Polskie Forum Astronautyczne
Astronautyka => Encyklopedia Forum => Wątek zaczęty przez: Scorus w Kwietnia 09, 2011, 06:25
-
WPROWADZENIE
Phobos-Grunt (Phobos Sample Return - PhSR, Phobos-Soil w wielu publikacjach anglojęzycznych) jest rosyjską misją przeznaczoną do dostarczenia na Ziemię próbki regolitu z Phobosa. Jest to pierwsza od 1996r misja planetarna realizowana przez Rosję i trzecia której celem jest większy księżyc Marsa. Pojazd przeprowadzi bezpośrednie lądowanie na powierzchni Phobosa, zbierze próbki i odeśle je na Ziemię za pomocą odpowiedniego pojazdu powrotnego. Dostarczony materiał będzie jedyną próbką o wielkości makroskopowej nie pochodzącą z Księżyca.
Do podstawowych celów naukowych misji zaliczają się: badania właściwości chemicznych i fizycznych Phobosa w celu poznania pochodzenia satelitów Marsa i odniesienia tych informacji do innych księżyców Układu Słonecznego; precyzyjne określenie parametrów orbity Phobosa i jego rotacji w celu przeprowadzenia badań jego struktury wewnętrznej i historii zmian orbity; badania właściwości fizycznych środowiska wokół Marsa - pól elektrycznych i magnetycznych, jonów tlenu uciekających z atmosfery (w celu badań historii utraty wody na Marsie) i oddziaływań z wiatrem słonecznym i otoczeniem plazmowym planety; oraz badania zmian w czasie właściwości atmosfery Marsa.
Wszechstronne badania właściwości fizykochemicznych dostarczonego materiału pozwolą na rozwiązanie szeregu problemów związanych z ewolucją Układu Słonecznego i nałożenie ograniczeń na modele. Ponadto znacznie uwiarygodnią badania wykonywane przez sondę na powierzchni. Jeśli Phobos powstał w pobliżu Marsa w okresie formowania się planet, próbka umożliwi zbadanie mało zmienionej materii pozostałej w tym okresie. Jeśli chodzi o planety i duże księżyce materia została w ich obrębie znacznie przetworzona przez dyferencjajcję i inne wtórne procesy. W przypadku planetoid nie ma możliwości skorelowania ich z miejscem powstania. Problemów takich Phobos natomiast nie stwarza.
Gdyby Phobos okazał się przechwyconą planetoidą jego badania staną się istotne dla modeli migracji materii z Pasa Kuipera w rejon planet typu ziemskiego we wczesnym etapie formowania planet. Transport materii lotnej mógł mieć duży wpływ na formowanie się hydrosfer i atmosfer planet. Zagadnienia te mają też bezpośredni związek z ewolucją chemiczna materii prebiotycznej i procesami kraterowania w wewnętrznej części Układu Słonecznego. Tak więc misja wpisuje się w ogólnoświatowe zainteresowanie historią Układu Słonecznego, gdzie kosmochemia odgrywa kluczową rolę. Ponadto istnieje duża szansa na znalezienie w regolicie Phobosa drobin materiału wybitego z Marsa w czasie procesów zderzeniowych. Analizy takiego materiału miałyby duże znaczenie dla planetologii porównawczej.
Sonda wykona też szeroki program badawczy księżyca, obejmujący zagadnienia z zakresu morfologii powierzchni, geochemii i geofizyki. Przed lądowaniem sonda pozwoli na precyzyjne określenie kształtu i rotacji księżyca, a także na zbadanie pól elektrycznych i magnetycznych oraz populacji cząstek w jego otoczeniu. Po lądowaniu analizy materiału powierzchniowego będą mogły być wykonane w kilku miejscach w odległości do 1 metra od lądownika. Struktura wewnętrzna księżyca będzie analizowana za pomocą sejsmometrów i radaru penetrującego podłoże.
Badania zaplanowane dla Marsa obejmują jego otoczenie plazmowe, atmosferę i właściwości cieplne powierzchni, aspekty słabo poznane. Do tej pory środowisko plazmowe przez dłuższy czas z powodzeniem badały tylko dwa instrumenty - MAGER na sondzie MGS i ASPERA na Mars Express (ASPERA na Phobos 2 dostarczała danych tylko przez kilkadziesiąt dni). Właściwości atmosfery z użyciem metody zakryciowej w podczerwieni analizował tylko instrument SPICAM na Mars Express. Obserwacje Marsa będą możliwe przez lądowaniem na Phobosie. Orbita okołomarsjańska przed lądowaniem na Phobosie będzie przebiegała w odległości 2 promieni planety, w czasie każdego dnia Marsjańskiego sonda wykona 3 obiegi. Pozwoli to na przecięcie wszystkich granic plazmowych w szczątkowej magnetosferze Marsa w trakcie jednego dnia, a także umożliwi wartościowe obserwacje zmienności właściwości atmosfery planety w małych skalach czasowych. Te ostatnie są zwykle niemożliwe do wykonania na niskich orbitach mapujących (Mars Odyssey i MRO, a wcześniej MGS) albo na silnie eliptycznej obrocie Mars Express. Okres wykonywania obserwacji Marsa będzie jednak ograniczony do kilku miesięcy. Ponadto obejmą one tylko strefę równikową. Badania atmosfery i otoczenia planety rozpoczną się wkrótce po wejściu na orbitę okołomarsjańską. Będą trwały klika tygodni na orbicie pośredniej, kilka miesięcy na orbicie obserwacyjnej, oraz przez pewien czas na orbicie kwazisynchronicznej. Po lądowaniu na Phobosie obserwacje atmosfery najprawdopodobniej będą niemożliwe, ponieważ planeta będzie niewidoczna zapewne w całości. Jednak pomiary parametrów otoczenia plazmowego będą mogły być kontynuowane. Będą jednak ograniczone, ponieważ statek będzie dysponował pogranicznym poziomem energii, a priorytet będą miały bezpośrednie badania powierzchni. Pierwotnie planowano też zastosowanie kamery multispektralnej do długotrwałych obserwacji zmian sezonowych atmosfery Marsa z powierzchni Phobosa. Jednak po umiejscowieniu planowanego miejsca lądowania na półkuli odwróconej od Marsa została ona anulowana. Tym niemniej przed lądowaniem na Phobosie Mars będzie okazyjnie obserwowany za pomocą kamer nawigacyjnych służących do obserwacji Phobosa i zbadania strefy lądowania.
Ponadto misja pozwoli na zbadanie wpływu lotu międzyplanetarnego na żywe organizmy. Informacje te będą miały znaczenie dla biomedycyny, a ponadto pozwolą na oszacowanie możliwości zajścia panspermii.
W wymiarze inżynieryjnym misja pozwoli na przetestowanie współczesnej wersji modułowego statku międzyplanetarnego charakteryzującego się wysokim stopniem autonomizmu, integracją systemów i dużą efektywnością w wykorzystaniu energii. Oszczędność w korzystaniu z energii jest niezbędna ze względu na profil misji. Ponadto w przyszłości może okazać się przydatna dla sond opartych na busie tego typu i wykorzystujących napęd jonowy.
-
KONSTRUKCJA
Pomysł konstrukcyjny sondy Phobos-Grunt opiera się w dużej mierze na późnych księżycowych i marsjańskich sondach kosmicznych opracowanych w NPO Lavochkin. W skład całego pojazdu wprowadzanego na orbitę okołosłoneczną wchodzą następujące elementy: blok napędowy (MDU), łącznik wraz z orbiterem Yinghuo-1, właściwy lądownik (Pereletny Modul - PM) oraz pojazd powrotny (VA) wraz z kapsułą powrotną (SA). Całkowita masa całego zestawu wraz z paliwem wynosi 13 500 kg. Masa bez paliwa to około 2 100 kg.
-
MDU
Blok napędowy MDU ma na celu wprowadzenie całego zespołu na właściwą orbitę okołosłoneczną, wykonanie korekt trajektorii w czasie lotu na Marsa oraz wejście na orbitę okołomarsjańską. Później zostanie on odrzucony. Masa tego elementu wraz z paliwem wynosi 11 375 kg. Wysokość to 1.55 m, a maksymalna średnica - 3.35 m. Impuls właściwy wynosi 333.2 s. Silnik może być uruchamiany do 7 razy. Konstrukcja jest zmodyfikowaną wersją górnego stopnia Fregat produkowanego przez NPO Lavochkin, również wywodzącego się z dawnych sond księżycowych i planetarnych. Analogiczny zespół napędowy posiadały również sondy Phobos 1, Phobos 2 i Mars 96. Jest to jedna z rozwojowych wersji stopnia Fregat, oznaczona jako Fregat-M. Jest wyposażona w dodatkowy, odrzucany zespół zbiorników paliwa zapożyczony z wersji Fregat-SB (Sbrasyvaemye Baki, odrzucany zbiornik) opracowanego do wynoszenia dużych ładunków za pomocą rakiet Zenit i Proton. Pierwszymi zastosowaniami tej wersji były starty rakiet Zenit z Satelitami Electro-L i RadioAstron. Masa oddzielanego zbiornika bez paliwa wynosi około 335 kg, a wraz z paliwem - około 3 390 kg. Właściwa część bloku napędowego jest złożona z 6 kulistych sekcji. 4 z nich są zbiornikami paliwa. 2 następne stanowią natomiast pomieszczenia dla elektroniki. Według starczych planów jednak z sekcji awioniki miała być pusta. Planowano umieszczenie w nim anulowanego lądownika NetMet. Do zespołu zbiorników paliwa dołączone są również 2 mniejsze zbiorniki z gazem używanym do podnoszenia ciśnienia w układzie paliwowym. Silnik znajduje się pośrodku tego zespołu. Opracowana dla Phobos-Grunt wersja Fregat-M charakteryzuje się zwiększonym zapasem paliwa, z 5 350 kg do 6 640 kg. Osiągnięto to poprzez dodatnie do każdego zbiornika paliwa dwóch dodatkowych sekcji. Mają one postać dwóch półkul przyłączonych do górnej części każdego zbiornika. Dzięki temu wprowadzenie sondy na odpowiednią trajektorię w mniej korzystnym energetycznie oknie startowym 2011r będzie możliwe bez użycia rakiety Proton. W przyszłości panuje się użycie podlonego stopnia Fregat (wersji Fregat-MT) do wynoszenia europejskich satelitów nawigacyjnych Galileo za pomocą rakiet Soyuz z Gujany Francuskiej.
Łącznik ma postać ośmiokątnej w przekroju kratownicy. Jego masa wraz z mechanizmem uwalniającym wynosi 172 kg. Dolna część łącznika jest połączona z blikiem napędowym, a górna - ze szkieletem lądownika. We wnętrzu łącznika znajduje się miniaturowy orbiter Yinghuo-1 o masie 115 kg. Cały łącznik składa się z dwóch sekcji. Sekcja dolna zostanie odłączona wraz z blikiem napędowym na orbicie okołomarsjańskiej. Po wypuszczeniu Yinghuo-1 od lądownika oddzielona zostanie również sekcja górna. Szybkość wyrzucenia Yinghuo-1 względem Phobos-Grunt wyniesie około 2 m/s.
-
VA
Pojazd powrotny VA znajduje się na górnej powierzchni lądownika. Jego całkowita masa wraz z paliwem wynosi 285 kg. Masa bez paliwa to około 100 kg. Jest zbudowany wokół zespołu napędowego. Składa się on z silnika głównego umieszczonego w centrum zestawu 4 zbiorników paliwa połączonych z dwoma zbiornikami gazu pod wysokim ciśnieniem. Po bokach układu zbiorników paliwa umieszczono ponadto 2 zbiorniki azotu dla silników kontroli orientacji. W częściach bocznych do zbiorników przyłączone są też 4 zespoły silniczków kontroli orientacji. Silnik główny charakteryzuje się ciągiem 130.5 N. Paliwem jest UDMH i AT. Pojazd posiada łącznie 16 silników kontroli orientacji wyrzucających gazowy azot. Górna powierzchnia statku jest pokryta pojedynczym panelem słonecznym o powierzchni 1.64 metra kwadratowego. Znajduje się tam również antenata komunikacyjna. Normalna szybkość transmisji danych wynosi 8 bps. Pozostałe komponenty są umieszczone na dwóch panelach bocznych. Zawierają one jednostki elektroniki i elementy systemu nawigacyjnego. Awionika statku powrotnego jest całkowicie niezależna od awioniki lądownika. Pojazd jest stabilizowany obrotowo za pomocą silników kontroli orientacji. Danych nawigacyjnych dostarczają szperacze gwiazd (Blok Opredeleniya Coordinat Zvezd - BOKZ-MF), sensory Słońca (Optichesky Solnechy Datchik - OSD) oraz bezwładnościowa jednostka pomiarowa (Besplatformenny Inertsialny Blok - BIB-FG). Oddzielenie pojazdu powrotnego od lądownika zapewni mechanizm oparty na sprężynach.
-
SA
Kapsuła powrotna SA jest umieszczona na górnej powierzchni pojazdu powrotnego. Jej masa wynosi 11 kg. Ma kształt stożkowaty. Jej wewnętrzny przedział obejmuje pojemnik na próbki. Jej jedynymi aktywnymi mechanizmami są elementy pozwalające na szczelne zamknięcie pojemnika. Poza tym nie zawiera żadnych elementów elektrycznych czy elektronicznych działających czasie lądowania. Nie posiada również radiolatarni i jej odnalezienie będzie możliwe tylko na podstawie śledzenia jej przelotu przez atmosferę. Wynika to ze ścisłych ograniczeń masy i konieczności zapewnienia dużej niezawodności.
-
PM
Lądownik PM ma całkowitą masę (wraz z paliwem) 1 560 kg. Masa bez paliwa wynosi około 690 kg. Górną część pojazdu stanowi główny zespół napędowy. Obejmuje on 4 kuliste zbiorniki paliwa i 2 zbiorniki gazu podnoszącego ciśnienie. Podobnie jak w innych modułach sondy silniki główne znajduje się pośrodku układu zbiorników. Pojazd posiada cztery takie silniki. Cztery zestawy silniczków kontroli orientacji znajdują się natomiast na czterech belkach wybiegających promieniście z łączników pomiędzy zbiornikami. W skład każdego zestawu wchodzi po 5 silników skierowanych w różne strony. Dolną częścią lądownika jest szkieletem w formie graniastosłupa ośmiokątnego. Znajdują się na nim pozostałe komponenty sondy, w tym instrumenty naukowe i nawigacyjne. Ze szkieletem tym łącza się też trzy wsporniki które zamortyzują uderzenie w powierzchnię.
Energii elektrycznej dostarczają dwa prostokątne skrzydła paneli słonecznych. Ich konfiguracja jest podobna do sond Phobos oraz Mars 96. Nie mają zdolności śledzenia Słońca. W czasie startu będą odchylone ku górze i szczepione za pomocą blokady złożonej z dwóch części na każdym panelu. Stanowi ona przedłużenie ażurowej konstrukcji podpierającej panele. Panele Maja łączną powierzchnię 10 metrów kwadratowych. Wykorzystywana energia elektryczna jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterie chemiczne. Podczas misji często zdarzać się będą wejścia w cień Marsa. Warunki oświetleniowe będą generalnie niekorzystne, dlatego też systemy sondy i jej instrumenty naukowe charakteryzują się dużą wydajnością w wykorzystaniu energii.
Łączność zapewnia system radiowy (Bortovoi Radio Kompleks - NRK). Wymianę danych z wysokimi szybkościami umożliwia antena kierunkowa wysokiego zysku. Jest ona ustawiona na wysięgniku i może być obracana w celu nakierowania na Ziemię. Działa w paśmie X. Szybkość transmisji danych wynosi w normalnym trybie 16 kbps. Dodatkowo sonda posiada antenę średniego zysku pozwalającą na łączność z szybkością 4 bps oraz zestaw anten omnikerunkiwych.
W czasie lotu przed lądowaniem na Phobosie sonda będzie stabilizowana trójosiowo za pomocą kół reakcyjnych i silników kontroli orientacji. W fazie lotu danych nawigacyjnych będą dostarczały szperacze gwiazd (Blok Opredeleniya Koordinat Zvezd - BOKZ-MF); sensory Słońca (Optichesky Solnechy Datchik - OSD) oraz bezwładnościowa jednostka odniesienia (Besplatformenny Inertsialny Blok - BIB-FG). W fazie autonomicznego lądowania na Phobosie do nawigacji zostaną zastosowane następujące urządzenia: bezwładnościowy układ pomiarowy (Strapdown Inertial System - SDINS); szperacz gwiazd BOKZ-MF, wysokościomierz laserowy (Laser Altimeter - LA), pakiet do pomiarów dopplerowskich (Doppler Velocity and Distance System - DVDS), oraz system kamer nawigacyjnych TVSNG. Jednostka bezwładnościowa SDINS obejmuje 3 przyspieszeniomierze i 3 sensory szybkości kątowej. Dane z sensorów gwiazd pozwalają na skorygowanie parametrów orientacji pojazdu uzyskanych przez DVDS. Wysokościomierz laserowy pozwoli na pomiary odległości pojazdu od powierzchni wzdłuż 4 ścieżek. Będzie pracował od czasu opuszczenia orbity kwazisynchroniczej do osiągnięcia wysokości około 500 metrów ponad powierzchnią. Pomiary dopplerowskie będą wykonywane od odległości 3 km ponad powierzchnią. Dane te będą wykorzystywane w czasie rzeczywistym przez pokładowy system nawigacyjny. System kamer TVSNG pozwoli na określanie relatywnej pozycji sondy i jej szybkości w kierunku poziomym i może być użyty jako zapasowe źródło danych.
System komputerowy lądownika (Bortovoy Kompleks Upravleniya - BKU) jest oparty na współcześnie stosowanych komponentach elektronicznych. Został zaprojektowany przez NPO Lavochkin. Główne elementy awioniki dostarczyła firma Tekhkom. Jego centralną częścią jest komputer pokładowy (Onboard Computer - OBC) połączony z oddzielnym komputerem obsługującym instrumenty naukowe. Pozwala on na pracę autonomiczną w czasie lądowania oraz na powierzchni. Odpowiednie oprogramowanie do pokładowej analizy obrazów z kamer ma pozwolić nawet na samodzielne wybieranie odłamków skalnych do pozyskania i autonomiczne pobieranie próbek. Ponadto pozwoli na lądowanie przy 20-minutowym opóźnieniu w łączności z Ziemią. Warto zauważyć, że jest to pierwsza rosyjska sonda kosmiczna mogąca pracować w dużej mierze samodzielnie. Wszystkie sondy serii Łuna, Wenera i Mars były obsługiwane praktycznie na bieżąco przez komendy z Ziemi. Sondy Wega posiadały system elektromechaniczny obsługujący sekwencję działania instrumentów. Nie posiadał on jednak procesorów. Niewielki poziom autonomii posiadały dopiero sondy Phobos. Ich systemy komputerowe były jednak znacznie prymitywniejsze od stosowanych na sondach amerykańskich. Nie posiadały np funkcji trybu bezpiecznego co przyczyniło się do utraty misji Phobos 1. System informatyczny Mars 96 nie został wypróbowany. Obecnie we współczesnych systemach elektronicznych upatruje się możliwości sukcesu misji. Z tego powodu też Phobos - Grubt jest często określany jako sonda rosyjska nowej generacji. Główny komputer obsługuje zarówno lądownik jak i blok napędowy. Jest to znaczna modyfikacja w stosunku do stopni Fregat posiadających komputery niezależne od ładunku.
-
Lądownik posiada dwa manipulatory (Manipulator System - MS), oznaczone jako MS-1 i MS-2. Zostały opracowane przez IKI. Początkowo planowano zastosowanie dwóch różnych manipulatorów - jednego opracowanego przez IKI a drugiego przez NPO Lavochkin. W konfiguracji przyjętej ostatecznie znalazły się natomiast dwa podobne manipulatory o różnych wyposażeniu. Do zadań manipulatorów zaliczają się: pobranie próbek luźnego regolitu oraz fragmentów skalnych; dostarczenie zebranego materiału do kapsuły powrotnej; dostarczenie próbek do instrumentów analitycznych na lądowniku (GAP, LASMA i MikrOmega); pozycjonowanie głowicy spektrometru MIMOS na powierzchni regolitu; pozycjonowanie instrumentu Chomik podczas pobierania próbki materiału zwartego i pomiarów właściwości fizycznych powierzchni; oraz pozycjonowanie jednej z kamer PanCam podczas fotografowania terenu, monitoringu procesu pobierania próbek oraz monitoringu stanu samej sondy. W skład każdego zestawu MS wchodzi właściwy manipulator oraz umieszczona na jego końcu obrotowa wieżyczka.
Manipulator składa się z dwóch podłużnic połączonych "stawem". Jest przymocowany do dolnej części lądownika ruchomym złączem. Łącznie posiada 4 złącza obsługiwane przez 5 systemów jezdnych. Fragment powierzchni w którym manipulator może działać jest 150-stopniowym wycinkiem koła z centrum w miejscu mocowania manipulatora do lądownika. Jego promień jest ograniczony długością ramienia (900 mm). Cały system ma długość 1000 mm. Szybkość przemieszczania się to 10 +/-3 mm/s. Jego masa wynosi 3.5 kg. Siła to około 5 N. Urządzenie to pozwala na pozycjonowanie instrumentów z dokładnością +/- 5 mm. Manipulator MS-1 został zainstalowany pomiędzy odbiornikiem próbek dla kapsuły powrotnej i odbiornikiem próbek dla instrumentu GAP. Przed rozłożeniem po lądowaniu ramię to będzie zabezpieczone na boku lądownika za pomocą osłony. Będzie zamocowane w dwóch miejscach za pomocą szpil zwalnianych pirotechnicznie. Manipulator MS-2 znajduje się koło instrumentu MikrOMEGA. podobnie jak MS-1 może dosięgnąć zarówno kolektora próbek kapsuły jak i systemu GAP.
