwiazd); wykaz planet pozasłonecznych; epoki i dane na temat tranzytów dla wszystkich obiektów; oraz wszystkie dane naziemne zebrane na potrzeby obróbki danych z misji.
-
Dzięki ;) GAIA to egzoplanetarny wymiatacz :)
-
Nie mogę się dokopać do informacji jaka może być najdalsza paralaksa zmierzona przez sondę GAIA powiedzmy z błędem 10%, 20%, 30%, a jaka analogicznie może być zmierzona przez teleskop Hubble'a. I kolejna rzecz, która mnie trapi to jakie paralaksy mogą mierzyć obecnie naziemne obserwatoria jak VLT? Czy ktoś z Was by się orientował w tym?
-
Odkopię, czy ktoś byłby w stanie doszukać się tych informacji?