-
Na końcu obu manipulatorów znajduje się obrotowa wieżyczka z wyposażeniem. Różni się jednak konstrukcją pomiędzy oboma ramionami. W przypadku MS-1 zastosowano krótką wieżyczkę na której umieszczono następujące urządzenia: system do pobierania próbek 1 (Sampling Device 1 - SD-1); łopatkę do zgarniania regolitu; głowicę spektrometru MIMOS; oraz głowicę kamery PanCam. PanCam i MIMOS znajdują się po jednej stronie wieżyczki. SD-1 został umiejscowiony na przeciwnej stronie. Łopatka znajduje się przy jego tylnym końcu.
-
Na manipulatorze MS-2 umieszczono wydłużoną wieżyczkę zawierającą drugi system do pobierania próbek (Sampling Device 2 - SD-2); penetrator geologiczny Chomik oraz drugą głowicę kamery PanCam. Struktura nośna dla urządzeń składa się z dwóch podłużnych płyt. Na jednej z nich znajduje się instrument Chomik, a na drugiej SD-2 przy jednym końcu i głowica PanCam przy końcu przeciwnym. Kamera jest zwrócona w stronę pojemnika na próbkę urządzenia Chomik. System SD-2 jest identyczny z SD-1 na manipulatorze MS-1. Penetrator Chomik oprócz pomiarów właściwości cieplnych i mechanicznych podłoża pozwala na wywiercenie cylindra litej skały i jego dostarczenie do kolektora próbek dla kapsuły. Wiodącą metodą poboru próbek jest jednak zastosowanie urządzeń SD. Tym samym sonda posiada 3 urządzenia do poboru próbek działające na dwóch różnych zasadach i umieszczone na odrębnych manipulatorach. Zwiększa to niezawodność kompleksu do poboru próbek.
-
System do pobierania próbek SD na obu manipulatorach ma postać cienkościennego cylindra o zewnętrznej średnicy 16 mm, średnicy wewnętrznej 13 mm, i wewnętrznej wnęce o długości 21 mm. We wnętrzu znajduje się tłok wyrzucający materiał (ejektor). Konfiguracja SD w postaci tuby daje kilka korzyści: pozwala na pobranie ustalonej objętości regolitu zapewniającej jego pewne przekazanie do kapsuły powrotnej; pozwala na współosiowe ustawienie względem kolektora próbek dla kapsuły przy niedokładnościach pozycjonowania manipulatora, a także cylindryczny tłok pozwala na pewne nabranie materiału do wnętrza SD. Cylindryczne pojemniki na próbki są też powszechnie stosowane w geologii. Były używane również podczas programu Apollo. Mechanizm ruchowy SD jest podobny do takich mechanizmów w obrębie manipulatora. Pozwala na dociśnięcie go do gleby. Obejmuje też ślimacznicę pozwalają na wysunięcie tłoka. Jego wysunięcie jest kontrolowane przez odpowiedni sensor. Kontakt z gruntem jest potwierdzany przez inny sensor. Może on potwierdzać zanurzenie w regolicie na głębokość 25 mm. Siła z jaką SD może penetrować luźny materiał to około 65g. Może pobierać spójny materiał o objętości do 2.5 centymetra sześciennego. Realna objętość próbki wyniesie 0.5 - 1.5 centymetra sześciennego. Dokładność pozycjonowania w ciążeniu ziemskim to około 1 mm.
Pobieranie próbek za pomocą systemu MS i SD obejmie następujące czynności: wykonanie zdjęć celu za pomocą kamery stereoskopowej STEREO, przesłanie zdjęć na Ziemię, wybranie miejsca pobrania materiału, wysłanie koordynatów celu i procedury do sondy, pozycjonowanie ramienia nad wybranym celem, wykonanie zdjęć celu za pomocą kamery PanCam w celu zweryfikowania prawidłowego ustawienia ramienia (może to zostać wykonane automatycznie przez sondę), skorygowanie pozycji ramienia, ustawienie SD w kierunku celu, pionowe opuszczenie SD na cel i pobranie materiału, przemieszczenie próbki do kolektora dla kapsuły powrotnej lub instrumentów analitycznych i uwolnienie materiału. Zdjęcia przesłane na Ziemię pozwolą na wybranie interesującego naukowo celu oraz obliczenie optymalnej trajektorii manipulatora z uwzględnieniem możliwych przeszkód na powierzchni. Ponadto możliwe jest całkowicie automatyczne pobranie próbki. Polega ono na pokładowej obróbce zdjęć z kamer STEREO i PanCam w celu wyszukania odpowiedniego płata regolitu lub odłamka skalnego, a następnie jego automatyczne pobranie z zastosowaniem sensorów kontaktu z gruntem. Ponadto przy braku łączności z Ziemią możliwe jest autonomiczne obliczenie trajektorii manipulatora.
Wiarygodne pobranie próbki zapewnią odpowiednie procedury przygotowane w trakcie testów na laboratoryjnym modelu regolitu. W przypadku materiału zwartego zastosowana zostanie procedura standardowa. Obejmuje ona otwarcie mechanizmu pobierającego materiał na 2 - 3 mm, wbicie go w grunt, dodatkowe opuszczenie mechanizmu w celu "ubicia" materiału, podniesienie mechanizmu i jego pozycjonowanie nad kolektorem próbek za pomocą ramienia, oraz uwolnienie materiału za pomocą tłoka. Pobierana kolumna materiału ma normalnie wysokość 20 mm i średnicę 13 mm.
Dla materiału luźnego procedura standardowa nie może być zastosowana, ponieważ po podniesieniu mechanizmu luźny materiał wysypały się z niego. Używana jest tutaj procedura zgarniana. Polega ona na pionowym opuszczeniu mechanizmu, obróceniu go o 70 - 80 stopni, i przemieszczeniu do pozycji uwalniania próbek do kolektora. Obracanie i dalszy transport zapewnia manipulator. Przy ciążeniu ziemskim metoda taka pozwala na wypełnienie cylindra w 1/3. Przy mikrograwotacji wartość ta będzie jednak większa.
SD pozwala też na pobieranie odłamków skalnych o wielkości do 10 mm wraz z otaczającą je glebą. Procedura taka również została przetestowana w warunkach laboratoryjnych.
Na wypadek gdyby warstwa regolitu była cieńsza od 20 mm na manipulatorze MS-1 umieszczono łopatkę zgarniającą. Jest ona zlokalizowana koło tylnego końca SD-1. Pozwala na zgarnięcie regolitu i utworzenie z niego górki w którą następnie wbity zostanie mechanizm pobierający materiał.
-
Próbki gruntu i skał zebrane za pomocą urządzeń na manipulatorach zostaną przeniesione do rurki biegnącej po boku lądownika. Następnie zostaną wtłoczone do pojemnika w kapsule powrotnej za pomocą gazu pod wysokim ciśnieniem. Jest on zgromadzony z osobnym zbiorniku. Następnie pojemnik we wnętrzu kapsuły zostanie szczelnie zamknięty. Górna część rurki zostanie odrzucona od kapsuły za pomocą mechanizmu opartego na ładunku pirotechnicznym i sprężynach. Z pozostałą częścią jest połączona ruchomym łącznikiem. Zostanie odgięta ku górze. Następnie pojazd powrotny zostanie przygotowany do startu z powierzchni. Zostanie on wyrzucony za pomocą mechanizmu sprężynowego. Po oddaleniu się od lądownika wejdzie na orbitę okołomarsjańską za pomocą własnego systemu napędowego.
-
Instrumenty naukowe sondy wyposażone są we własny system informatyczny (Scientific Payload Information Support System - SSPIS) kontrolujący wymianę danych pomiędzy poszczególnymi przyrządami a komputerem pokładowym (Onboard Computer System - OCS). SSPI uczestniczy w przesyłaniu komend, wzorców czasu oraz danych naukowych i inżynieryjnych. Ponadto pozwala na gromadzenie danych przed ich transmisją. Integruje on różnorodne instrumenty z różnymi interfejsami w jeden kompleks, co ułatwiło testy naziemne i skróciło czas potrzeby na opracowanie ładunku użytecznego. Jest to podejście podobne do rozwiązana zastosowanego w przypadku sondy Mars 96. Projekt systemu jest jednak zupełnie nowy. W skład SSPIS wchodzą dwa komputery (w tym jeden zapasowy) z rozbudowaną pamięcią stałą oraz dwoma redundancyjnymi interfejsami wymiany danych. W układzie SSPIS - OCS SSPIS pełni rolę terminala a OCS kontrolera. SSPIS odbiera i gromadzi dane z OCS. W układzie instrumenty - SSPIS SSPIS pełni rolę kontrolera, a zestaw instrumentów - terminala. Wysyła on do instrumentów komendy za pomocą interfejsu seryjnego (Serial Bus Interface of the Scientific Instrumentation - SBI SI). Ponadto odbiera dane z instrumentów i gromadzi je. Cały system znajduje się poza zasadniczą strukturą pojazdu, pod wspólną izolacją termiczną.
Po uruchomieniu SSPIS albo po przesłaniu odpowiednich komend system ten wykonuje test stanu instrumentów. Służy do tego wewnętrzne łącze pomiędzy SSPIS a instrumentami. To samo łącze umożliwia też odbieranie danych naukowych z instrumentów. Transfer danych naukowych i inżynieryjnych do komputera OCS jest wykonywany za pomocą łącza zewnętrznego SSPIS - OCS. Jest ono również przeznaczone do odbierana komend dla instrumentów. SSPIS wykonuje też różnorodne również polecenia odebrane z Ziemi. W obu łączach zastawano magistrale danych MIL-STD-1553B. Wybór tego standardu wymiany danych został podyktowany szeregiem czynników technicznych i historycznych. Został on opracowany przez specjalistów z USA i jest obecnie często stosowany na Zachodzie i w Rosji.
W skład SSPIS wchodzą 3 zasadnicze moduły połączone w jedną jednostkę: rdzeniowy moduł procesora (Processor Core Module - PMM); redundancyjny moduł procesora (Processor Redundant Module - PRM); oraz redundancyjny moduł zasilania (Redundant Secondary Power Supply Module - RSPSM). Moduły procesorów PRM i PMM są 6-warstwowymi kartami drukowanymi. Są połączone z RSPSM za pomocą płyty głównej. RSPSM również jest płyta drukowaną. Moduły procesorów wykonują następujące funkcje: wymieniają dane z OCS w standardzie MIL-STD-1553; wymieniają dane z instrumentami za pomocą standardu MIL-STD-1553; wysyłają dane z komputera pokładowego do instrumentów; rejestrują dane z instrumentów i wysyłają je do komputera; wykonują podstawowe testy instrumentów; oraz reprogramują pamięć masową. W skład każdego modułu procesora wchodzi 7 zasadniczych elementów: 32-bitowy procesor ADSP-21060 w postaci jednego hipa z 512 KB RAM; kontroler interesu z OCS BU-61580 zgodny ze standardem MIL-STD-1553; kontroler interfejsu z instrumentami BU-61580; dwie nieulotne kasowalne pamięci tylko do odczytu (Nonvolatile Electrically Erasable Read Only Memory Device - NEEROMD-P) AT28C010 o pojemności 128 KB każda służące do przechowywania programów; dwie pamięci NEEROMD–D WF4M32-100G2TC5 o pojemności 16 MB do przechowywania danych; zegar; oraz kontroler zasilania IS9-705RH.
Procesor pozwala na zmienianie trybów działania SSPIS i wykonywanych programów, formatuje dane z instrumentów, oraz kompresuje je przed wysłaniem do komputera OCS przed transmisją. Może pracować przy temperaturach od –40°С do +80°С. Jest oparty w całości na komponentach zagranicznych. Wybrany model charakteryzuje się dużą wiarygodnością, wysoką wydajnością i odpornością na warunki przestrzeni kosmicznej. Był stosowany w satelitach serii Resurs-DK. Kontrolery interfejsów pozwalają na wymianę informacji pomiędzy instrumentami a statkiem kosmicznym. Zostały opracowane z użyciem hybrydowych mikroukładów ILC DDC. Mogą pracować przy temperaturach od –55°C do +125°C. Składają się one z multipleksera, pamięci RAM 8 MB, dwóch niezależnych odbiorników oraz interfejsu z procesorem. Ich integracja z rosyjskimi komponentami wymusiła użycie dodatkowej karty elektroniki. Pamięci NEEROMD-P pozwalają na przechowywanie oprogramowania pokładowego pozwalającego na formatowanie danych z instrumentów, kompresowanie danych, wstępne testy sprzętu oraz organizowanie wymiany danych pomiędzy statkiem a instrumentami. Pamięci NEEROMD-D przechowują dane z instrumentów do czasu transmisji na Ziemię. Pracują w zakresie temperatur od –55°С do +125°С. Czas dostępu wynosi 100 nanosekund. Są w całości zagraniczne. Zegar generuje wzorzec czasu dla procesora. Charakteryzuje się częstotliwością 16 MHz. Kontroler zasilania dostarcza energię do procesora po uruchomieniu systemu. Ponadto wyłącza zasilanie w razie problemów.
Moduł zasilania RSPSM służy do konwersji woltażu pokładowego (28.5 +/- 1.35V) do poziomu wymaganego przez SSPIS (+5 V –15 V). Funkcjonalnie składa się z 4 bloków: filtra, konwertera (głównego i zapasowego), jednostki startowej, oraz jednostki informatycznej. Ta ostatnia dostarcza danych na temat temperatury RSPSM, poziomu napięcia w sieci elektrycznej oraz prawidłowości działania systemu.
-
WYPOSAŻENIE
Sonda posiada bogaty zestaw instrumentów naukowych. Profil misji nie pozwala na uzyskanie dużej ilości danych, co kompensuje ich różnorodność. W skład wyposażenia wchodzą:
- spektrometr podczerwieni z transformacją Fouriera (Fourier Transform Infrared Spectrometer, AOST, akronim pochodzi z początku prac na instrumentem, obecnie nie opisuje jego właściwości);
- spektrometr Echelle (Thermal Infrared Mulispectral Mapper 2 - TIMM 2, pochodzenie nazwy - patrz opis instrumentu);
- system kamer nawigacyjnych (TV System for Navigation and Guidance - TVSNG);
- mikroskop i spektrometr MicrOMEGA (nazwa nawiązuje do instrumentu OMEGA na sondach Mars 96 i Mars Express - instrument MicrOMEGA został przygotowany przez tych samych wykonawców na bazie doświadczeń zgromadzonych przy pracach nad instrumentami OMEGA);
- kamera panoramiczna (Panoramic Camera - PanCam);
- kamera stereoskopowa (Stereoscopic Camera - STEREO);
- pakiet do pomiarów libracji (Libration Package);
- system do pomiarów właściwości plazmy i pola magnetycznego (Phobos-Grunt Plasma and Magnetic Measurements System - PhPMS);
- spektrometr promieniowania gamma sondy Phobos-Grunt (Phobos-Grunt Gamma Ray Spectrometer - PhGS);
- detektor neutronów o wysokich energiach (High Energy Neutron Detector - HEND);
- radar fal długich (Long Wave Radar - LWR);
- zminiaturyzowany spektrometr Möessbauera (Miniaturized Möessbauer Spectrometer - MIMOS);
- laserowy analizator masowy (Laser Mass Analyser - LASMA);
- spektrometr masowy jonów wtórnych (Mass Spectrometer of Secondary Ions - MANAGA);
- pakiet do analizy gazu (Gas Analytic Package - GAP);
- dozymetr Liulin-Phobos;
- penetrator geologiczny Chomik;
- system sejsmometryczny (Seismometric System - SEISMO);
- grawimetr/sejsmometr (Gravimeter/Seismometer - GRAS);
- sensor właściwości cieplnych (Thermal Properities Sensor for Phobos - THERMOPHOB);
- detektor mikrometeroidiów (Micrometeoroid Detector - METEOR).
Instrumenty są zlokalizowane na bokach lądownika, na manipulatorach, w podporach oraz na panelach słonecznych.
Sonda wykona też dwa eksperymenty radiowe - eksperyment radiowy pomiarów interferometrycznych i dopplerowskich (Planetary Radio Interferometric and Doppler Experiment with Phobos-Grunt - PRIDE-Phobos) i eksperyment zakrycia radiowego (Radio Occultation Experiment). W kapsule powrotnej znajdują się ponadto dwa bierne eksperymenty biologiczne - eksperyment badań żywych organizmów w warunkach lotu kosmicznego (Life in Spaceflight Experiment - LIFE); oraz pakiet Anabiosis.
-
AOST
Spektrometr podczerwieni z transformacją Fouriera AOST jest instrumentem przeznaczonym do badań atmosfery i powierzchni Marsa, a także powierzchni Phobosa. Może wykonywać zarówno obserwacje bezpośrednie jak i obserwacje zakrycia Słońca przez Marsa. Obserwacje zakryciowe atmosfery Marsa mają następujące cele: poszukiwania gazów występujących w małych stężeniach i mających znaczenie dla poszukiwań śladów aktywności wulkanicznej i oszacowań możliwości występowania życia (metan, formaldehyd, SO2, OCS, wodór i deuter); oraz uzyskanie informacji o pionowym rozmieszczeniu aerozoli. Do celów obserwacji bezpośrednich Marsa zaliczają się: badania struktury cieplnej atmosfery (z zastsowaniem linii CO2); badania zmienności parametrów atmosfery w skalach dni i sezonów (profili temperatur do wysokości 55 km, zawartości pary wodnej i innych składników występujących w niskich koncentracjach, zawartości aerozoli); badania rozmieszczenia przestrzennego różnorodnych minerałów na powierzchni; rozróżnienie obszarów zawierających wodę związaną chemiczne w minerałach od obszarów zawierających wodę zaabsorbowaną; oraz badania zmienności właściwości cielnych powierzchni (w tym zanikania lub pojawiania się szronu) w skalach dni i sezonów. Do celów obserwacji bezpośrednich Phobosa zaliczają się: wykonanie globalnego mapowania mineralogicznego z orbity kwazisynchronicznej; badania różnic w składzie chemicznym powierzchni w skali do 40 cm po lądowaniu; oraz badania właściwości cieplnych powierzchni (poprzez porównanie parametrów promieniowania podczerwonego rejestrowanego po dziennej i nocnej stronie księżyca).
Instrument AOST został umieszczony na panelu słonecznym sondy Phobos-Grunt za pomocą mocowania zapewniającego pełne odizolowanie termiczne od pojazdu kosmicznego oraz izolację przed wibracjami. Instrument ma masę 4.1 kg, znacznie mniejszą od analogicznych instrumentów używanych do badań atmosfery Ziemi. Pobór mocy wynosi 10W w trakcie pomiarów. W czasie bezczynności ogrzewanie pobiera 3W. Instrument pracuje w całkowitym zakresie spektralnym 2.5 - 25 mikrona. Pole widzenia ma szerokość 2.3 stopnia. Uzyskanie jednego interferogramu trwa od 5 sekund (obserwacje zaćmieniowe) do 50 sekund (obserwacje Marsa w nadirze). Przesunięcie pola widzenia względem celu na skutek ruchu orbitalnego statku będzie zawsze mniejsze od 10% szerokości pola widzenia. AOST jest interferometrem Fouriera. Całe urządzenie jest kompaktowe, małe i proste. Można je podzielić na dwie części - wieżyczkę (Turret) i płytę podstawową (Base).
Zasadnicze elementy są umieszczone na obrotowej wieżyczce, która może obracać się względem podstawy o 183 stopni wokół osi prostopadłej do niej. Światło wchodzi do urządzenia przez optykę wprowadzającą wyposażoną w płaskie zwierciadło skanujące obracające się o 45 stopni. Wraz z obrotem wieżyczki pozwala ono na wykonanie obserwacji w dowolnym kierunku w obrębie całej sfery, w tym na skierowanie osi optycznej na cel kalibracyjny (ciało doskonale czarne) na podstawie instrumentu. Następnie światło przechodzi do układu interferometrycznego. Jego wejście ma średnicę 25 mm. Rozdzielacz wiązki i kompensator w jego obrębie są wykonane z KBr, co deifikuje czerwony skraj obserwowanego zakresu widmowego. Po przejściu przez interferometr światło trafia do teleskopu Cassegraina. Posiada on zwierciadło główne o średnicy 23 mm. Długość ogniskowej wynosi 75 mm. Teleskop skupia światło na detektorze w postaci układu piroelektrycznego złożonego z LiTaO3. Średnica powierzchni aktywnej wynosi 1.4 mm. Przed detektorem znajduje się soczewka Fabryego wykonana ze szkła KRS 5, oraz filtr wykonany z CdSb. Ten ostatni usuwa promieniowanie o długości fali mniejszej od 2.5 mikrona. W obrębie wieżyczki mieści się też elektronika detektora w postaci procesora Leon 3 na układzie FPGA Actel AX 2000. Łączy się ona z płytą podstawową instrumentu za pomocą elastycznego kabla.
Kanał odniesienia stasowany w trakcie kalibracji zawiera diodę DFB emitująca promieniowanie przy 1.35 mikrona oraz dwie fotodiody InGaAs. Wybrana długość fali w kanale odniesienia gwarantuje, że pomiary przy linii metanu (3018 cm^-1) nie zostaną zaburzone przez linie innych gazów śladowych. Do kalibracji używane jest też przybliżenie ciała doskonale czarnego ustawione na podstawie instrumentu.
Płyta podstawowa jest przyłączona do panelu słonecznego sondy. Zawiera też elektronikę instrumentu, opartą na tych samych elementach co elektronika detektora (procesor Leon 3 na układzie FPGA Actel AX 2000). Odbiera ona informacje z elektroniki detektora i formatuje interferogramy. Ponadto monitoruje stan urządzenia i przyjmuje komendy. Posiada też pamięć masową o objętości 2 megabitów oraz kontroler MIL-STD-1553 pozwalający na wysyłanie danych do systemu informatycznego zarządzającego instrumentami sondy.
Cały instrument jest pokryty własną izolacją wielowarstwową. Posiada też dwa radiatory pozbawione izolacji. Jeden z nich pozwala na pochłanianie promieniowania słonecznego, a drugi na chłodzenie w razie potrzeby. Powierzchnia aktywna radiatora chłodzącego może być automatycznie dostosowywana w trakcie lotu. Łącznie oba radiatory pozwalają na utrzymanie odpowiedniej temperatury wewnętrznej.
Wszystkie komponenty instrumentu emitują silne promieniowanie podczerwone w zakresie jego pracy. Zapewnienie optymalnego chłodzenia do temperatury skraplania helu nie jest możliwe. Pomiary mogą być jednak wykonane przy ustabilizowaniu temperatury interferometru z dokładnością 0.1K w czasie pomiarów. Sama temperatura nie jest istotna, jednak musi być znana i nie zmieniać się w czasie pomiarów. Dlatego też komponenty interferometru są termicznie odizolowane od innych części wieżyczki.
Urządzenie może pracować w trybie zakryciowym (Occultation Mode), trybie bezpośrednich obserwacji atmosfery Marsa (Atmosphere Mode), trybie bezpośrednich badań powierzchni Marsa (Surface Mode); oraz w trybie bezpośrednich obserwacji powierzchni Phobosa (Soil Mode).
Tryb zakryciowy jest przeznaczony do badań właściwości atmosfery Marsa na różnych wysokościach. Pomiary wykonywane są w zakresie 2.5 - 20 μm. Rozdzielczość spektralna wynosi 0.9 cm^-1. Czas potrzebny na uzyskanie jednego interferogramu wynosi 5 s. Stosunek sygnału do szumu dla jednego interferogramu wynosi 500 przy 3 μm.Celem obserwacji jest Słońce. Cykl pomiarów zaczyna się, gdy Słońce zbliża się do krawędzi tarczy Marsa, a kończy się po wejściu Słońca za tarczę planety. Trwa to około 100 s, a w tym czasie można uzyskać około 20 spektrogramów. Analizy zmian w emisji Słońca dostarczają informacji na temat właściwości atmosfery na różnych poziomach nad powierzchnią. W trakcie jednego cyklu można uzyskać do 20 pomiarów. Pomiar uzyskany gdy Słońce jest wysoko ponad atmosferą jest spektrogramem odniesienia, co zapewnia samoczynną kalibrację. Im Słońce znajduje się bliżej krawędzi tarczy, tym jego światło przebiega przez dłuższą ścieżkę w atmosferze. Zestaw linii różnych gazów różni się pomiędzy kolejnymi spektrogramami. Instrument obserwuje całą tarczę słoneczną (0.35 stopnia), więc różnice w emisji różnych części tarczy nie są istotne. Metoda ta jest szczególnie przydatna do poszukiwań metanu. Chociaż linia metanu (3018 cm^-1) jest płytka (4% ponad poziomom tła), to jednak instrument pozwala na uzyskanie wysokiego współczynnika sygnału do szumu (znacznie ponad 100, nawet do około 500) nawet w przypadku jednego intefrerogramu. Dzięki temu limit detekcji metanu to około 1 ppb lub nawet mniej. Ponadto tryb ten umożliwia wykonanie poszukiwań innych rzadkich składników atmosfery oraz określenia pionowego profilu rozmieszczenia pary wodnej i aerozoli. Przed lądowaniem na Phobosie możliwe będzie wykonanie pomiarów przy około 300 wschodach i zachodach Słońca.
Tryb bezpośrednich obserwacji atmosfery Marsa umożliwia pomiary w zakresie spektralnym 6 - 25 μm. Rozdzielczość spektralna wynosi 2 cm^-1. Jeden interferogram jest uzyskiwany w czasie 50 s. Pole widzenia ma szerokość 2.5 stopnia. Podczas dnia można uzyskać około 500 spektrogramów. Ich liczba jest ograniczona przez zdolność wymiany danych z Ziemią. Całkowita ilość danych w trakcie dnia nie może przekroczyć 4 Mb. Zdolność skanowania umożliwia zarówno obserwacje strefy równikowej w nadirze, jak i średnich szerokości geograficznych pod większymi kątami. W nadirze obserwowany fragment powierzchni ma szerokość 290 km. W czasie ekspozycji trwającej 50 s pole widzenia nie przesuwa się o więcej niż 25 km. Obserwacje obejmą głównie strefę równikową, ale możliwość skanowania instrumentu rozszerzy je również do średnich szerokości geograficznych. Przy wszystkich ograniczeniach każdy punkt w obserwowalnym obszarze Marsa może być obserwowany 2 razy na dobę, z odstępem 10.77 godziny (z orbity obserwacyjnej o okresie obiegu 7.65 godziny). Ponadto możliwość skanowania pozwoli na obserwacje wybranego miejsca przez 42 minuty podczas poszukiwań zmienności atmosfery w małych skalach czasowych. Tryb atmosferyczny pozwala na badania dziennych i sezonowych zmian takich właściwości jak: pionowe profile temperatur do wysokości 60 km nad powierzchnią, zawartość pary wodnej i innych składników atmosfery występujących w małych ilościach, oraz zawartość aerozoli. Stosunkowo wysoka rozdzielczość spektralna pozwoli na badania struktury cieplnej atmosfery (w linii CO2 15 μm) z dokładnością porównywalną z PFS na Mars Express. Pomiary zawartości pary wodnej w atmosferze zostaną wykonane za pomocą linii 6.3 μm oraz 40 μm. Linie absorpcyjne aerozoli dostarczą informacji na temat chmur pyłowych i kondensacyjnych.
Tryb obserwacji bezpośrednich powierzchni Marsa umożliwia pomiary światła podbitego w zakresie 2.5 - 4 μm oraz emisji cieplnej w zakresie 8 - 13 μm. Obserwacje można będzie wykonywać w sposób ciągły w okresie poprzedzającym osiągnięciem Phobosa. W nadirze pole widzenia instrumentu będzie obejmowało fragment powierzchni o szerokości około 250 km z orbity obserwacyjnej położonej 535 km ponad orbitą Phobosa. Obserwacje w tym trybie pozwalają na śledzenie dziennych i sezonowych zmian w szronach i pyłach zalegających na powierzchni; rozmieszczenia wody zaabsorbowanej i związanej chemicznie w glebie; rozmieszczenia minerałów skałotwórczych, siarczanów, tlenków żelaza i glikokszemianów; szacowanie szorstkości powierzchni w małej skali; oraz oszacowanie właściwości cieplnych powierzchni. Tym samym uzupełnią pomiary wykonywane w trakcie innych misji (Mariner 9, Phobos 2, MGS, Mars Express, Mars Odyssey i MRO). Zawartość wody zaabsorbowanej i związanej w glebie zostanie oszacowana na podstawie obserwacji linii wibracyjnych 6.1 i 6.3 μm. Oszacowania zawartości pyłu na powierzchni może zostać wyprowadzone z całkowitej emisji cieplnej w zakresie 7.15 - 7.4 μm, w którym kształt spektrum ściśle zależy od wielkości drobin krzemianów. Dane te pozlwają na oszacowanie stopnia nierówności powierzchni i jej inercji cieplnej. Identyfikacja głównych minerałów skałotwórczych opiera się na pozycji maksimum emisji cieplnej. Zależy ona od zawartości krzemianów. Umożliwia to wykonanie przybliżonego oszacowania zawartości skaleni potasowych, plagioklazów, piroksenów z dużą i niską zawartością wapnia, oraz prawdopodobnie oliwinów. W zakresie spektralnym AOST leżą też linie charakterystyczne dla minerałów występujących w małych ilościach, np. soli (2.8 i 12 μm), tlenków (hematyt - 16.2 i 21 μm) i krzemianów pakietowych (3 i 6 μm). Temperatury powierzchni mogą zostać wyprowadzone z jasności przy 1300 cm^-1. Współczynnik sygnału do szumu jednego spektrogramu w trakcie obserwacji skierowanych w nadir zależy od temperatury powierzchni. W południe wyniesie on 80 - 100 przy 500 cm^-1, około 10 przy centrum pasma 15 - μm СО2 (680 cm^-1), 70 - 80 przy 800 cm^-1 i 20 przy 1300 cm^-1. W nocy współczynnik ten jest niższy, wynosi odpowiednio 40 - 50, 10, 20 i 2.
Tryb bezpośrednich obserwacji powierzchni Phobosa pozwoli na wykonanie pomiarów w zakresie 2.5 - 25 μm. Albedo Phobosa jest dużo niższe niż Marsa, dlatego też obserwacje będą prowadzone z niską rozdzielczością spektralną (7 cm^-1). Pomiary obejmą cały glob. Umożliwią zmapowanie różnic w składzie mineralnym w wysokiej rozdzielczości. Dane te będą miały duże znaczenie dla badań pochodzenia Phobosa. Ponadto pomiary AOST pozwolą na monitorowanie temperatur i inercji cieplnej powierzchni, oraz oszacowania stopnia nierówności powierzchni w małej skali. Z orbity kwazisynchronicznej (z odległości około 50 km od Phobosa) pole widzenia instrumentu będzie obejmowało fragment powierzchni o szerokości 2.2 - 3 km przy zaniedbywalnym rozmyciu obrazu z powodu ruchu statku. Instrument pozwoli na wykonanie pomiarów na całym globie. Możliwość skanowania pozwoli na dokładne zbadanie planowanej strefy lądowania.
Instrument może pracować przy 3 rozdzielczościach spektralnych: w trybie rozdzielczości wysokiej (High Resolution Mode - HR) 0.55 cm^-1; trybie rozdzielczości średniej (Medium Resolution Mode - MR) 1.2 cm^-1; oraz w trybie rozdzielczości niskiej (6 cm^-1). Podczas obserwacji zakryciowych używany jest tryb HR. Do obserwacji bezpośrednich atmosfery Marsa służy tryb MR, a do obserwacji bezpośrednich powierzchni Marsa i Phobosa - tryb LR. Zastosowanie niskiej rozdzielczości spektralnej w przypadku badań powierzchni zapewnia uzyskanie wysokiego współczynnika sygnału do szumu.
Instrument został opracowany przy współpracy Rosji (Instytut Badań Kosmicznych IKI w Moskwie), Włoch (Institute of Physics of Interplanetary Space - IFSI), Francji (laboratorium LATMOS) i Niemiec (University of Münster). IKI był głównym wykonwacą projektu. Partnerzy z Francji i Niemiec dostarczyli niektóre komponenty, a IFSI wykonał kalibrację. W trakcie prac na instrumentem wykorzystano doświadczenia zebrane podczas opracowywania instrumentu PFS dla sond Mars 96, Mars Express i Venus Express.
-
TIMM 2
Spektrometr Echelle jest spektrometrem podczerwieni służy do badań składu atmosfery Marsa pod kątem gazów występujących w koncentracjach śladowych. Instrument ten uzupełnia się z AOST. Jest zoptymalizowany do pomiarów zawartości gazów występujących stężeniach bardzo niskich, dzięki wyższej rozdzielczości spektralnej i wysokiemu współczynnikowi sygnału do szumu. AOST jest natomiast zoptymalizowany do badań struktury atmosfery. Oba instrumenty mogą wykrywać metan niezależnie od siebie. TIMM 2 pozwala na wykrycie metanu w koncentracji niższej od 0.5 ppb, 20 razy niższej od pomiarów dostępnych obecnie. Ponadto pozwala na pomiary stosunku HDO/H2O, profilowanie zwartości aerozoli, poszukiwań innych substancji występujących w minimalnych koncentracjach, oraz badań zawartości izotopów w CO2. W przypadku CH4 instrument ten został przeznaczony do wykonania pierwszych pomiarów z orbity po spektrometrze PFS (Planetary Fourier Spectrometer) sondy Mars Express. W ten sposób pozwala na potwierdzenie detekcji dokonanych z Ziemi i z PFS. Ponadto może potwierdzić zachodzenie zmienności koncentracji metanu w czasie. Nie jest to jednak pewne, ponieważ czas obserwacji Marsa będzie ograniczony. W przypadku HDO pozwala na wykonanie pierwszych jednoczesnych pomiarów HDO i H2O dostarczając pomiaru stosunku izotopowego D/H. Wcześniej HDO i H2O w atmosferze Marsa były obserwowane oddzielnie z Ziemi. Instrument pozwala też na uzyskanie ich profili pionowych. W przypadku badań aerozoli pozwala na uzyskanie profili pionowych zmian ich właściwości optycznych w szerokim zakresie spektralnym. Pozwala tym samym na określenie rozkładu ich wielkości. Razem z AOST daje możliwość określenia stosunku pomiędzy nieprzezroczystością atmosfery w zakresie optycznym a nieprzezroczystością w zakresie podczerwieni cieplnej.
Instrument TIMM 2 znajduje się na korpusie sondy Phobos-Grunt, po wewnętrzne stronie jednego z paneli bocznych, od strony instrumentu MANAGA. Jest to spektrometr typu Echelle. Konstrukcja instrumentu opiera się na kanale SOIR (Solar Occultation at Infrared Channel) instrumentu SPICAV (Spectroscopy for Investigation of Characteristics of the Atmosphere of Venus) sondy Venus Express. Podobne urządzenie (RUSALKA) zastosowano też na Międzynarodowej Stacji Kosmicznej. TIMM 2 jest kompaktową modyfikacją kanału SOIR. Masa urządzenia wynosi 2830 g, a pobór mocy - 12 W (pobór mocy w okresie bezczynności - 2 W). Wymiary instrumentu wynoszą 262 x 165 x 139 mm. Maksymalna szybkość wymiany danych wynosi 40 kbps. W czasie jednej sesji można uzyskać 22 Mb danych. W skład instrumentu wchodzi główny spektrometr, pięć dodatkowych układów fotometrycznych oraz system elektroniczny. Głównymi czynnikami które zdefiniowały jego konstrukcję były: konieczność uzyskania rozdzielczości spektralnej wystarczającej do wykrycia metanu oraz określenia stosunku HDO/H2O; krótki czas projektowania i ścisły budżet; oraz bardzo mała przestrzeń dostępna na sondzie powodująca, że maksymalna szerokość urządzenia nie mogła być dużo większa od 260 mm.
Główny system spektrometryczny pracuje w całkowitym zakresie spektralnym 2 400 - 4 200 nm z rozdzielczością spektralną 20 000 w całym obszarze. Jest on podzielony na 14 pasm spektralnych o szerokości 14 - 23.5 nm. Pole widzenia ma wymiary 1.5 x 21 minut kątowych, co z okolic orbity Phobosa odpowiada fragmentowi krawędzi tarczy Marsa o wymiarach 60 x 2 km. Jest ono zdefiniowane przez wymiary szczeliny wejściowej spektrometru. W skład tego elementu wchodzi optyka wejściowa, filtr akustooptyczny (Acousto-Optic Tunable Filter - AOTF), oraz spektrometr Echelle (Echelle Spectrometer). Świtało wchodzące do tej części instrumentu przechodzi przez układ optyczny w postaci teleskopu Cassegraina. Jego zwierciadła zostały wykonane z aluminium. Następnie przechodzi przez soczewkę i pada na filtr AOTF pozwalający na wybranie zakresu spektralnego kierowanego do spektrometru. AOTF składa się z kryształu TeO2 na który działa się falami akustycznymi o częstotliwości 20 - 40 MHz. Fale akustyczne przenikające kryształ powodują, że działa on podobnie jak siatka dyfrakcyjna. Efektywność wynosi tutaj 40% przy 3 390 nm. Fala jest wytwarzana w krysztale piezoelektrycznym przymocowanym do kryształu tlenku telluru przez syntezator częstotliwości radiowych. Element ten został przygotowany specjalnie na potrzeby instrumentu. Po przejściu przez AOTF światło przechodzi przez kolejną soczewkę i jest odbijane przez małe zwierciadło na szczelinę wejściową spektrometru Echelle. W jego obrębie jest odbijane na kolimator. Następnie pada na siatkę dyfrakcyjną. Została ona dostarczona przez firmę Newport RGL. Zawiera 24.355 szczeliny na milimetr. Jest ścięta pod kątem 70 stopni. Jej obszar roboczy ma wymiary 46 x 96 mm. Po odbiciu od siatki światło ponownie pada na kolimator i jest odbijane na detektor. W urządzeniu zastosowano detektor w postaci macierzy HgCdTe SOFRADIR MCT o wymiarach 256 x 320 pikseli. Pojedynczy piksel ma wymiary 30 x 30 µm. Detektor ten jest chłodzony za pomocą chłodziarki produkcji Ricor LDT.
Spektrometr instrumentu TIMM 2 jest przeznaczony do wykonywania obserwacji zakryciowych, obejmujących Słońce w czasie gdy chowa się ono za tarczą Marsa. Rejestracja linii absorpcyjnych gazów atmosferycznych w świetle Słońca pozwala wtedy na wyszukanie nawet bardzo rozrzedzonych składników. Szczelina wejściowa spektrometru jest wtedy ustawiona równolegle do krawędzi tarczy planety. Rozdzielczość spektralna jest tutaj 10 razy większa niż w przypadku AOST. Obserwacje takie pozwalają na bardzo precyzyjne pomiary zawartości metanu. Ponadto pozwalają profilować zawartość D/H, H2O, O3, CO i CO2. Możliwe są też poszukiwania nie wykrytych do tej pory gazów wiążących się z aktywnością geofizyczną lub charakterystycznych dla aktywności biologicznej.
Pięć kanałów fotometrycznych pracuje niezależnie od spektrometru. Rozciągają one pomiary wykonywane za pomocą urządzenia w zakres ultrafioletu i światła widzialnego, co pozwala na dobre scharakteryzowanie właściwości optycznych aerozoli w atmosferze Marsa. Całkowity zakres spektralny ich pracy to 250 - 1500 nm. Rozdzielczość spektralna znajduje się tu w zakresie 30 - 150. Kanały te pracują w pasmach 250 nm (ozon), 340 nm ozon i aerozole), 990 nm (aerozole), 1550 nm (aerozole), oraz 550 nm (kontrola pozycjonowania instrumentu). Szerokość poszczególnych pasm wynosi 10, 10, 10, 12 i 1 nm.. Pole widzenia w pierwszych czterech wypadkach ma szerokość 3.5 minuty kątowej, co z okolic orbity Phobosa odpowiada rozdzielczości 10 km na krawędzi tarczy Marsa. Średnice otworów wejściowych są różne - dla kanałów badawczych wynoszą odpowiednio 11, 8, 3 i 3 mm. Pole widzenia jest określone przez diafragmę o średnicy 100 µm. Kanał do kontroli pozycjonowania posiada otwór o średnicy 3 mm bez diafragmy. Detektorami w pierwszych trzech kanałach są fotodiody krzemowe Hamamatsu S1336-5BQ o wymiarach 2 x 2 mm. W czwartym kanale detektorem jest fotodioda InGaAs G8370-01 Hamamatsu o średnicy 1 mm. Kanał do kontroli pozycjonowania posiada detektor w postaci czterech diod krzemowych o wymiarach 1 x 1 mm.
System elektroniczny instrumentu pozwala na kontrolę i monitoring jego pracy, wymianę danych oraz zarządzanie komendami. Posiada pamięć RAM o pojemności 8 Kb, FIFO 256 Kb, oraz pamięć Flash 256 Mb.
Instrument TIMM 2 został opracowany przez IKI we współpracy z laboratorium LATMOS we Francji. Został on dodany do misji po jej opóźnieniu do 2011 roku. Zastąpił planowany wcześniej rosyjsko - włoski system obrazujący w zakresie podczerwieni i korzysta z zapewnionych dla niego możliwości zasilania i wymiany danych. Wcześniejszy instrument miał pozwolić na określenie składu mineralogicznego i petrologicznego różnych fragmentów powierzchni Phobosa, badania temperatury powierzchni Phobosa i zmienności właściwości cieplnych w czasie. Po jego wymianie akronim TIMM (od nazwy Thermal Infrared Mulispectral Mapper) został pozostawiony, chociaż nie opisuje on zasady pracy i funkcji obecnego instrumentu. Urządzenie zostało dostarczone do NPO Lavochkin w licu 2011r. W sierpniu zostało oficjalnie dodane do zestawu instrumentów. We wrześniu przeszło testy po zainstalowaniu na sondzie.
-
TVSNG
System kamer nawigacyjnych służy do nawigacji w niewielkiej odległości od Phobosa oraz do ostatecznego wyboru miejsca lądowania. Ponadto posiada szereg celów naukowych. Są to: dostarczenie zdjęć pozwalających na uściślenie modelu kształtu oraz map reliefowych i geologicznych Phobosa; umożliwienie dokładnego scharakteryzowania utworów powierzchniowych; badania przestrzennych różnic w odbijalności powierzchni i wyprowadzenie z nich właściwości regolitu; uściślenie masy i położenia środka ciężkości księżyca; oraz detekcja i charakteryzacja możliwego rozrzedzonego pierścienia pyłowego wokół Marsa. Okresowo system ten umożliwi też obserwacje atmosfery Marsa. System pozwoli na uzyskanie zdjęć o rozdzielczości do 1 metra z orbity kwazisynchronicznej. W trakcie lądowania najlepsze obrazy mogą mieć rozdzielczość rzędu centymetrów. Pozwoli to więc na precyzyjne badania form powierzchniowych oraz charakterystyk regolitu. Obserwacje przy różnych kątach fazowych pozwolą na badania zmian w odbijalności i ustalenie takich parametrów jak znormalizowane albedo, wielkość ziaren regolitu, oraz szorstkość powierzchni w skalach mniejszych od piksela (poprzez wykorzystanie modelu rozpraszania światła na nierównej powierzchni). Masa i środek ciężkości zostaną ustalone na podstawie dynamiki sondy w pobliżu Phobosa. Powoli to też na ustalenie stopnia niejednorodności budowy wewnętrznej. Będą to dane bardzo istotne dla badań geologii i pochodzenia Phobosa. Znacznie uzupełnią inne pomiary sondy. Ponadto interesujące będą poszukiwania przewidywanego teoretycznie pierścienia pyłowego wokół Marsa. Sonda będzie znajdowała się w pobliżu orbity Phobosa przez długi okres, więc kamery będą mogły zarejestrować ewentualny pierścień i pozwolić na oszacowanie właściwości tworzących go drobin. Pojedyncze cząstki mogą zostać zaobserwowane jako jasne punkty niezgodne z katalogami gwiazd. Na krótkich odległościach (mniejszych od 100 długości ogniskowej) rozmiar nieostrego obrazu cząstki może pozwolić na wyznaczenie odległości do niej, a wraz z natężeniem światła - na ustalenie jej wielkości. Stopień rozmycia obrazu może pozwolić na wyznaczenie jej szybkości. To natomiast pozwoli na rozróżnienie cząstek wchodzących w skład pierścienia od cząstek pyłu międzyplanetarnego o wyższych szybkościach. Do celów nawigacyjnych systemu zaliczają się: ustalanie parametrów orbity okołomarsjańskiej na potrzemy manewrów; uściślenie parametrów orbity Phobosa; wyznaczenie strefy lądowania; oraz pomiary odległości od powierzchni i względnej szybkości w trakcie lądowania.
W skład systemu TVSNG wchodzą dwie kamery wąskokątne (Narrow Angle Cameras - NACs) oraz dwie kamery szerokokątne (Wide Angle Cameras - WACs). Są one rozmieszczone po bokach lądownika, na wewnętrznych stronach paneli bocznych, w dolnej części konstrukcji pojazdu. Dzieli je odległość około 2 metrów. Pozwoli to na obrazowanie stereoskopowe w trakcie lądowania. Wszystkie kamery mają własne procesory. Przesyłają dane do pokładowego systemu komputerowego (Onboard Computer System - OCS). W celu usytuowania pomiarów TVSNG w bezwładnościowym układzie współrzędnych stosowane są dwa szperacze gwiazd BOKZ-MF połączone z każdą parą NAC/WAC. Ich pola widzenia nie pokrywają się, co pozwala na odpowiednie usytuowanie ich osi optycznych względem Słońca i Marsa.
Kamery NAC charakteryzują się długością ogniskowej 500 mm. Stosunek ogniskowej to 1 : 7. Pracują w zakresie spektralnym 0.4 - 1.0 µm. Detektorem jest CCD Kodak-1020 o wymiarach powierzchni aktywnej 1000 x 1000 pikseli. Pojedynczy piksel ma szerokość 7.4 µm. Rozdzielczość kątowa to 3.05 sekundy kątowej. Pole widzenia na szerokość 0.85 stopnia. Pamięć Flash ma objętość 16 Mb. Masa jednostki wynosi 2.8 kg, a pobór mocy - 8 W.
Kamery WAC charakteryzują się długością ogniskowej 18 mm. Stosunek ogniskowej to 1 : 2. Pracują w zakresie spektralnym 0.4 - 1.0 µm. Detektorem jest CCD Kodak-1020 o wymiarach powierzchni aktywnej 1000 x 1000 pikseli. Pojedynczy piksel ma szerokość 7.4 µm. Rozdzielczość kątowa to 84.8 sekundy kątowej. Pole widzenia na szerokość 23.3 stopnia. Pamięć Flash ma objętość 16 Mb. Masa jednostki wynosi 1.6 kg, a pobór mocy - 8 W.
System może pracować w 3 trybach: obrazowania gwiazd (Stars Imaging Mode); obrazowania sekwencyjnego (Sequential Imaging Mode); oraz obrazowania w trakcie lądowania (Landing Imaging Mode).
Tryb obrazowania gwiazd służy do nawigacji (fotografowania Marsa i Phobosa na tle gwiazd), poszukiwania cząstek pyłu oraz kalibracji geometrycznej kamery. W jego ramach każda z kamer działa niezależnie. Każda wykonuje do 1000 zdjęć o zadanych parametrach (czas startu, przerwy między zdjęciami, długość ekspozycji, rozmiar zdjęć). Ze zdjęć wyodrębniane są obiekty o jasności znacznie wyższej od tła i dane te są gromadzone w pamięci kamery. Po wypełnieniu pamięci sesja zostaje zakończona. Kalibracja geometryczna polega na pomiarze parametrów kamery (długości ogniskowej, zaburzeń obrazu) oraz zgodności współrzędnych kamery i szperaczy gwiazd. Najlepsze warunki do kalibracji zapewni wycelowanie kamer w okolice równika galaktycznego. Obserwacje Marsa i Phobosa na tle gwiazd pozwolą na wyznaczenie kierunku do nich i określenie parametrów orbity. Obrazy Marsa i Phobosa będą wtedy prześwietlone. Zastosowane CCD umożliwi uzyskanie do 300 prześwietlonych obrazów w trakcie obserwacji. Do poszukiwań drobin pyłu najlepsze będą kamery NAC. Poszukiwania będą wymagały zyskania dużej ilości zdjęć, a do tego najlepszy jest tryb obserwacji gwiazd.
Tryb obrazowania sekwencyjnego pozwala na uzyskiwanie obrazów bez kompresji, niezależnie przez wszystkie kamery. W pamięci Flash każdej kamery można jednorazowo zapisać 12 obrazów pełnoklatkowych. Tryb ten służy do obrazowania powierzchni Phobosa w celach naukowych i nawigacyjnych oraz do wyboru ostatecznego miejsca lądowania. W czasie obrazowania powierzchni gwiazdy mogą nie być widoczne, więc do lokalizacji obrazów względem układu odniesienia posłużą szperacze gwiazd. Obrazy z orbity kwazisynchorniczej pozwolą na mapowanie księżyca z rozdzielczością lepszą o 1 - 2 rzędów wielkości od obecnych map. Ponadto możliwa będzie rekonstrukcja przestrzenna rzeźby terenu oparta na zdjęciach stereoskopowych przy rozdzielczościach mniejszym od 1 metra. Ponadto wykonane zostaną pomiary zmian w parametrach odbiciowych. Strefa lądowania zostanie wybrana na podstawie zdjęć o rozdzielczości około 0.5 metra. System kamer pozwoli na zobrazowanie stereoskopowe planowanego miejsca lądowania, uzyskanie mozaik, oraz uzyskanie kombinacji obrazów NAC i WAC stanowiących przejście pomiędzy zdjęciami wysokiej rozdzielczości a globalnymi modelami Phobosa.
W trybie obrazowania podczas lądowania wszystkie 4 kamery będą wykonywały zdjęcia synchronicznie. Tryb ten pozwoli na zapisywanie pełnych zdjęć w pamięci Flash, transmisję silnie skompresowanych zdjęć w czasie rzeczywistym, dostarczenie mapy obszaru lądowania która zostanie wykorzystana przez oprogramowanie sondy do ewentualnych korekt trajektorii, pomiary odległości do powierzchni, oraz pomiary przemieszczeń utworów powierzchniowych pozwalające na automatyczne oszacowanie szybkości poziomej (z uwzględnieniem zmian skali zdjęć i orientacji przestrzennej sondy). Pomiary odległości od powierzchni i szybkości będą danymi dodatkowymi w stosunku do pomiarów dokonywanych przez wysokościomierz laserowy i pomiary przesunięć dopplerowskich. Będą wykonywane ciągle od czasu opuszczenia orbity kwazisynchronicznej. Będą szczególnie istotne podczas zbliżania się do powierzchni na odcinku od 4 km do 800 m, oraz poniżej wysokości 300 m gdzie pozwolą na ewentualne autonomiczne korekty miejsca lądowania. Dla kamer NAC rozdzielczość spada około dwukrotnie poniżej wysokości 5 km na skutek rozogniskowania. Poniżej 1 km praktycznie nie zmienia się. Dla WAC dwukrotne pogorszenie rozdzielczości występuje poniżej 20 m. Minimalna rozdzielczość wynosi około 1 cm. W pamięci każdej kamery może zostać zapisanych 12 pełnych zdjęć. W trybie tym czas wykonywania zdjęcia i jego obróbki wynosi około 6 sekund. Cykle uzyskania zdjęć i ich zapisywania w pamięci Flash są rozdzielone. Odstępy pomiędzy rejestracjami zdjęć w pamięci zależą od programu lądowania i wybranej trajektorii. Skompresowane zdjęcia będą wysyłane do OCS co 20 cykli. Każda kamera podczas lądowania uzyska do 20 zdjęć. Na wysokości 300 - 200 m rozdzielczość kamer WAC wyniesie 13 - 9 cm. Zdjęcia te będą mogły zostać wykorzystane do automatycznego wyboru miejsca lądowania. Oprogramowanie wykona na ich bazie mapę pokazującą dogodność do lądowania różnych miejsc. Na tej podstawie wybrane zostanie płaskie miejsce lądowania. Mapa zostanie wygenerowana na bazie jednorodności fotometrycznej powierzchni, obecności cieni i wzajemnej bliskości większych nieregularności. Odległość do powierzchni będzie wyznaczana na podstawie par stereoskopowych wykonywanych przez poszczególne kamery NAC i WAC oddalone o 2 metry. Do wysokości 300 m mogą być używane obrazy z NAC. Jednak poniżej będą się pokrywać w stopniu przewyższającym 50%, więc stosowane będą kamery WAC. Błędy w wyznaczaniu odległości są spowodowane rozdzielczościami kamer oraz niedokładnościami w ich kalibracji geometrycznej. Na wysokości 4 - 0.8 km będą wynosiły 6% - 4% dla NAC. Na wysokości 200 - 50 m wyniosą 5% - 1% dla WAC. Pomiary szybkości poziomiej zostaną wykonane na podstawie przesunięć obiektów odniesienia na obrazach z jednej z kamer WAC. Kamery NAC nie są tutaj odpowiednie, ponieważ w czasie 6 sekund trwania cyklu uzyskiwania i przetwarzania obrazów obiekty odniesienia mogą wyjść z pola widzenia nawet na wysokościach kilku kilometrów. Obróbka zdjęć prowadząca do wyznaczenia szybkości będzie wykonywana przez OCS z uwzględnieniem zmian w orientacji sondy i odległości od powierzchni na których wykonywane były zdjęcia.
Dane z kamer będą archiwizowane zgodnie ze standardami PDS i NAIF/SPICE.
System TVSNG został opracowany przez IKI.
-
MicrOMEGA
Mikroskop i spektrometr MicrOmega pozwoli na wykonywanie mikrofotografii oraz analiz spektralnych próbek regolitu Phobosa. Pozwoli to na określenie mikrostruktury regolitu i jego składu chemicznego w skalach mikroskopowych. Informacje te przyczynią się do badań geologii miejsca lądowania i w konsekwencji pochodzenia Phobosa.
Nazwa urządzenia nawiązuje do instrumentu OMEGA (Observatoire Pour la Minéralogie, l'Eau, les Glaces et l'Activité) na sondach Mars 96 (utraconej podczas startu 16 listopada 1996 r) i Mars Express (wystrzelonej 2 czerwca 2003 r) - instrument MicrOmega został przygotowany przez tych samych wykonawców na bazie doświadczeń zgromadzonych przy pracach nad instrumentami OMEGA.
MicrOMEGA: KONFIGURACJA
Instrument MicrOmega znajduje się na panelu bocznym lądownika Phobos-Grunt. W jego skład wchodzi kanał światła widzialnego (MicrOmega Optical Channel - MicrOmega-Opt); oraz kanał podczerwoni (MicrOmega Infrared Channel - MicrOmega-Ir). Masa systemu to 2.5 kg. Oba elementy stanowią oddzielne jednostki. MicrOmega-Opt znajduje się przy podstawie manipulatora MS-1. MicrOmega-Ir znajduje się przy podstawie manipulatora MS-2.
MicrOMEGA: MicrOMEGA-Opt
Próbka regolitu przeznaczona do badań za pomocą MicrOmega-Opt jest wybierana na podstawie obrazów z kamery PanCam i pobierana przez jeden z manipulatorów. Następnie jest dostarczana do systemu serwisowego, umieszczonego równolegle do powierzchni gruntu. Jest wsypywana na tacę odbiorczą przymocowaną do osi silniczka. Za pomocą silniczka jest wsuwana do otworu wejściowego instrumentu. Po zakończonej analizie jest wysuwana z otworu wejściowego i odwracana. Pozwala to na usunięcie materiału, dzięki czemu instrument może sfotografować i przeanalizować wiele próbek.
Struktura podpierająca komponenty kanału MicrOmega-Opt jest wykonana z tytanu. Ma kształt stożkowaty. W najwęższym miejscu umieszczone jest szafirowe okno wejściowego. Jego pozycja jest ściśle ustalona i nie zmienia się znacząco wraz z wahaniami temperatury. Jest ustawione w płaszczyźnie ogniskowania. Wokół elementów optycznych wewnątrz stożka rozmieszczone są diody emitujące światło w 5 zakresach długości fal: 505, 600, 670, 750 i 880 nm. Pozwala to na określenie właściwości spektralnych badanej próbki. Diody są połączone w 5 grup rozmieszczonych symetrycznie. Każda z nich zawiera 3 diody pracujące w tym samym paśmie spektralnym. Kalibrację umożliwia cykliczne zmienianie parametrów emisji diod w czasie uruchamiania urządzenia.
Detektorem w MicrOmega-Opt jest CCD Thomson CSF TH 888A o wymiarach 1280 x 1024 piksele rejestrujący obraz monochromatyczny. Umożliwia wykonywanie zdjęć o zbliżonej jakości we wszystkich 5 zakresach. Poszczególne zdjęcia odpowiadają sobie geometrycznie. Każdy punkt obrazu jest więc rejestrowany osobno w każdej z 5 długości fal. Pozwala to na uzyskanie informacji na temat właściwości spektralnych (jasności przy oświetleniu za pomocą różnych długościach fal) poszczególnych obiektów w polu widzenia (odłamków skał i ziaren minerałów) i tym samym ma oszacowanie ich składu chemicznego na podstawie danych porównawczych.
MicrOMEGA: MicrOMEGA-Ir
Kanał MicrOmega-Ir wykorzystuje osobny układ optyczny z własną strukturą podpierającą. Próbka dostarczana do niego za pomocą manipulatorów jest umieszczana na systemie serwisowym a następnie obserwowana za pomocą instrumentu.
Urządzenie zostało zaprojektowane na potrzeby planowanego przez ESA łazika marsjańskiego Pasteur programu ExoMars z zastosowaniem rozwiązań użytych w mikroskopie CIVA/MI (Comet Infrared and Visible Analyser / Microscope) lądownika Philae sondy Rosetta. Instrument pozwala na obrazowanie mikroskopowe w polu o wielkości 5 x 5 milimetrów i z rozdzielczością przestrzenną 20 μm na piksel. W każdym pikselu obrazu otrzymywany jest spektrogram w zakresie spektralnym 0.9 - 3.2 μm w 500 kanałach. W wybranym zakresie spektralnych większość cząsteczek posiada specyficzne zakresy emitowanej energii (na skutek przejść elektromagnetycznych EM i oscylacji cząsteczek). Tak więc większość spodziewanych minerałów, lodów i związków organicznych może zostać zidentyfikowana na bazie kształtu i położenia linii spektralnych.
W skład instrumentu wchodzi: system detektora wraz z chłodziarką; system oświetlający; system elektroniki bliskiej, system optyczny systemu oświetlającego, system optyczny systemu detekcyjnego oraz elektronika główna. System oświetlający, detektor i układy optyczne znajdują się w strukturze mechanicznej mającej postać klatki złożonej z metalowych podłużnic na których zainstalowano panele zewnętrzne. System elektroniki bliskiej mieści się w dwóch prostopadłościennych obudowach przymocowanych do niej. Całość jest pokryta wielowarstwową izolacją termiczną.
System oświetlający pozwala na dostarczenie światła o określonej długości fali na próbkę znajdującą się bezpośrednio pod optyką systemu detekcyjnego. Światło białe jest dostarczane przez lampę znajdująca się w obudowie przymocowanej do obudowy detektora. Jest ono skupiane przez soczewkę i wchodzi do monochromatora w postaci filtra akustoptycznego (Acousto-Optical Tunable Filter). Jest to element dyspersyjny pozywający na uzyskanie spektrogramu. Ma on postać dwułomnego kryształu dwutlenku telluru (TeO2) o właściwościach piezoelektrycznych, na który działają fale akustyczne. Przenikają one kryształ powodując, że zmienia się jego współczynnik refrakcji. Światło przechodzące przez kryształ ulega rozpłoszeniu, tak więc działa on podobnie jak siatka dyfrakcyjna. Wykorzystywana jest tutaj niejednorodna dyfrakcja Bragga. Przepuszczana długość fali świetlnej jest funkcją częstotliwości przyłożonej fali akustycznej. Fala akustyczna jest wytwarzana w krysztale przez syntezator częstotliwości radiowych. Mieści się on na trzech płytach elektroniki - płycie syntezatora, miksera i wzmacniacza. Bezpośrednio na powierzchni kryształu umieszczono zestaw elektrod. Sukcesywne zmieniane częstotliwości fali akustycznej pozwala na uzyskanie szeregu różnych długości fal świetlnych oświetlających próbkę. Tak więc w ciągu kilku minut wytwarzana jest seria obrazów składających się na trójwymiarowy sześcian obejmujący informacje przestrzenne i spektralne (x, y, λ). W każdym pikselu obrazu tworzony jest więc spektrogram obejmujący tyle punktów danych ile zastosowano kroków podczas skanowania spektralnego dokonywanego za pomocą AOTF. Światło wychodzące z AOTF jest kolimowane przez soczewkę układu optycznego systemu oświetlającego. Następnie jest odbijane przez zwierciadło i skupiane przez kolejną soczewkę na szafirowym oknie wejściowym optyki systemu detekcyjnego.
Okno wejściowej optyki systemu detekcyjnego znajduje się na końcu stożka stykającego się bezpośrednio z próbką. Jest on przymocowany do tubusa zawierającego optykę obrazującą. Składa się ona z 5 soczewek. Skupiają one światło dobite od próbki na detektorze mieszczącym się w osobnej prostopadłościennej obudowie. Detektorem jest mamcież czuła na podczerwień wykonana z HgCdTe (Mercury-Cadmium-Telluride Array - MCT). Ma wymiary 128 x 128 pikseli. Jest ona chłodzona do temperatury 110 K przez miniaturową chłodziarkę kriogeniczną Ricor K508 znajdującą się bezpośrednio przy obudowie detektora. Pozwala to na ograniczenie prądu ciemnego i umożliwia pracę w zakresie spektralnym do ponad 3 μm. Elementy wewnątrz urządzenia zachowują się jak ciało doskonale czarne i emitują fotony cieplnego promieniowania podczerwonego. Ponieważ nie wszystkie komponenty można schłodzić, obserwowane pole musiało zostać zmniejszone. Efekt cieplny został zredukowany przez dodanie pomiędzy zestaw optyczny i detektor przegrody schłodzonej do temperatury 250 K. Detektor został dostarczony przez firmę Sofradir z Palaiseau we Francji.
MicrOmega-Ir umożliwia rejestrację spektrum światła odbitego w każdym pikselu obrazu. Jednak jego działanie jest uzależnione od długości fali. Konieczna jest więc kalibracja względem celu odniesienia (odpowiadająca ustawieniu bieli). Ponadto sygnał odbierany przez detektor nie zawiera tylko światła dobitego od próbki, ale również 3 inne komponenty - prąd ciemny, efekt termiczny oraz światło rozproszone w obrębie monochromatora. Efekty te są odejmowane od całkowitego zarejestrowanego sygnału. Następnie od uzyskanych danych odejmowany jest sygnał uzyskany przy pomiarze celu odniesienia.
Sygnał z detektora jest obrabiany przez elektronikę bliską. Kontroluje ona również pracę detektora, lampy, generatora RF i systemu chłodzącego.
Instrument MicrOmega współdzieli system elektroniczny z kamerami PanCam i STEREO. Pozwala na gromadzenie i przetwarzanie danych oraz kontrolę stanu instrumentu i programowanie jego działania. Układ obróbki obrazu jest oparty na programowalnej macierzy logicznej (Programmed Logic Matrix - PLM). Pozwala on na wycinanie subklatek, wstępna obróbkę zdjęć, a także ich kompresję. Jednostka elektroniki zawiera też zasilacz. Dla MicrOmega pozwala też na kontrolowanie działania systemów mechanicznych oraz diod.
Instrument został opracowany przez IKI, RASTR Technology Company oraz Instytut Fizyki Kosmicznej i Astrofizyki (Institut d'Astrophysique Spatiale - IAS) w Paryżu. Kanał podczerwieni został dodany do urządzenia po opóźnieniu misji do 2011 r. Został również użyty na lądowniku MASCOT sondy Hayabusa 2.
-
PanCam
Kamera panoramiczna pozwala na obrazowanie terenu po lądowaniu na Phobosie. Do jej celów zaliczają się: scharakteryzowanie miejsca lądowania pod względem geomorfologii; umożliwienie zaplanowania procedury pobierania próbek, w tym trajektorii manipulatora sondy; umożliwienie wybrania miejsca poboru próbek regolitu i odłamków skalnych do dostarczenia do kapsuły powrotnej; wybór próbek dla instrumentów analitycznych; oraz wybór celów do badań za pomocą spektrometru MIMOS.
Zestaw PanCam składa się z dwóch głowic kamer. Są one umieszczone na obu manipulatorach sondy - MS-1 i MS-2. Manipulatory umożliwią odpowiednie pozycjonowanie kamer podczas fotografowania terenu. Ponadto umieszczenie kamer na manipulatorze pozwoli na dobre sfotografowanie celu przed pobraniem próbki. Umożliwi to ewentualne wprowadzenie poprawek ustawienia ramienia przed pobraniem materiału. Podobne podejście zastosowano w przypadku lądownika Beagle 2. Obrazy z kamer mogą być automatycznie analizowane przez oprogramowanie pokładowe, co może umożliwić samodzielne pobranie próbki w sytuacji awaryjnej.
Konstrukcja głowic PanCam jest oparta na instrumentach ROLIS i CIVA lądownika Philae. Każda z nich ma masę 0.45 kg. Światło jest skupiane przez układ optyczny o długości ogniskowej 12.4 mm. Obraz produkuje detektor CCD Thomson CFS TH 888A o wymiarach 1280 x 1024 piksele.
Instrument pracuje w 3 pasmach spektralnych: 0.45 +/- 0.05 mikrometra; 0.65 +/- 0.05 mikrometra; oraz 0.95 +/- 0.05 mikrometra. Rozdzielczość wynosi 3 minuty kątowe na piksel. Zakres dynamiczny to około 1000.
Urządzenie współdzieli jednostkę elektroniki z instrumentami MicrOMEGA i STEREO.
Instrument został opracowany przy współpracy IKI i Leningradzki Instytut Mechaniki Precyzyjnej i Optyki LITMO we współpracy z Francją.
-
STEREO
Kamera stereoskopowa podobnie jak PanCam pozwala na obrazowanie terenu po lądowaniu na Phobosie. Jej ogólne cele pokrywają się z celami PanCam. Jest to scharakteryzowanie miejsca lądowania pod względem geomorfologii; umożliwienie zaplanowania procedury pobierania próbek, w tym trajektorii manipulatora sondy; umożliwienie wybrania miejsca poboru próbek regolitu i odłamków skalnych do dostarczenia do kapsuły powrotnej; wybór próbek dla instrumentów analitycznych; oraz wybór celów do badań za pomocą spektrometru MIMOS. Kamera ta pozwala na zbudowanie modelu ukształtowania powierzchni w obszarze roboczym manipulatorów sondy. Będzie on bardzo przydatny podczas planowania procedur pobierania próbek w wytypowanych miejscach.
Zestaw STEREO znajduje się na korpusie sondy. Składa się z dwóch głowic umieszczonych we wspólnej strukturze mechanicznej. Są one oddalone od siebie o 80 mm. Złożenie obrazów z obu głowic pozwala na uzyskanie obrazów stereoskopowych. Ich analiza numeryczna pozwala na opracowanie modeli DEM powierzchni.
Konstrukcja głowic jest zbliżona do głowic kamer PanCam. Opiera się na instrumentach ROLIS i CIVA lądownika Philae. Zastsowano w nich taki sam detektor CCD jak w PanCam - Thomson CFS TH 888A o wymiarach 1280 x 1024 piksele.
Urządzenie współdzieli jednostkę elektroniki z instrumentami MicrOMEGA i PanCam.
Instrument został opracowany przy współpracy IKI i Leningradzki Instytut Mechaniki Precyzyjnej i Optyki LITMO we współpracy z Francją.
-
Libration Package
Pakiet do pomiarów libracji ma na celu precyzyjne wyznaczenie zaburzeń ruchu obrotowego Phobosa. Pozwoli to na badania struktury wewnętrznej księżyca pod kątem nieregularności w rozkładzie masy, określenie lokalizacji środka ciężkości układu Phobos - Mars i bezwładności księżyca, oszacowanie jego gęstości niezależnie od innych metod, oraz określenie nieregularności w jego ruchu orbitalnym. Pomiary takie odniesione do modeli wychwytu obiektów przez planetę pozwolą na stwierdzenie, czy możliwe jest, że Phobos był kiedyś planetoidą. Ponadto razem z pomiarami radiowymi wykonywanymi w ramach eksperymentu PRIDE-Phobos pozwolą na uściślenie efemeryd Phobosa.
Pakiet do pomiarów libracji umożliwia określenie libracji fizycznej, rozumianej jako kątowe oscylacje Phobosa względem Marsa (a dokładniej środka masy układu Mars - Phobos). Innymi słowy jest to zjawisko zaburzenia stałego ustawienia jednej z półkul księżyca względem planety. Eksperyment polega na precyzyjnym śledzeniu położenia sondy po lądowaniu na powierzchni księżyca. Służy do tego szperacz gwiazd (Star Tracker - ST) oraz sensor Słońca (Sun Sensor - SS) precyzyjnie przyłączone do lądownika za pomocą ramy montażowej. Są one położone obok siebie. Ich osie są skierowane w tą samą stronę. Każdy sensor jest kompaktową jednostką zawierającą układ optyczny, układ detektora, system obróbki danych z odpowiednim oprogramowaniem i zasilacz. Całość jest umieszczona we wspólnej obudowie. Sensory są umieszczone na jednym z paneli bocznym lądownika, na jego górnym skraju, nad pakietem GAP. Zastosowanie dwóch sensorów pozwala na pomiary w trakcie całej orbity. ST służy do pomiarów na nocnej stronie orbity i na fragmencie dziennym przy niskim położeniu Słońca nad horyzontem. SS działa natomiast na dzienne części orbity gdy Słońce jest wysoko nad horyzontem. Cały zestaw charakteryzuje się poborem mocy na poziomie 3.5 W. Jest zasilany z sieci elektrycznej lądownika 28.5 +/- 1.35 V. Masa każdej jednostki wynosi około 500 g. Zakres temperatur w których może pracować to od -50°C do +40°C.
Sensor ST jest miniaturową kamerą CCD wyposażoną w detektor o wymiarach 1024 x 1024 piksele. Uzyskuje obraz gwiazd, wyodrębnia obrazy poszczególnych obiektów, filtruje dane w celu odrzucenia fałszywych obiektów, wykonuje obróbkę analogową każdego obrazu gwiazdy w celu poprawienia dokładności pomiaru, automatycznie identyfikuje gwiazdy według katalogu w wewnętrznej pamięci (opiera się to na wzajemnych położeniach gwiazd), określa orientację poszczególnych osi urządzenia względem zidentyfikowanych gwiazd, gromadzi dane i okresowo przesyła je do systemu zarządzającego instrumentami sondy. W kamerze zastosowano detektor monochromatyczny z filtrem neutralnym, co poprawia czułość urządzenia. Pole widzenia ma szerokość około 40 stopni. Nie jest zasłaniane przez żadne komponenty sondy. Obraz z CCD jest obrabiany przez wewnętrzny procesor ST. Duży rozmiar detektora znacznie obniża tępo obróbki danych. W tym celu zastosowano jednak szybki kontroler amerykańskiej firmy Analog Devices, Inc. Cały proces pomiaru i obróbki danych w normalnym trybie jest powtarzany co 5 - 10 s co pozwala na uzyskanie ciągłych pomiarów oscylacji kątowych Phobosa. Maksymalna częstotliwość pomiarów wynosi 2 Hz. Oś optyczna (oś X) jest prostopadła do płyty montażowej urządzenia. System ten może działać w kilku trybach, które można zmieniać określonymi komendami.
Sensor SS jest kamerą CCD zbudowaną podobnie jak ST. Zawiera detektor o wymiarach 1024 x 1024 piksele. Zasada pomiaru i jego procedura jest bardzo podobna. Zamiast obrazu gwiazd jest wykorzystywany obraz tarczy Słońca. Urządzenie automatycznie wyznacza pozycję środka obrazu tarczy i obrabia je w sposób zbliżony do obrazów gwiazd. Program wykonujący obróbkę jest jednak zmodyfikowany tak, że uwzględnia dosyć duży rozmiar obrazu tarczy Słońca. W układzie optycznym zastosowano inną soczewkę, dlatego też pole widzenia różni się rozmiarem do pola widzenia ST. Ma ono postać półsfery. Ponadto użyto silnego filtra zmniejszającego ilość światła trafiającego na detektor.
Płyta montażowa obu sensorów pozwala na ich precyzyjnie zainstalowane na sondzie. W czasie misji nie jest konieczne ich pozycjonowanie. Precyzyjne zorientowanie osi instrumentów jest konieczne przy obróbce danych i ich interpretacji. Sprawdzenie właściwej orientacji osi jest dokonywane przez jednoczesne pomiary za pomocą obu sensorów gdy Słońce znajduje się nisko nad horyzontem w czasie wschodu.
Instrument został opracowany przez IKI oraz Leningradzki Instytut Mechaniki Precyzyjnej i Optyki LITMO.
-
PhPMS
System do pomiarów właściwości plazmy i pola magnetycznego jest zestawem sensorów służących do badań otoczenia plazmowego. Pozwala na zmierzenie takich parametrów jak rozmieszczenie przestrzenne protonów, elektronów i jonów; natężenia stałego i zmiennego pola magnetycznego; oraz fluktuacji pola magnetycznego oraz ładunku plazmy. Jego zasadniczym celem naukowym jest scharakteryzowanie oddziaływań plazmy w okolicach Marsa z wiatrem słonecznym. Do tej pory zagadnienie to było badane tylko przez krótki czas w czasie misji Phobos 2 za pomocą instrumentu ASPERA, w trakcie misji Mars Express na orbicie silnie eliptycznej (instrument ASPERA) oraz MGS na niskiej orbicie mapującej (instrument MAGER). W trakcie misji Phobos-Grunt pomiary takie zostaną wykonane w strefie równikowej Marsa oraz w okolicach Phobosa i na jego powierzchni.
PhPMS: KONFIGURACJA
Komponenty systemu PhPMS są umieszczone w różnych częściach lądownika Phobos - Grunt. W skład tego układu wchodzą następujące komponenty: magnetometr transduktorowy (Fluxgate Magnetometer - FGM); magnetometr zwojowy (Search Coil Magnetometer - SCM); detektor jonów (Detector for Ions at Mars - DIM); sensor jonów i elektronów (Ion and Electron Sensor - IES); sensor jonów planetarnych (Planetary Ion Sensor - PIS); oraz jednostka obróbki danych (Digital Processing Unit - DPU). Całkowita masa systemu wynosi 3 kg.
PhPMS: FGM
Magnetometr FGM służy do rejestracji stałego pola magnetycznego, umożliwiając badania struktury szczątkowej magnetosfery Marsa. Znajduje się na blokadzie paneli słonecznych lądownika. Składa się z pierścienia wykonanego z materiału który łatwo się magnesuje. Wokół takiego rodzenia nawinięta jest zwojnica. Przez zwojnicę przepuszczany jest zmienny prąd elektryczny. Powoduje on wygenerowanie pola magnetycznego w rdzeniu. Ma ono znaną wartość. Mierzone zewnętrzne pole magnetyczne zaburza symetrię pola indukowanego. Pomiary wynikowego pola magnetycznego są wykonywane dzięki drugiej zwojnicy otaczającej rdzeń. Umożliwiają one obliczenie natężenia zewnętrznego pola magnetycznego.
PhPMS: SCM
Magnetometr SCM służy do rejestracji pola magnetycznego zmieniającego się w czasie. Tym samym pozwala na badania fal plazmowych. Znajduje się na blokadzie paneli słonecznych lądownika. Składa się ze zwojnicy miedzianej otaczającej rdzeń o wysokiej przenikalności magnetycznej. Rdzeń koncentruje linie sił pola magnetycznego (niosące fluktuacje) wewnątrz zwojnicy. Fluktuacje pola magnetycznego powodują powstanie ładunku i zmian napięcia wewnątrz zwojnicy. Zmiany napięcia są rejestrowane przez elektronikę instrumentu, dostarczając pomiaru zmian pola magnetycznego w otoczeniu.
Zestaw dwóch magnetometrów charakteryzuje się zasięgiem dynamicznym +/-1000 nanotesli i dokładnością pomiarów na poziomie 0.1 nT. Magnetometry zostały opracowane przy udziale instytucji z Rosji, Ukrainy i Niemiec.
PhPMS: DIM
Detektor jonów DIM pozwala na pomiary rozkładu przestrzennego jonów w funkcji ładunku na nukleon i energii. Tym samym jest przydatny do badań oddziaływaniu słonecznego z atmosferą i otoczeniem Marsa. Znajduje się na końcu jednego z paneli słonecznych. Jest standardowym analizatorem elektrostatycznym. W otworze wejściowym znajduje się deflektor w kształcie dzwona. Jest on złożony z dwóch płyt odchylających trajektorie jonów. Określa pole widzenia analizatora. Ma ono wymiary 360 x 160 stopni. Pomiary mogą być prowadzone w kierunku polarnym, ale nie w azymutalnym. Pole elektryczne pomiędzy płytami pozwala na rozdzielanie przybywających cząstek w zależności od kąta z którego nadlatują. Może być zmieniane w zakresie od -3 500V do 0V. Zmiany woltażu zmieniają kierunek pomiarów. Można je wykonywać w 8 sektorach. Pod deflektorem znajduje się właściwy analizator elektrostatyczny. Ma on postać kopuły złożonej z dwóch ścian. Do ściany wewnętrznej przyłożone jest napięcie zmieniane w zakresie od -3 500V do 20V. Napięcie na ścianie zewnętrznej wynosi 0V. Zmiany napięcia przykładanego do ściany wewnętrznej pozwalają na rozdział cząstek w zależności od ich energii. W zależności od napięcia do dalszej części urządzenia przechodzą cząstki których energie znajdują się w określonym przedziale. Urządzenie pracuje w zakresie 20 eV - 15 keV. Rozdzielczość pomiarów energii wynosi 7%. Masy jonów są określane z użyciem spektrometrii czasu przelotu cząstki (Time of Flight Spectrometry - TOF). Po przejściu przez analizator jony wchodzą do komórki TOF. Składa się ona z powierzchni START, powierzchni STOP oraz dwóch ceramicznych kanałowych powielaczy elektronów (Ceramic Channel Electron Multiplier - CCEM) będących detektorami. Jony uderzają w powierzchni START i powodują powstanie wtórnych elektronów. Są one zbierane przez CCEM START produkując impuls START. Następnie są odbijane na powierzchnię STOP. Wybijają tam wtórne elektrony zbierane przez CCEM STOP. Produkuje to impuls STOP. Czas pomiędzy impulsami pozwala na określenie szybkości jonów, a wraz z ich znaną energią - na określenie ich masy. Intensywność impulsu STOP pozwala też na określenie liczebności jonów. Urządzenie pozwala na zidentyfikowanie jonów o masach 1, 2, 4, 8, 16 i powyżej 32u (do 44u). Usuwanie słonecznego promieniowania UV umożliwia pułapka pochłaniająca fotony ultrafioletu.
Sensor jonów został opracowany przez Szwedzki Instytut Fizyki Kosmicznej (Swedish Institute for Space Physics - IRF) w Kirunie. Jest oparty na sensorze SWIM (Solar Wind Monitor) systemu SARA (Sub keV Atom Reflecting Analyzer) sondy Chandrayaan-1. Dwa identyczne sensory tego typu - YPP-i1, 2 (YPP Ion Analyzer 1, 2) zastosowano na sondzie Yinguho-1. Wchodzą tam w skład systemu YPP (Yinguho Plasma Package). Na tej konstrukcji bazuje też urządzenie MIPA (Miniature Ion Precipitation Analyzer) orbitera MPO (Mercury Planetry Orbiter) misji Bepi Colombo. Jest ono składnikiem systemu SERENA (Search for Exospheric Refilling and Emitted Natural Abundances). Inny instrument tej serii - PRIMA (PRISMA Ion Analyzer) zastosowano na szwedzkim satelicie inżynieryjnym PRISMA (Prototype Research Instruments and Space Mission Advancement) umieszczonym na orbicie 15 czerwca 2010r. Elektronika sensora została opracowana przez rosyjski Instytut Badań Kosmicznych IKI.
PhPMS: IES
Sensor jonów i elektronów IES pozwala na pomiary rozkładu przestrzennego jonów i elektronów o energiach w zakresie 10 eV - 20 KeV. Znajduje się na końcu jednego z paneli słonecznych. Opiera się na monitorze plazmy instrumentu ROMAP lądownika Philae. Jest analizatorem elektrostatycznym połączonym z ciemnią Faradaya. Powstał przy udziale Rosji i Niemiec.
PhPMS: PIS
Sensor jonów planetranych PIS pozwala na pomiary rozkładu przestrzennego jonów w zakresie energetycznym 3 eV - 3 KeV i w zakresie masowym 1 - 100 u. Rozdzielczość pomiarów masy jonów może być zmieniana w zakresie 2 - 50. Detektor ten mierzy rozkład przestrzenny wektorów szybkości cząstek, a ponadto wykonuje niezależne pomiary energii i rozkładu przestrzennego cząstek o różnych masach. Efektywnie odrzuca promieniowanie UV co zapewnia precyzyjne pomiary. Jego masa wynosi 1943 g. Jego wysokość to 120 mm. Podstawa ma wymiary 156 x 156 mm. Pobór mocy wynosi 3.5 W. Szybkość transmisji danych wynosi maksymalnie 2 kbps. Urządzenie znajduje się na końcu panelu słonecznego. Jest ustawione pod kątem 20 stopni w stosunku do osi pojazdu. Przed lądowaniem będzie zwykle zwrócony w kierunku Słońca. W czasie lotu wykona pomiary charakterystyk wiatru słonecznego, właściwości plazmy w strefie oddziaływań materii marsjańskiej z wiatrem słonecznym oraz właściwości plazmy w szczątkowej magnetosferze Marsa. Po lądowaniu na Phobosie wykona pomiary jonów powstających na skutek fotojonizacji atomów neutralnych wybitych z powierzchni księżyca. Tym samym przyczyni się do badań składu powierzchni Phobosa. Pierwotnie planowano lądowanie na stronie księżyca zwróconej w kierunku Marsa. W takim wypadku urządzenie to mogłoby monitorować jony emitowane z Marsa na skutek różnorodnych procesów. Obecnie jednak nie będzie to możliwe.
-
Sensor PIS wykorzystuje optykę elektrostatyczną z odpowiednio ukształtowanymi zwierciadłami pozwalają na pomiary rozkładu przestrzennego cząstek w zakresie kierunków 0 - 90 stopni przy użyciu detektora czułego na pozycję uderzenia cząstki. Pozwala on na zobrazowanie całej półkuli, charakteryzuje się niezaburzoną zależnością pomiędzy kierunkiem wejścia cząstki a miejscem uderzenia w detektor oraz zadowalającą rozdzielczością kątową. Urządzenie dostarcza kompletnego obrazu rozkładu cząstek w dwuwymiarowym przekroju, więc konieczne jest tylko wykonanie skanowania energii. Pozwala to na wiarygodne pomiary w szybko zmieniającym się środowisku plazmowym.
Selekcja energii wykrywanych cząstek, a także skanowanie energii jest wykonywane za pomocą analizatora elektrostatycznego (Electrostatic Analyzer - ESA) opartego na toroidalnym zwierciadle elektromagnetycznym. Pozwala na pomiary rozkładu wektorów szybkości cząstek. Jednocześnie stanowi też element spektrometru czasu przelotu (Time of Filight Spectrometer - TOF) pozwalającego na przeprowadzenie pomiarów dla jonów o różnych masach. Rozdzielczość pomiarów energii jonów z użyciem ESA wynosi około 10%. Jony wychodzące z obrębu ESA przechodzą przez wtórne zwierciadło elektrostatyczne które kieruje je na detektor. Obrazuje on pole widzenia instrumentu tak, że kierunek przybycia cząstki odpowiada pozycji na detektorze.
Rozdzielanie jonów względem mas umożliwia technika TOF. Jony w określonym przedziale energetycznym (wybranym za pomocą pola magnetycznego) są analizowane pod kątem stosunku energii do ładunku (E/q), a ich szybkości są odwrotnie proporcjonalne do kwadratu masy. Technika TOF pozwala na zmierzenie stosunku masy do ładunku (m/q) i oszacowanie masy jonów.
W skład spektrometru wchodzi brama elektrostatyczna oraz analizator ESA. Pomiar w trybie spektrometrycznym polega na otwarciu bramy elektrostatycznej prowadzącej do analizatora elektrostatycznego. Brama złożona jest z cienkich elektrod do których przykładane jest napięcie. W pozycji zamkniętej przyłożone jest do niej napięcie ujemne, a jony nie mogą trafić na szczelinę wejściową ESA. Po przyłożeniu napięcia dodatniego wchodzą do ESA w postaci wąskiej wiązki. Następnie trafiają na detektor w czasie proporcjonalnym do ich masy. W celu uzyskania wyższej rozdzielczości masowej szybkości przelotu jonów o takiej samej masie ale różnej szybkości początkowej są synchronizowane. Umożliwia to zwierciadło elektrostatyczne od którego jony odbijają się.
Gdy urządzenie znajduje się w trybie pomiarów przy określonej energii (a właściwie E/q) impulsy z detektora pojawiające się z pewnym opóźnieniem w stosunku do czasów otwarcia wrót są akumulowane w podstacji obrazu pola widzenia instrumentu dla określonych jonów. W celu uzyskania przestrzennego rozkładu jonów konieczne jest tylko jedno skanowanie energii, co pozwala na skrócenie czasu pomiarów. Pełny cykl pomiarów trwa 16 sekund.
Konfiguracja geometryczna spektrometru TOF pozwala na uzyskanie wysokiej wydajności odrzucania promieniowania UV. Umożliwia to duża odległość pomiędzy oknem wejściowym a detektorem (około 25 cm). Ponadto światło jest odbijane od komponentów ESA w czasie gdy propaguje w kierunku detektora.
Zwierciadło główne ESA ma postać elektrody o kształcie toroidalnym złożonej z płytek ustawionych w kierunku południkowym. Ich wewnętrzne skraje są odpowiednio wyprofilowane, co gwarantuje jej odpowiednie działanie. Konfiguracja taka zapewnia dostatecznie dobrą przejrzystość zwierciadła. Jego wymagany kształt przestrzenny nie mógłby zostać osiągnięty przy wykonaniu elektrody z przejrzystej siatki co byłoby optymalne.
Brama wejściowa spektrometru TOF była trudna do zaprojektowania. Zwykle elementy takie są płaskie. Tutaj musiała zostać zastosowana konstrukcja cylindryczna złożona z elektrod o minimalnej grubości i małymi szczelinami między nimi. Detektor jest złożony z dwóch płyt mikrokanałowych (Microchannel Plate - MCP) o średnicy 32 mm.
Detektor PIS używa dwóch źródeł wysokiego napięcia. Zasilacz optyki elektrostatycznej umożliwia uzyskanie 32 pomorów napięcia w zakresie od +3 V do +3 kV. Są one zmieniane po kolei. W wymienionym zakresie napięć są jednolicie rozmieszczone według skali logarytmicznie. Zasilacz detektora dostarcza kontrolowanego potencjału w zakresie od -1.5 do -3.0 kV. Generator impulsów napięcia w obrębie bramy wejściowej TOF dostarcza impulsów o amplitudzie 3 - 100 V. Ich sekwencja i czas trwania zależy od cyklu skanowania energii w danym programie działania urządzenia.
Sensor PIS został przygotowany przez naukowców z Rosji i Francji. Urządzenie o bardzo podobnej konfiguracji - kamerę jonów planetarnych (Planetary Ion Camera - PICAM) zastosowano na orbiterze MPO misji Bepi Colombo do Merkurego. Wchodzi tam w skład systemu SERENA (Search for Exospheric Refilling and Emitted Natural Abundances).
PhPMS: DPU
Jednostka elektroniki PhPMS DPU pozwala na ucyfrawianie danych ze wszystkich sensorów zestawu oraz ich kompresowanie i formatowanie. Ponadto kontroluje stan sensorów. Komunikuje się z systemem informatycznym wspólnym dla wszystkich instrumentów sondy. Za jego pośrednictwem odbiera komendy i wysyła uzyskane dane. Urządzenie to znajduje się na panelu bocznym lądownika, blisko instrumentu MANAGA oraz systemu komputerowego SSPIS. Zostało opracowane przy udziale ośrodków z Niemiec i Rosji.
-
PhGS
Spektrometr promieniowania gamma sondy Phobos-Grunt (ma na celu scharakteryzowanie składu regolitu na powierzchni Phobosa pod kątem zawartości głównych pierwiastków skałotwórczych (H, C, O, Al, Si, Ca, Ti, Mg, Fe) oraz naturalnych pierwiastków promieniotwórczych (Th, U, K). Pomiary takie obejmą warstwę regolitu do głębokości 1 - 2 metrów. Informacje te pozwolą na określenie rodzajów skał znajdujących się w miejscu lądowania. Będzie to istotne dla badań pochodzenia i ewolucji Phobosa jako obiektu zawierającego materię słabo zmienioną od czasu powstania Układu Słonecznego. Ostatecznie przyczyni się do badań wczesnych etapów formowania planet.
Instrument PhGS znajduje się na jednym z paneli bocznym lądownika Phobos - Grunt, na samym jego dole. Zasadą pomiarów jest rejestracja promieniowania gamma emitowanego przez tor, uran i potas oraz promieniowania gamma emitowanego na drodze oddziaływań jądrowych pomiędzy pierwiastkami skałotwórczymi a galaktycznym i słonecznym promieniowaniem kosmicznym. Rozpad pierwiastków promieniotwórczych dostarcza promieniowania w zakresie 0.1 - 3 MeV z ponad dwudziestoma liniami jądrowymi. Oddziaływania z promieniowaniem kosmicznym dostarczają emisji z dyskretnymi liniami w zakresie 8 - 9 MeV albo emisji ciągłej bez charakterystycznych linii. Ta ostatnia pochodzi z promieniowania hamowania, rozpadu mezonów 2-pi, oraz rozpraszania kwantów gamma w materiale. Natomiast emisja zawierająca linie powstaje w trakcie powrotu atomu wzbudzonego przez promieniowanie wysokoenergetyczne do stanu podstawowego albo pośredniego. Instrument wykorzystuje rejestrację charakterystycznych linii jądrowych do identyfikacji zarówno pierwiastków skałotwórczych jak i nuklidów promieniotwórczych. Dokonuje pomiarów w zakresie energetycznym 0.3 - 9 MeV. Dokładność pomiarów zawartości pierwiastków skałotwórczych wynosi 1 - 2%. Masa instrumentu wynosi 4.5 kg a pobór mocy - 8 W. Normalna szybkość produkcji danych to 2052.5 bita w okresie 30 minut. Urządzenie składa się ze spektrometru promieniowania gamma (Detecting Gamma Spectrometer - DGS) oraz wielokanałowego analizatora amplitudy impulsów z detektora (Amplitude Multichannel Analyzer - AMA).
Układ detektora DGS jest oparty na liczniku scyntylacyjnym w postaci kryształu CsI(Tl). Ma on średnicę 50 mm i wysokość 50 mm. Emisja świetlna z kryształu scyntylacyjnego jest proporcjonalna do energii uderzających w niego kwantów promieniowania gamma. Jest odbierana przez fotopowielacz i przekształcana w impuls elektryczny którego średnia amplituda jest proporcjonalna do energii intensywności świata i w konsekwencji do energii kwantu gamma. Sygnał jest wzmacniany przez wzmacniacz detektora i kierowany do analizatora AMA.
DGS zawiera ponadto układ dwóch krzemowych detektorów półprzewodnikowych odrzucających neutrony termalne, których uwzględnienie jest konieczne w trakcie obróbki danych. Może rejestrować neutrony o energiach do 0.4 eV. Detektory te posiadają własny przedwzmacniacz zależny od ładunku i wzmacniacz. Całkowita powierzchnia detektorów ma wielkość 4.5 centymetra kwadratowego. Ich przednie powierzchnie są pokryte cienkim filmem fluorku litu LiF (z izotopem Li6). Zasada pracy detektorów jest wykrywanie wtórnych jonów powstających w reakcji Li6(nα)H3. Sygnał elektryczny powstający na detektorach w postaci dodatnio spolaryzowanego impulsu tworzy sygnał wyjściowy na wzmacniaczu, który jest następnie przekazywany do generatora. Ten ostatni produkuje impuls elektryczny o standartowym kształcie i amplitudzie gdy sygnał z detektora przekroczy zadany próg detekcji. Ten ostatni jest ustalany na podstawie wartości promieniowania tła i wewnętrznego szumu układu odrzucającego neutrony. Sygnał z generatora jest następnie rejestrowany przez analizator AMA.
Analizator AMA jest jednostką elektroniki przetwarzająca sygnały z DGS. Tworzy on zestaw danych cyfrowych opasujących rozkład amplitud sygnałów z DGS, a w konsekwencji rozkład energii zarejestrowanych kwantów gamma. W zależności od trybu włączania i wyłączania poszczególnych instrumentów sondy dane są gromadzone w obrębie AMA albo wysyłane na bieżąco do systemu informatycznego obsługującego przyrządy pojazdu.
Instrument został opracowany przez Vernaski Institute of Geochemistry (GEOHI) w Rosji.
-
HEND
Detektor neutronów o wysokich energiach jest zestawem sensorów mierzących natężenie strumienia neutronów a także promieniowania gamma. Do jego celów naukowych zaliczają się: badania składu materiału powierzchniowego na Phobosie; poszukiwania wody tworzonej w regolicie przez wiatr słoneczny; oraz zbudowanie modelu promieniowania tła na powierzchni Phobosa oraz na orbicie okołomarsjańskiej.
Instrument HEND znajduje się na panelu bocznym lądownika Phobos-Grunt, blisko panelu słonecznego. Został opracowany przez IKI we współpracy z ESA. Jest on prototypem instrumentu MGNS (Mercury Gamma and Neutron Spectrometer) dla orbitera MPO misji BepiColombo. Konstrukcja urządzenia opiera się na detektorze neutronów sondy Mars Odyssey o tej samej nazwie. Główną modyfikacją jest dodanie dodatkowego spektrometru promieniowania gamma. Masa całego urządzenia wynosi 3.8 kg, a pobór mocy - 8 W. Instrument dokonuje pomiarów neutronów w całkowitym przedziale energii 0.4 eV - 15.0 MeV i promieniowania gamma o energiach 100 keV - 10 MeV.
Instrument pozwala na rejestrowanie promieniowania gamma powstającego podczas oddziaływań materiału powierzchniowego z promieniowaniem kosmicznym oraz emitowanego przez naturalne pierwiastki promieniotwórcze (K, Th, U). Na Phobosie galaktyczne promieniowanie kosmiczne może bezpośrednio oddziaływać z warstwą podpowierzchniową produkując wtórne neutrony. Neutrony te oddziałują z jądrami atomowymi w materiale powierzchniowym na drodze rozpraszania elastycznego i reakcji wychwytu, powodując emisję promieniowania gamma. Każdy pierwiastek posiada charakterystyczny dla siebie układ linii emisyjnych, co pozwala na jego zidentyfikowanie. Intensywność linii emisyjnych w zakresie gamma zależy od spektrum i intensywności emisji neutronów, dlatego też określenie gęstości spektralnej neutronów jest niezbędne do badań zawartości poszczególnych pierwiastków prowadzonych tą metodą. Ponadto spektrum energii neutronów wydostających się z podłoża zależy od jego składu. Neutron o masie m traci niewielką ilość energii, w przybliżeniu m/(M+m) zderzając się z jądrem atomowym o masie M. Gdy m = M cząstka traci połowę swojej energii. Jest to przypadek kolizji neutronu z atomem wodoru. Efekt taki sprawia, że nawet mała domieszka wodoru w materiale powierzchniowym powoduje spadek gęstości wydostających się z niego neutronów epitermalnych i wysokoenergetycznych przy jednoczesnym wzroście emisji neutronów termalnych. Detektory neutronów dostarczają więc zarówno danych potrzebnych do interpretacji wyników pomiarów promieniowania gamma, jak i pozwalających na ocenę składu podłoża pod kątem głównych pierwiastków, w tym wodoru. W przypadku Phobosa wodór jest wprowadzany do regolitu przez wiatr słoneczny. Następnie może utworzyć cząsteczki wody.
W skład instrumentu HEND wchodzą wchodzą dwa zespoły detekcyjne - spektrometr promieniowania gamma (Gamma-Ray Spectrometer - GRS) oraz spektrometr neutronów (Neutron Spectrometer - NS) uzupełniane przez segment logiczny (Digital and Logic Segment - DLS). Detektory znajdują się w 4 modułach połączonych w jedną jednostkę, zawierającą też system elektroniczny.
Spektrometr promieniowania gamma GRS obejmuje jeden detektor - SCD/G. Pozwala na przeprowadzenie bezpośredniej analizy spektrometrycznej składu materiału powierzchniowego pod kątem zawartości naturalnych pierwiastków promieniotwórczych (K, U i Th). Pozwala na uzyskanie spektrum emisji gamma zawierającej linie jądrowe charakterystyczne dla poszczególnych pierwiastków. Urządzenie to opiera się na liczniku scyntylacyjnym w postaci kryształu LaBr3. Jest to nowo opracowana technologia pomiarów promieniowania gamma. Pozwala na uzyskanie bardzo dobrej rozdzielczości spektralnej (3% przy 662 keV) pozwalającej na wyodrębnienie poszczególnych linii.
Spektrometr neutronów NS obejmuje 4 detektory neutronów - SD1, SD2, MD i SCD/N. Dodatkowo detektor neutronów o wysokich energiach (SCD/N) jest otoczony scyntylatorem plastikowym pozwalającym na odrzucanie szkodliwych cząstek (Anticoincidence Plastic Scintillator - APS), chroniącym jego aktywną część przed cząstkami naładowanymi z zewnątrz.
Układy SD1, SD2 i MD są identycznymi licznikami proporcjonalnymi zawierającymi hel-3. Wykorzystywana jest w nich reakcja He-3 + n = H-3 + p. Ucyfrawianie zliczeń z detektorów pozwala na wykrycie charakterystycznego dwupikowego spektrum energii H-3 i p. Pik przy 764 keV odpowiada całkowitej depozycji energii przez obie cząstki. Pik przy niższej energii, 191 keV odpowiada depozycji energii tylko przez H-3, gdy proton ucieka z objętości detekcyjnej. Wpływ szumu o niskiej amplitudzie może zostać wyeliminowany poprzez odpowiednie zaprogramowanie progu detekcji w zakresie niskich energii.
Detektory te dostarczają profili czasowych zliczeń neutronów. Są najbardziej czułe na neutrony termalne i epitermalne. Detektor SD1 jest otoczony osłoną z kadmu absorbującą wszystkie neutrony o energiach poniżej 0.4 eV. Detektor ten wykrywa więc neutrony epitermalne, o energiach powyżej tego progu. Detektor SD2 nie posiada osłony i wykrywa neutrony zarówno termalne jak i epitermalne. Różnica pomiędzy zliczeniami detektorów SD1 i SD2 odpowiada neutronom termalnym. Detektor MD znajduje się we wnętrzu grubej osłony z polietylenu, umieszczonej we wnętrzu osłony z kadmu. Zewnętrza osłona z kadmu odrzuca neutrony termalne z zewnątrz, a osłona wewnętrzna z polietylenu - neutrony epitermalne i wysokoenergetyczne.
Detektor SCD/N jest scyntylatorem Dostarcza spektrum energii zliczeń neutronów wysokoenergetycznych. Zastosowano w nim kryształ stylbenu. Wykorzystywana jest w nim reakcja n + H = n' + p. Energia powstających protonów przyjmuje przypadkowe wartości w zakresie od 0 do całkowitej energii neutronów. Protony te produkują błyski świetle w obrębie kryształu. Sensor stylbenowy jest otoczony scyntylatorem plastikowym APS odrzucającym protony z zewnątrz. Błyski świetlne wywoływane przez protony powstające w stylbenie są zewnętrznie obdzielane od błysków powstających na skutek elektronów produkowanych podczas oddziaływań z kwantami gamma. Służy do tego odpowiednia płyta elektroniki analogowej. Wykorzystano tutaj różnice w profilu czasowym pomiędzy błyskami wywoływanymi przez różne procesy.
Segment elektroniki DLS zawiera płyty elektroniki przeznaczonej do obróbki sygnału analogowego z sensorów, obróbki logicznej, gromadzenia danych, wymiany danych ze statkiem kosmicznym oraz zasilania za pomocą wysokiego i niskiego napięcia.
-
LWR
Radar fal długich służy do badań struktury powierzchni i warstwy podpowierzchniowej Phobosa. Może wykrywać poszczególne warstwy skalne do głębokości 100 metrów. Pomiary właściwości elektrofizycznych regolitu pozwolą na określenie gęstości warstw skalnych leżących pod powierzchnią, właściwości dielektrycznych regolitu w różnych miejscach pod trajektorią pojazdu, a także badania reliefu i szorstkości powierzchni. Pozwoli to na lepsze poznanie natury materiału powierzchniowego.
Instrument LWR znajduje się na panelu słonecznym lądownika Phobos-Grunt. Jego masa wynosi 3.5 kg, a normalny pobór mocy - 6 W (maksymalnie 20 - 25 W). Wykorzystuje on technikę impulsów z przesuwaniem fazy. Do tej pory nie została ona wypróbowana w badaniach planet, ale radary tego typu znajdowały się na sondach Phobos 1, Probos 2 i Mars 96.
Instrument składa się z modułu elektroniki zawierającego nadajnik i odbiornik, oraz anteny nadawczo - odbiorczej (oscylatora) połączonej z elektroniką za pomocą kabla. Antena ma kształt spłaszczonego podwójnego stożka. Jej wymiary wynoszą 1350 x 500 x 550 mm. Urządzenie emituje impulsy radiowe w zakresie 125 - 175 MHz. Sygnał po odbiciu od powierzchni albo od materiału podpowierzchniowego wraca do instrumentu. Zmiany jego parametrów niosą informacje na temat topografii powierzchni oraz właściwości fizycznych materiału który spowodował odbicie. Sygnał po odebraniu jest obrabiany w obrębie modułu elektroniki i wysyłany do systemu informatycznego obsługującego instrumenty sondy. Z powodu czasu potrzebnego na przełączenie z trybu nadawczego w odbiorczy istnieje minimalna odległość od powierzchni na której instrument może pracować. Na dużych wysokościach nie stanowi to problemu. Jednak podczas pomiarów na powierzchni spowoduje to, że sodowanie będzie rozpoczynało się od głębokości 60 metrów pod powierzchnią.
Moduł elektroniki oprócz nadajnika i odbiornika zawiera też adapter z anteną, syntetyzer częstotliwości, procesor pozwalający na wstępną obróbkę i kompresję danych, oraz pamięć RAM. Jest to niewielka, zintegrowana jednostka. Adapter z anteną pozwala na dostosowanie układu nadajnik - antena do maksymalnej mocy emitowanego impulsu przy każdej częstotliwości. Pozwala to na efektywne wykorzystanie ograniczonego zasobu energii.
Gdy sonda znajduje się w odległości około 100 km od powierzchni (albo mniej w czasie lądowania) wybrane fragmenty powierzchni są sondowane za pomocą impulsów o modulowanej fazie. Mają one długość 0.25 x
10^-6 - 0.25 ms. Dokładność pomiarów czasu powrotu sygnału wynosi 13 ns. W paśmie 50 MHz dokładność określania odległości do obiektu powodującego odbicie wynosi około 3 m. Amplituda i faza echa są określane równocześnie, co pozwala na kalibrację pomiaru przenikalności elektrycznej regolitu. Czas sesji sondowania jest uzależniony od trybu włączania i wyłączania kolejnych instrumentów sondy.
Intensywność sygnału odbitego od warstw podpowierzchniowych zależy głównie od zmniejszania się amplitudy wyemitowanego impulsu w trakcie penetrowania materiału. Uzależniona jest od tego głębokość penetracji. regolit ma niewielką przenikalność elektryczną, więc odbicia będą wytwarzane na ostrych granicach pomiędzy warstwami o różnej stałej dielektrycznej.
W czasie misji LPR wykona kilka rodzajów pomiarów. Na orbicie kwazisynchronicznej wykonane zostaną sondowania ogólnego przeznaczenia na stronie dziennej księżyca (tryb 1). Cykl taki będzie się składał z 4 pomiarów po 3 godziny. Ponadto wykonane zostaną dokładne sondowania wybranych regionów (tryb 2). Cykl będzie składał się z 6 5-minutowych pomiarów. W czasie lądowania przeprowadzone zostanie sondowanie trwające 10 minut, na wysokościach od 30 km do 1 km ponad powierzchnią (tryb 3). Kolejne sondowanie, trwające 10 minut odbędzie się na wysokościach od 1 km do 100 metrów (tryb 4). Po lądowaniu pomiary będą obejmować 4 sondowania trwające po 1 minutę. Jest to jednak opcjonalne zastosowanie instrumentu, dostępne gdy sonda posiada odpowiedni poziom zasilania. Pomiary mogą być wykonane gdy dolna strona sondy jest skierowana w stronę księżyca. Na orbicie kwazisynchronicznej będzie to możliwe tylko po stronie Phobosa oświetlonej przez słońce, ponieważ oś X sondy będzie musiała być skierowana na słońce w celu zapewnienia oświetlenia paneli słonecznych. Będzie to możliwe na połowie orbity okołomarsjańskiej.
W trybie 1 promień pierwszej strefy Frenshela na powierzchni z wysokości 100 km wyniesie 450 m. W celu wykonania sondowania w dwóch punktach w jej obrębie (odległych o 225 m) konieczne jest przeprowadzenie dwóch sondowań w odstępach 90 s. Spodziewana ilość danych to 64 kb na impuls (42.6 kb na minutę, 9.8 Mb na orbitę). Szybkość transmisji danych wynosi 700 bps.
W trybie 2, w celu uzyskania dokładnych informacji topograficznych i informacji na temat struktury podpowierzchniowej konieczne jest zastosowanie wysokiej szybkości pozyskiwania danych, około 7 próbek na sekundę. Szybkość transmisji danych wyniesie 10 kbps, co dostarczy 6 Mb w czasie 10 minut.
W trakcie pomiarów w czasie lądowania średnica pierwszej strefy Frenshela z wysokości 100 metrów wyniesie około 14 metrów. Sondowania będą wykonywane 2 razy na sekundę. Szybkość pozyskiwania danych wyniesie 2 próbki na sekundę. Dostarczy to 8 kb danych na sekundę (4.8 Mb na 10 minut). Ilość danych uzyskanych w trackie lądowania jest szacowana na 2.4 – 8 Mb. Będzie zależała od szybkości pionowej i poziomowej sondy w trakcie tego manewru.
Po lądowaniu LPR będzie mógł wykonać 3 rodzaje pomiarów. Po pierwsze będzie mógł przeprowadzać sondowania za pomocą pojedynczych impulsów. W czasie 5 minut dostarczy to 3 Mb danych. Głębokość sondowania wyniesie 100 - 250 metrów. Ponadto dostępny jest tryb sodowania za pomocą serii 255 impulsów. W czasie 5 minut dostarczy to 3004 Mb danych. Głębokość sondowania będzie taka sama jak poprzednio. Ostatnim sposobem pomiarów jest sondowanie za pomocą serii 8191 impulsów w czasie krótszym od 5 minut. Ilość uzyskanych danych to 3 - 10 Mb.
Instrument LWR został opracowany przez Kotelnikov Institute of Radio Engineering and Electronics (Kotelnikov IRE RAN) w Rosji.
-
MIMOS
Zminiaturyzowany spektrometr Möessbauera jest instrumentem służącym do identyfikacji minerałów żelaza w regolicie (krzemianów, tlenków, węglanów, wodorotlenków, fosfatów, soli i innych). Do pozostałych celów naukowych należy określenie zawartości żelaza w regolicie, oraz określenie zawartości żelaza na różnych stopniach utlenienia (Fe2+, Fe3+, Fe6+). Informacje te przyczynią się do scharakteryzowania geologii miejsca lądowania oraz do badań pochodzenia Phobosa.
Instrument MIMIS znajduje się na obrotowej platformie na końcu ramienia opracowanego przez IKI. Jest to unowocześniona wersja instrumentów MB łazików MER Spirit i Opportunity. Poprawiono w nim efektywność pomiarów, zmniejszono masę, zapewniono stabilną pracę w znacznie niższych temperaturach (do -150°C) i uaktualniono oprogramowanie. Wykonano też dodatkową kalibrację w niskich temperaturach co zapewnia otrzymanie najlepszych rezultatów we wszystkich oknach cieplnych (patrz dalej). Instrument wykorzystuje efekt Möessbauera polegający na rezonansowej emisji promieniowania gamma przez jądra atomowe po naświetleniu promieniowaniem gamma. Masa instrumentu wynosi 0.55 kg. Całkowity pobór mocy jest mniejszy od 2 W. Urządzenie może pracować niezależnie od innych instrumentów i systemów sondy przez długi czas. W skład instrumentu wchodzi głowica sensorów (Sensorhead Unit), oraz jednostka elektroniki (Eletronics Unit).
Głowica sensorów jest zlokalizowana na końcu ramienia IKI. Jest ona pozycjonowana na powierzchni regolitu za pomocą ramienia. Analiza nie wymaga żadnego przygotowania badanego materiału. Głowica ma postać prostopadłościennej jednostki o wymiarach 50 × 50 × 90 mm i masie 450 g. Składa się z oscylatora elektromechanicznego, dwóch źródeł promieniowania gamma, kolimatora, układu chroniącego przed promieniowaniem, układu detektorów wraz z ich przedwzmacniaczami, oraz układu głównych wzmacniaczy liniowych. Źródła promieniowania gamma są złożone z izotopu kobaltu 57Со o okresie połowicznego rozpadu 271 dni. Jedno ze źródeł jest używane do pomiarów, a drugie do kalibracji. To ostatnie pozwala na rejestrację spektrum Möessbauera ze standardowym absorberem (αFe). Aktywność źródła głównego przed lotem wynosiła 300 mCi, a źródła kalibracyjnego - 10 mCi. Są one rozmieszczone po przeciwnych stronach kolimatora. Układ detektorów składa się z 5 niezależnych diod krzemowych PIN. 4 z nich służą do pomiarów, a 1 do kalibracji. Rejestrują one promieniowanie gamma i promieniowanie rentgenowskie w zakresie energii 14.4 - 6.4 keV. Ich powierzchnia ma wymiary 10 x 10 mm, co zapewnia odpowiednio krótki czas pomiarów. Rozdzielczość jest wysoka, wynosi około 1.0 - 1.5 keV w temperaturze pokojowej i zwiększa się wraz ze spadkiem temperatury. Pozwala to na redukcję wpływu promieniowania tła w zakresie 14.4 - 6.4 keV. Efektywność pomiaru jest bliska 100% przy 6.4 keV i 70% przy 14.4 keV. Oscylator ma średnicę 22 mm i długość 40 mm. Jego masa wynosi około 50 g. Pozwala on na przesuwanie źródeł względem próbki. Są one przesuwane za pomocą magnesu SmCo produkującego pole jednorodne.
Jednostka elektroniki znajduje się wewnątrz lądownika. Ma wymiary 160 x 100 x 20 mm i masę 100 g. Składa się z zasilacza, mikroprocesora 8051, zestawu pamięci, oraz komponentów elektronicznych obsługujących instrument i zapewniających obróbkę danych. Procesor zapewnia kontrolę pracy instrumentu przez długi czas pomiarów. W skład zestawu pamięci wchodzi ROM, FRAM, SRAM i EEPROM. Pamięć ROM 16 Kb zawiera oprogramowanie kontrolne i zestaw parametrów podstawowych pracy instrumentu. Kasowana po wyłączeniu zasilania pamięć SRAM 2 x 64 Kb służy do przechowywania danych spektralnych i inżynieryjnych. Pamięć FRAM 6 Kb służy do zapisywania parametrów pracy instrumentu i wydarzeń w trakcie pomiarów. Pamięć EEPROM 128 Kb służy do zapisywania kopii zapasowej danych spektralnych. Pozwala na odzyskanie wszystkich danych albo ich część po problemach z zasilaniem. Instrument jest połączony z systemem obsługującym instrumenty sondy za pomocą interfejsu RS 422. Pozwala on na przesyłanie danych z szybkością 38 400 bps.
Instrument może pracować w 6 trybach. W trybie bezczynności (Idle Mode) oczekuje on na instrukcje. Pobór mocy jest minimalny. W trybie niezależnym od temperatury (Möessbauer Temperature Independent Mode) dane są pozyskiwane ciągle aż do komendy kończącej pomiar. Wszystkie dane są zapisywane w jednym segmencie pamięci niezależnie od temperatury próbki. W trybie zależnym od temperatury (Möessbauer Temperature Dependent Mode) pomiar wygląda podobnie, ale dane są zapisywane w różnych segmentach pamięci zależnie od temperatury próbki (w tzw. "oknach temperaturowych"). Tryb energetyczny (Energetic Mode) służy do testowania działania detektorów. Pomiar w nim trwa około 10 minut. Następnie instrument wraca w tryb bezczynności. Tryb inżynieryjny (Engineering Mode) służy do testu oscylatora. Pomiar trwa tutaj około 1 minutę. Następnie instrument wraca w tryb bezczynności. W trybie standardowym (Standard Mode) wykonywana jest sekwencja kolejnych pomiarów w trybach energetycznym, inżynieryjnym i zależnym od temperatury. Typowy pomiar wygląda następująco. Po umieszczeniu głowicy na powierzchni regolitu instrument jest uruchamiany a do elektroniki przesyłane są komendy rozpoczynające pomiary. Podczas pomiarów zewnętrzny system informatyczny nie wykonuje żadnych czynności. Po zakończeniu pomiarów wysyła on komendy kończące rejestrację danych i rozpoczynające transfer zgromadzonych informacji.
Do pomiarów temperatury służą 3 sensory. Pierwszy znajduje się wewnątrz jednostki elektroniki, drugi w głowicy blisko absorbera kalibracyjnego (określa temperaturę wewnątrz głowicy), a trzeci na płycie kontaktowej głowicy (określa temperaturę próbki). Odczyty z ostatniego sensora są używane w trakcie przeprowadzania pomiarów w trybie zależnym od temperatury. Gdy nie jest dostępny sensor wewnątrz głowicy może być wykorzystany w takim samym charakterze. Sensory są wybierane przez oprogramowanie w trakcie pomiarów. Odczyty temperatur są automatycznie zapisywane. Możliwe jest uzyskanie kompletnego profilu temperatur w trakcie pomiarów. Pomiary kalibracyjne z użyciem absorbera kalibracyjnego są wykonywane jednocześnie z właściwymi pomiarami.
Instrument został opracowany przez Mainz University w Niemczech (głowica i częściowo elektronika) oraz IKI (część elektroniki oraz oprogramowanie). W przyszłości planowane jest wykorzystanie instrumentu tego typu na łaziku ExoMars. Wersja ta zostanie zaopatrzona w nowy detektor (Si-Drift Detector - SDD) zwiększający rozdzielczość pomiarów energii.
-
LASMA
Laserowy analizator masowy jest instrumentem służącym do badań składu chemicznego regolitu na Phobosie. Do jego podstawowych celów naukowych zaliczają się: określenie charakteru materiału powierzchniowego według systemu podziału na typy, klasy, grupy i podgrupy stosowanego dla meteorytów (poprzez pomiary zawartości głównych pierwiastków - C, O, Mg, Al, Si, Ca); badania składu mineralogicznego powierzchni (poprzez analizę zawartości poszczególnych pierwiastków i porównanie uzyskanych spektrogramów z danymi modelowymi); poszukiwania anomalii proporcji izotopowych wśród izotopów stabilnych (poprzez precyzyjną spektrometrię masową głównych pierwiastków skałotwórczych z dokładnością ok. 1%); określenie temperatury aglomeracji (poprzez pomiary zawartości Pb, Bi, Tl, Zn i Cd); wykonanie pomiarów ilościowych wody tworzonej przez wiatr słoneczny (poprzez pomiary zwartości wodoru); poszukiwania nadmiaru węgla w powierzchniowym regolicie mogącym odpowiadać za niskie albedo księżyca (poprzez pomiary porównawcze zawartości poszczególnych pierwiastków na różnych głębokościach w regolicie); oraz wykonanie badań zawartości izotopów niestabilnych powstających podczas oddziaływań z promieniowaniem kosmicznym (poprzez spektrometrię masową składników występujących w niskich koncentracjach). Pomiary instrumentów LASMA i MANAGA wzajemnie uzupełniają się.
Instrument LASMA znajduje się na panelu bocznym lądownika Phobos-Grunt, blisko pakietu GAP i manipulatorów. Konfiguracja instrumentu została zaczerpnięta z systemu LIMA misji Phobos, jednak pod względem masy i wielkości jest on około 40 razy mniejszy. Jest to spektrometr masowy mierzący masy jonów powstałych na drodze odparowania próbki za pomocą lasera. Analiza masowa opiera się na pomiarze czasu przelotu cząstki. Instrument pracuje w zakresie masowym 1 - 250 u. Czułość dla jednego spektrogramu wynosi 10^-4. Całkowity limit detekcji przy jednej analizie to 5 x 10^-14 g. Pomiar dla 1 u trwa 200 ns. Zasięg dynamiczny to 10^5. Dokładność pomiarów wynosi 10%. Cały system ma masę 2.6 kg. Pobór mocy wynosi 5 W. Produkcja danych to 2 Mb na godzinę. Wewnętrzna pamięć ma objętość 4 Mb. W skład instrumentu wchodzi system serwisowy (Servicing System); moduł optyczny (Optical Module); analizator masowy (Mass Analyzer); oraz blok elektroniki (Electronic Block).
Zasada pomiarów za pomocą LASMA jest następująca. Próbka regolitu jest dostarczana za pomocą ramienia opracowanego przez IKI na obrotowy dysk systemu serwisowego. Pozwala on na umieszczenie próbki w odpowiedniej odległości od systemu analitycznego, uzależnionej od długości ogniskowej modułu optycznego. Laser wchodzący w skład modułu optycznego oświetla próbkę pulsami trwającymi 7 ns. Powodują one rozbicie materiału na powierzchni próbki na atomy i ich jonizację. Uwolnione jony tworzą niewielki obłok plazmy. Jony te rozpraszają się i z dużymi szybkościami wchodzą do spektrometru czasu przelotu cząstki (Time of Filight Spectrometer - TOF). Rozdziela on jony według mas ze względu na czas ich przelotu. Służy do tego reflektor elektrostatyczny. Używana jest tutaj zależność T = L(M 2E)^1/2 gdzie T jest czasem przelotu jonu o energii E i masie M na dystansie L. Następnie są rejestrowane przez detektor w postaci powielacza wtórnych elektronów (Secondary Electron Multiplier - SEM). Sygnał z SEM jest przetwarzany przez szybki transformer analogowo - cyfrowy (Anlog - Digital Transformer - ADT). Następnie jest zapisywany w pamięci instrumentu jako pojedynczy spektrogram. Elektronika automatycznie formatuje standardowe spektrum. Dane są ostatecznie przesyłane do systemu informatycznego obsługującego instrumenty lądownika.
Masy jonów mogą zostać ustalone z dużą pewnością. Pierwiastki są rozpoznawane na podstawie wykrytych jąder. Zawartości poszczególnych pierwiastków pozwalają na ustalenie składu chemicznego próbki i szacowanie jej składu mineralnego. Jednocześnie możliwe jest wyznaczenie proporcji izotopowych. Instrument może wykonywać pomiary na materiałach o bardzo różnych właściwościach fizycznych, w tym na materiale o konsystencji drobnoziarnistego pudru. Zastosowanie obrotowego koła pozwala na badania różnych fragmentów próbki, co pozwala na wykrycie lokalnych niejednorodności. Analizy powierzchni próbki mogą być wykonywane z rozdzielczością przestrzenną 30 - 50 μm. Ponadto możliwa jest analiza próbki na różnych głębokościach, do 1 mm.
Jak podano wyżej, system serwisowy odbierający próbki regolitu zawiera obrotowy dysk z 12 dołkami. Jeden z dołków zawiera cel standardowy używany do kalibracji. Można więc wykonać analizy 11 próbek pobranych z różnych miejsc w strefie roboczej ramienia. Po nasypaniu materiału do dołka koło jest obracane, co pozwala na ustawienie materiału w polu działania lasera. W czasie analizy koło jest okresowo obracane o 50 μm. Zapobiega to powstawaniu niejednorodności w produkowanej plazmie. Ponadto pozwoli na badania różnych miejsc na próbce. Kontrolę pozycjonowania koła zapewniają indykatory Halla.
W skład modułu optycznego wchodzi laser Nd:YAG pracujący przy 1.06 μm; układ optyczny; atenuator promieniowania laserowego; układ skupiający; oraz układ kontrolujący impulsy laserowe i zapewniający odpowiednią synchronizaję. Jednostka lasera ma wymiary 2.5 x 3 x 13 cm. Masa samego lasera wynosi 100 g, a wraz z zasilaczem i optyką - około 700 g. Może on działać w temperaturach od –50°С do +50°С. Jego trwałość to 1 000 000 impulsów, co odpowiada 4 miesiącom pracy ciągłej. Laser produkuje impulsy trwające 7 ns o energii wyjściowej 20 mJ. Maksymalna częstotliwość emisji impulsów wynosi 0.1 Hz. System optyczny dostosowuje energię impulsu oraz jego lokalizację do analizowanego celu. Atenuautor to migawka elektrooptyczna oparta na krysztale niobku litu. Pozwala ona na zmiany energii impulsu do 40 dB. Są one wykonywane w sposób ciągły albo z niewielkim skokiem. Pozwala to na ustawienie energii tak, aby wytwarzane były jony o pojedynczym ładunku. Ponadto pozwala na kompensację zmian energii impulsu związanych z temperaturą pracy lasera. System skupiający pozwala na skoncentrowanie impulsu na fragmencie próbki o szerokości 30 μm. Gęstość energii impulsu w odległości 18 cm od soczewki wyjściowej obiektywu wynosi 10^9 W/cm^2. Wielkość oświetlanego fragmentu jest optymalna dla analizatora TOF, a jednocześnie pozwala na badania małych niejednorodności w składzie regolitu. Całkowita wielkość modułu optycznego wraz z zasilaczem wynosi 15 x 6 x 7 cm.
Analizator masowy jest symetryczną konstrukcją zawierającą reflektor elektrostatyczny oraz detektor. Jony powstające na skutek działania lasera przechodzą na początku przez wolną przestrzeń na dystansie 15 cm. Następnie wchodzą do analizatora. Rozrzut szybkości jonów powstających w tym samym źródle jest głównym czynnikiem redukującym rozdzielczość instrumentu. W przypadku wysokiego rozrzutu energii jonów (na poziomie dziesiątków elektrowoltów) bez użycia reflektora wykonanie pomiaru z zadowalającą rozdzielczością nie jest możliwe. Reflektor pozwala tu na wyrównanie energii jonów. Pakiet jonów o określonym stosunku masy do ładunku M/Z blisko źródła zawiera jony o energiach od Mmin do Mmax. Ruch jonów w wolnej przestrzeni powoduje rozszerzenie obłoku jonów. Czas przejścia danego jonu przez wolną przestrzeń jest proporcjonalny do 1/E^0.5. Reflektor elektrostatyczny znajduje się na końcu wolnej przestrzeni. Wytwarza pole elektrostatyczne jednorodnie zwalniające jony przed ich uderzeniem w detektor. Czas przejścia jonów przez pole jest proporcjonalny do E^0.5. W spektrometrze z reflektorem rozdzielczość wzrasta proporcjonalnie do wzrostu dystansu na którym poruszają się jony. W LASMA zastosowano reflektor o średnicy 4 cm i długości 32 mm. Zapewnia to wymaganą rozdzielczość. Po opuszczeniu reflektora jony przechodzą przez drugą wolną przestrzeń o długości 10 cm i uderzają w detektor SEM. Na jego wejściu znajduje się konstrukcja w postaci siatki. Usuwa ona jony o najbliższych energiach. Detektor jest złożony z dwóch płyt mikrokanałowych oraz podwójnej anody kanałowej. Cały analizator ma wymiary 14 x 4 x 4 cm i masę około 200 g.
Blok elektroniki pozwala na kontrolę pracy instrumentu, rejestrację i obróbkę danych oraz przesył zgromadzonych danych. Ponadto zasila wszystkie komponenty instrumentu. System rejestracji danych jest 4 kanałowym (8 bitowym, 64 MHz) układem ADT ze wzmacniaczami analogowymi połączonymi bezpośrednio z wyjściami SEM. Synchroniczne wykorzystanie 4 kanałów pozwala na rejestrowanie zarówno głównych pierwiastków jak i domieszek. Ponadto zwiększa wiarygodność pomiarów, ponieważ awaria jednego z kanałów nie powoduje utraty funkcjonalności instrumentu. Synchronizacja ADT podczas rejestracji spektrum jest wykonywana poprzez zewnętrzne impulsy TTL w module optyki. Rozmiar pojedynczego 4-kanałowego spektrum wraz z danymi technicznymi to 15 kb. Zapisywanie danych zapewnia pamięć Flash o objętości 4 Mb. System zasilający posiada kanał niskiego woltażu dla analizatora oraz 4 kanały wysokiego napięcia. Jest to kanał dla atenuatora (30 - 3600 V), kanał dla siatki na wejściu detektora (100 V), oraz kanał dla SEM (od -20 do -2200 V).
Do kalibracji używany jest cel w postaci stopu wolframowego zawierającego węgiel, tytan, kobalt, niob i tantal. Wybrano go ze względu na wysoką stabilność. Rejestracja poszczególnych pierwiastków w stopie pozwala na zoptymalizowanie rozdzielczości masowej w całym zakresie pracy instrumentu.
Instrument powstał przy współpracy IKI (moduł optyki i analizator) i Uniwersytetu w Bernie (moduł elektroniki).
-
MANAGA
Spektrometr masowy jonów wtórnych jest instrumentem służącym do badań składu chemicznego i izotopowego powierzchni Phobosa na podstawie spektrometrii masowej jonów uwalnianych z powierzchni pod wpływem wiatru słonecznego. Do jego celów naukowych przed lądowaniem zaliczają się: kreślenie charakteru materiału powierzchniowego według systemu podziału na typy, klasy, grupy i podgrupy stosowanego dla meteorytów (poprzez spektrometrię masową jonów wtórnych na orbicie kwazisynchronicznej i podczas lądowania); badania szczątkowej przypowierzchniowej jonosfery Phobosa oraz poszukiwania jonów molekularnych i organicznych powstających podczas uderzeń mikrometeroidów w powierzchnię (poprzez poszukiwania jonów o dużych masach, w tym PAH przy maksymalnej rozdzielczości w zakresie 50 - 1000 u); oraz testowanie modeli tłumaczących niskie albedo Phobosa oddziaływaniami z jonami wiatru słonecznego (poprzez spektrometrię masową jonów powstających w warstwie regolitu o grubości ok. 10^–7 cm i porównanie danych z danymi z LASMA). Do zadań instrumentu po lądowaniu zaliczają się: kontynuowanie badań powierzchni pod kątek jej klasyfikacji meteorytowej; badania bombardowania powierzchni jonami rozpędzanymi w polu elektrostatycznym przy powierzchni (poprzez spektrometrię masową jonów wtórnych powstających po nocnej stronie Phobosa na skutek bombardowania jonami przyspieszonymi do 1 - –2 keV); poszukiwania pierwotnej materii organicznej w warstwie podpowierzchniowej regolitu (poprzez usunięcie za pomocą ramienia warstwy o grubości 1 - 2 cm w polu widzenia instrumentu i poszukiwania jonów cząsteczek organicznych produkowanych przez wiatr słoneczny); oraz potwierdzenie procesu tworzenia wody w regolicie na skutek oddziaływań protonów wiatru słonecznego z tlenkami metali i tlenem w minerałach opisanego dla Księżyca (poprzez poszukiwania jonów wody i jonów hydroksylowych). Instrument przyczyni się do bada syntezy wody i związków organicznych w plazmie tworzonej podczas uderzeń mikrometeoroidów. Proces ten jest interesujący sam w sobie. Ponadto jego pomiary w naturalnych warunkach dostarczą informacji dla teorii formowania się pierwotnej materii organicznej w Układzie Słonecznym oraz syntezy materii organicznej w ośrodku międzygwiazdowym. Pomiary częściowo uzupełniają się z LASMA, jednak zastosowania MANAGA są bardziej ograniczone.
Instrument MANAGA znajduje się na panelu bocznym lądownika, blisko panelu słonecznego, elektroniki instrumentów SSPIS oraz elektroniki pakietu PhPMS. Zasada działania instrumentu opiera się na detekcji jonów wybijanych z powierzchni przez protony wiatru słonecznego. Mimo relatywnie małej energii (około 1 keV) jony wodorowe tworzą jony wtórne stosunkowo wydajnie. Powodują powstanie jonów o energiach w zakresie 5 - 20 eV. Powierzchnia Phobosa pod wpływem promieniowania UV ze Słońca nabiera ładunku elektrycznego (odpowiadającego napięciu +5 - 6 V), co zwiększa energie jonów do 10 - 25 eV. Ponadto jony atomowe i cząsteczkowe powstają podczas uderzeń mikrometeroidów. Ich szybkość (z uwzględnieniem rozpędzania przez ciśnienie promieniowania słonecznego) wynosi 20 - 50 km/s. Dzięki temu mogą one penetrować na głębokość 1 μm i wytwarzać plazmę o energii wystarczającej do syntezy jonów cząsteczkowych, w tym organicznych. Ich energia znajduje się w przedziale 10 - 50 eV. Większe ciała mogą powodować produkcję jonów o energiach w tym samym zakresie. Poza jonami cząsteczkowymi tworzona na skutek tych mechanizmów szczątkowa jonosfera powinna zawierać jony głównych pierwiastków tworzących regolit, czyli Si, S, Fe, C, Mg i Al. Instrument wykorzystuje spektrometrię czasu przelotu cząstki (Time of Flight Spectrometry - TOF). Pracuje w zakresie energetycznym 5 - 100 eV i w zakresie masowym 1 - 1000 u. Całkowity limit detekcji przy pomiarze trwającym 1 sekundę wynosi 10^–5 cm^–3. Czułość pomiarów zawartości poszczególnych substancji to 0.1 - 1 ppm. Zasięg dynamiczny to 10^6. W czasie jednej sekundy urządzenie uzyskuje 10^4 spektrogramów. Urządzenie ma masę 1.4 kg. Pobór mocy wynosi 5 W. Produkcja danych to 0.25 Mb/h. Objętość wewnętrznej pamięci to 0.5 Mb. W skład instrumentu wchodzą 3 zasadnicze elementy: pokrycie ochronne, analizator masowy, oraz elektronika.
Pokrycie ochronne chroni wnętrze instrumentu przed zanieczyszczeniami. W skład analizatora wchodzą: układ formujący strumień jonów (Ion Flux Former - IFF), system zwierciadeł magnetycznych, reflektor, oraz detektor w postaci powielacza elektronów wtórnych (Secondary Electron Multiplier - SEM). Jony wchodzą do instrumentu przez okno wejściowe o powierzchni 15.43 centymetra kwadratowego. Następnie są wyłapywane przez układ IFF.
W dalszej kolejności migawka elektrodynamiczna przenosi jony do obszaru gdzie są rozpędzane do energii 1 keV. W tym celu przechodzą przez układ zwierciadeł magnetycznych. W jego obrębie ulegają siedmiokrotnemu odbiciu przed uderzeniem w detektor. W celu zapewnienia ochrony przed promieniowaniem UV siatki oraz powierzchnie odbijające zostały pokryte czarnym chromem. Dzięki temu intensywność promieniowania ultrafioletowego jest redukowana 10^12 razy. Zapewnia to prawidłowe działanie instrumentu nawet gdy światło słoneczne bezpośrednio oświetla jego otwór wejściowy.
W trakcie przelotu przez instrument jony są rozdzielane ze względu na masy. Wykorzystywana jest tutaj zależność T = L(M/2E)^1/2 , gdzie T jest czasem przelotu jonu o energii E i masie M na dystansie L. Jony przechodzą następnie przez reflektor i uderzają w detektor SEM. Jest on zbudowany z dwóch płyt mikrokanałowych (Microchannel Plate - MCP). Sygnał z SEM jest odbierany przez wzmacniacz, a następnie są rejestrowane. Układ rejestrujący pozwala na rozłożenie impulsów w 2048 "komórkach" trwających po 20 ns. Następnie dane są formatowane do postaci standardowego spektrogramu i zapisywane w wewnętrznej pamięci instrumentu. Potem są przesyłane do systemu zarządzającego instrumentami lądownika.
Instrument został opracowany przez IKI przy współpracy z Białorusią. Wcześniej był proponowany dla misji LCROSS, ale nie został wybrany. Ponadto przygotowywana jest wersja do pomiarów jonów na Międzynarodowej Stacji Kosmicznej, MANAGA-I.
-
GAP
Pakiet do analizy gazu jest głównym przyrządem do badań składu chemicznego regolitu Phobosa w miejscu lądowania. Do jego zasadniczych celów naukowych zaliczają się: określenie zwartości poszczególnych komponentów gazowych uzyskanych z próbki na drodze pirolizy i ich zidentyfikowanie, a tym samym poznanie składu mineralnego próbki; zbadanie zawartości substancji lotnych zawartych w podróbce (H2O, СО2, N2, SO, związków organicznych, gazów szlachetnych); oraz określenie stosunków izotopowych C, H, O i N (13С/12С, D/H, 17O/16O, 18O/16O, 15N/14N) w cząsteczkach wody, dwutlenku węgla i niektórych związków organicznych. Dane te będą przydatne do charakteryzowania geologii miejsca lądowania i poznania pochodzenia Phobosa. Badania zawartości substancji lotnych w regolicie pozwolą też na przybliżenie generalnego charakteru regolitu oraz na zbadanie stopnia dyferencjacji i przekształcenia materii na Phobosie. Badania zawartości izotopów będą przydatne do poznania pochodzenia Phobosa. Pozwolą na zidentyfikowanie miejsca w dysku protoplanetarnym z którego pochodzą substancje lotne. Substancje organiczne na Phobosie powinny występować w formie kerogenów. Pomiary zawartości C2H2 uwalnianego na różnych etapach pirolizy próbki wykonywane za pomocą spektrometrii laserowej powinny dostarczyć informacji na temat natury tych substancji.
GAP: KONFIGURACJA
Pakiet GAP znajduje się na panelu zewnętrznym Phobos-Grunt, blisko kolektora próbek dla kapsuły i manipulatorów. Cały system ma masę 8.5 kg. W jego skład wchodzą trzy komponenty analityczne: analizator termiczny (Thermal-Differential Analyzer - TDA); chromatograf gazowy (Gas-Chromatograph - GC); oraz spektrometr masowy (Mass-Spectrometer - MS). Próbka regolitu pobrana za pomocą ramienia MS-1 lub MS-2 jest wsypywana do odpowiedniego kolektora, systemu przygotowującego próbki (Soils Preparation System - SOPSYS). We wszystkich komponentach systemu gazem nośnym jest hel pod ciśnieniem około 150 mbar. Jest on zgromadzony w dwóch zbiornikach (Carrier Gas Tanks - CTG) funkcjonalnie położonych poza elementami analitycznymi. Każdy zbiornik jest wyposażony we własny sensor ciśnienia (Pressure Sensor - PS) i regulator ciśnienia (Pressure Regulator - PR). Instrument posiada tez zbiornik gazu kalibracyjnego (Calibration Gas Tank - CalGT) wyposażony w osobne elementy PS i PR. Układ obiegu gazu jest wyposażony łącznie w 15 zaworów (V1 - V15).
Fizycznie system GAP składa się z jednostki SOPSYS zainstalowanej bezpośrednio przy TDA. Osobną jednostkę tworzą moduły GC oraz zbiorniki CTG i CalGT. Są one umieszczone na wspólnej płycie montażowej. Spektrometr MS tworzy trzecią jednostkę, zainstalowaną nad jednostką GC. Wszystkie jednostki są połączone przewodami rozprowadzającymi gaz.
GAP: SOPSYS
System przygotowywania próbek SOPSYS pozwala na obrobienie materiału pozyskanego przez manipulator na potrzeby instrumentu. Ma on masę około 400 gramów. Po przejęciu materiału z manipulatora pozwala on na zmielenie większych odłamków skalnych. Uzyskuje ziarna o wielkości poniżej 1 mm. Następnie przesiewa tak obrobiony materiał. W ten sposób pozwala na uzyskanie drobnoziarnistej frakcji, która dostaje się do systemu DTA. SOPSYS odmierza też odpowiednią objętość materiału przekazywaną do TDA. Po zakończeniu procedury może być automatycznie oczyszczony.
SOPSYS został przygotowany przez Politechnikę w Hong Kongu (Polytechnic University - PolyU).
GAP: TDA
Materiał z kolektora SOPSYS trafia do analizatora termicznego TDA. Jest to pirolizer złożony z czterech komórek rozkładu termicznego (Pyrolyser Cell 1, 2, 3, 4 - PC-1, 2, 3, 4). Ma on masę około 0.5 kg. Masa pojedynczej komórki PC to 20 g. W obrębie PC próbka jest podgrzewana do temperatury 1000°C (maksymalnie 1350°С). Maksymalny pobór mocy wynosi 22 W. Ogrzewanie jest zapewnione przez grzałkę elektryczną. Komora na próbkę ma średnicę 4 mm i głębokość 5 mm. Podgrzanie powoduje rozpad części komponentów materiału, zarówno minerałów jak i związków organicznych typu kerogenów, których można spodziewać się na Phobosie. Powstały gaz wprowadzany jest następnie do chromatografu gazowego GC. Ponadto system ten pozwala na zmierzenie parametrów reakcji egzotermicznych i endotermicznych zachodzących w próbce podczas jej podgrzewania. Dzięki temu pozwala na określenie zawartości minerałów u których przejście fazowe następuje w temperaturze niższej od 1000°C.
System TDA został opracowany przez Instytut Badań Kosmicznych IKI w Moskwie.
-
GAP: GC
Masa systemu GC wynosi 4.5 kg. W jego skład wchodzą dwa zasadnicze elementy: zestaw chromatograficzny (Chromatographic Assembly - CA); oraz spektrometr absorpcji z diodami laserowymi (Tunable Diode Laser Absorption Spectrometer - TDLAS).
Zestaw CA składa się z dwóch niezależnych kolumn chromatograficznych. Jedna z nich służy do identyfikacji gazów powstałych z minerałów, a druga - ze związków organicznych. W skład każdej z nich wchodzi: jedna pułapka iniekcyjna (Iniection Trap - IT); jedna właściwa kolumna chromatograficzna (Chromatographic Column - CC); oraz detektor przewodności cieplnej (Thermal Conductivity Detector - TCD). Kolumny mają postać metalowych, zwiniętych kapilar. Całkowita długość jednej takiej kapilary wynosi 20 metrów, a zewnętrza średnica - 0.25 mm. Każda kolumna posiada po jednym sensorze TCD (TCD-1 i TCD-2). Ponadto dodatkowy sensor (TCD-3) umieszczony jest na linii doprowadzającej gaz z TDA. Komora iniekcyjna IT koncentruje gaz przed jego wprowadzeniem do kolumny. Instrument posiada dwa takie elementy (IT-1 i IT-2) Jedna z kolumn (CC-1) posiada pułapkę IT-1 przeznaczoną dla gazów lekkich, a druga (CC-2) - pułapkę IT-2 dla ciężkich gazów organicznych. Mieszanina jest następnie rozdzielana w kolumnie. Obie kolumny różnią się absorbentem - do analizy składu gazów lekkich w CC-1 służy carbobond, a do badań gazów organicznych w CC-2 - materiał MXT5. Poszczególne frakcje wypływające z kolumny są następnie wykrywane przez detektor TCD. Jest on mikroopronikiem. Jest otaczany gazem doprowadzanym za pomocą osobnej kapilary. Wraz ze zmianą składu mieszaniny złożonej z helu i gazu z próbki zmienia się wartość jego oporności. Pozwala to na zidentyfikowanie substancji obecnych w analizowanym gazie w koncentracjach w zakresie od kilku ppm do kilku procent oraz na pomiar ich zawartości w próbce. Pomiar taki umożliwia wstępną identyfikację składu mieszaniny przed jej badaniami za pomocą TDLAS i MS. Ponadto pozwala na kalibrację kolumny. Czułość wynosi tutaj ponad 10^-9. Dzięki wykorzystywaniu systemów zaworów za pomocą CA można wykonywać trzy typy działań: iniekcję gazu z TDA do IT-1 i IT-2; analizę gazów zebranych w IT-1 za pomocą CC-1 i TCD-1; oraz analizę gazów zebranych w IT-2 za pomocą CC-2 i TCD-2.
Zestaw CA został opracowany w laboratorium LATMOS we Francji na bazie chromatografu przygotowanego dla instrumentu SAM (Sample Analysis at Mars) sondy MSL. Z powodu innego charakteru analizowanych próbek i innych warunków pracy dokonano niewielkich zmian w kolumnach i absorbencie. Pozostałe komponenty są identyczne z SAM/GC.
Frakcje z CA trafiają do spektrometru TDLAS. Gaz jest koncentrowany w kapilarnej rurce o długości 19.5 cm i średnicy 3 mm. Następnie jest wprowadzany do urządzenia pod ciśnieniem około 150 mbar. TDLAS pozwala na pomiar zwartości izotopów tlenu i wodoru w cząsteczkach wody (H2 16O, H2 18O, H2 17O i HDO) oraz tlenu i węgla w cząsteczkach dwutlenku węgla (CO2, 13C O2, 16O 12C 18O i 16O 12C 17O), a ponadto na wykrycie acetylenu i metanu świadczących o obecności związków organicznych.
W skład TDLAS wchodzą cztery antymonoidowe oraz telekomunikacyjne diody laserowe oświetlające gaz. Zostały one dostarczone przez firmę Nanoplus GmbH. Diody tego typu są bardzo dobrymi narzeczami spektroskopowymi, zapewniają dogodne właściwości spektralne (brak przeskoków pomiędzy trybami pracy, monochromatyczność). Pracują w temperaturze pokojowej. W celu zapewnienia stabilnej pracy laserów w odpowiedniej temperaturze zastosowano system kontroli temperatury Peltiera. Światło z diod jest mieszane przez zespół rozdzielaczy wiązek. Następnie jest wprowadzane do tuby kapilarnej. Ma ona długość 19.5 cm i średnicę 3 mm. Jest wypełniona gazem uzyskanym w czasie pirolizy. Tym samym światło propaguje przez gaz na dystansie zbliżonym do 20 cm. Obliczenia wykazały, że w takich warunkach głębokość pasm absorpcyjnych wynosi kilka dziesiątych procenta dla H2, 16O i 12C O2, kilka procent dla C2H2 i izoanalogów H2O oraz około 0.5% dla izoanalogów CO2 - 13C O2 i OC 18O. Zmiany temperatury pracy laserów pozwalają na wykonywanie pomiarów w zakresie kilku linii izoanalogów w poszczególnych kanałach. Zakres emitowanego światła jest dostosowywany do absorpcji poszukiwanego składnika poprzez zmianę zakresu emisji diod. Jest on zmieniany na zasadzie skanowania w wybranym przedziale spektralnym, poprzez zmianę ładunku na diodach w czasie 10 ms w stałej temperaturze. Jedno spektrum jest budowane poprzez dodawanie kolejnych 100 spektrogramów elementarnych. Jest ono uzyskiwane poprzez rejestrację linii absorpcyjnych przez detektor położony na końcu tuby przeciwległym w stosunku do zestawu diod. W każdym spektrum elementarnym uzyskuje się 512 punktów pomiaru.
Uzyskane w ten sposób dane pozwalają na zidentyfikowanie niektórych związków chemicznych i zawartych w nich izotopów. Z zastosowaniem prawa Beera - Lamberta można wyznaczyć koncentrację poszukiwanego komponentu mieszaniny wzdłuż ścieżki światła. Poszczególne diody są złożone z GaInSb, GaInAsSb/GaAlAsSb, InGaAsSb oraz InGaAs. Emitują one światło o długościach fali odpowiednio 2.041 mikrona (detekcja izotopów w dwutlenku węgla 13C 16O2 i 16O 12C 18O), 2.642 mikrona (detekcja izotopów w wodzie - H2 17O, H2 18O i HDO), 2.682 (generalna detekcja wody i dwutlenku węgla), oraz 1.533 mikrona (detekcja acetylenu i metanu, w tym izotopów - C2H2 i 13C 12C H2). Finalna obróbka spektrogramów odbywa się na Ziemi poprzez przekształcanie surowych danych z detektorów.
W urządzeniu zastosowano jeden detektor InAs dla rejestracji absorpcji na wyjściu tuby kapilarnej oraz jeden detektor InAs referencyjny przy zespole diod. Bezpośrednie spektrum absorpcji pozwala na uzyskanie silnych sygnałów absorpcji molekularnej, o głębokości około 1%. Słabsze sygnały (zwłaszcza w kanale dedykowanym izoanalogom CO2) są uzyskiwane poprzez wytwarzanie spektrogramu dyferencyjnego. Jest on uzyskiwany poprzez nałożenie sygnału bezpośredniego i sygnału z detektora odniesienia. Różnica pomiędzy sygnałami pozwala na wyeliminowanie tła.
Kompletny pomiar trwa około 20 minut. Dla każdego kanału przeznaczono 5 minut. W czasie misji spodziewanych się wykonania analiz w czasie 6 cykli rozkładu pirolitycznego. Planowano, że poszczególne cykle będą rozdzielone okresem kilku dni. Dane z pierwszej pirolizy były przeznaczone do scharakteryzowania zachowania się laserów. Potem możliwe było dokonanie zmian kilku parametrów takich jak temperatura pracy laserów, amplituda skanowania (w celu dostosowania używanego regionu spektralnego przy dryfie spektralnym zaszłym w urządzeniu przez okres 1.5 roku).
TDLAS został opracowany przez GSMA (Groupe de Spectrométrie Moléculaire et Atmosphérique) na Uniwersytecie Remis (University of Reims) we Francji na bazie instrumentów stosowanych na balonach stratosferycznych. Całość urządzenia ma niewielkie rozmiary (30 x 15 x 15 cm) i małą masę (1.5 kg).
GAP: MS
Ostatecznie gaz z wcześniejszych elementów analitycznych jest wprowadzany do ostatniego elementu GAP - spektrometru masowego MS poprzez separator. MS pozwala na wykrycie różnorodnych składników mieszaniny. Ma on masę 3.5 kg. Pobór mocy wynosi 32W. Wykonuje pomiary masy w zakresie 2 - 400 u na gram. Składa się on z właściwego analizatora masowego (Mass Analyzer - MA) przyłączonego do bloku elektroniki (Block of Electronics - BE). MA ma wymiary 256 x 78 x 73 mm. Wymiary BE to 256 x 110 x 120 mm.
System MS został opracowany przez Vernaski Institute of Geochemistry (GEOHI) w Rosji. Głównym konstruktorem jest Ryazan University.
-
Liulin-Phobos
Dozymetr Liulin-Phobos jest instrumentem przeznaczonym do badań środowiska promieniowania w hemisferze w odległości 1 - 1.5 AU od Słońca oraz w okolicach Marsa. Dane te pozwolą na oszacowanie dawki promieniowania przyjmowanej przez komponenty statku kosmicznego oraz na oszacowanie ryzyka dla astronautów podczas misji poza magnetosferą Ziemi w przyszłości. Instrument dostarczy danych ilościowych i jakościowych dotyczących środowiska radiacyjnego pod kątem tempa przyjmowania skumulowanej dawki oraz spektrum linearnego transferu energii cząstek (Linear Energy Transfer - LET - funkcja nielionowa definiowana jako natychmiastowa ilość energie pozostawiona na materiale przez cząstkę energetyczną na jednostkę odległości - dE/dx). Pomiary będą wykonywane w trakcie lotu oraz po lądowaniu na powierzchni Phobosa. Do tej pory danych tego typu dostarczył tylko instrument MARIE (Mars Radiation Environment Experiment) sondy 2001 Mars Odyssey.
Instrument Lilulin-Phobos jest oparty na dozymetrze Lilulin-5 zastosowanym na Międzynarodowej Stacji Kosmicznej w eksperymencie MATROSHKA-R w 2004r. Posłużył tam do oszacowania wpływu pogody kosmicznej na organizm ludzki. Urządzenie wykonuje pomiary tempa przyjmowania dawki promieniowania; gęstości cząstek; spektrum LET w wodzie potrzebnego do oszacowania dawki ekwiwalentnej; oraz indywidualnego wkładu elektronów, protonów i ciężkich jonów o wysokich energiach do dawki promieniowania. Pomiary są wykonywane równocześnie w dwóch prostopadłych do siebie kierunkach co pozwala na rozdzielnie wkładu cząstek słonecznych i galaktycznego promieniowania kosmicznego w łączną dawkę.
Masa instrumentu wynosi 0.5 kg, a pobór mocy - 1.4W. Produkcja danych to 35 kB na dzień. Urządzenie składa się z dwóch teleskopów cząstek wyposażonych w dwa detekty każdy, oznaczonych jako D1-D2 i D3-D4. Są one ustawione prostopadle do siebie. Każdy teleskop składa się z dwóch fotodiod Si PIN o wymiarach 20 x 10 mm i grubości 300 μm. W pojedynczym teleskopie detektory te są ustawione równolegle do siebie w odległości 28 mm. Jednen z nich osłania drugi, co pozwala na uzyskanie spektrogramu LET. Poza detektorami w skład instrumentu wchodzą 4 przedwzmacniacze czułe na ładunek (Charge Sensitive Preamplifiers - CSA) oznaczone jako CSA1 - CSA4 i obudowy zasilające. Komponenty te są zainstalowane w osobnych przedziałach wspólnej obudowy. Są podłączone do płyty drukowanej zawierającej dryskryminatory obsługujące progi detekcji, obwody analizy sygnału i inne obwody. Centralna jednostka obróbki danych (Central Processing Unit - CPU) zawiera mikroprocesor, pamięć Flash, timer, konwerter analogowo - cyfrowy oraz interfejs z systemem wymiany danych sondy. Wszystkie elementy instrumentu są zainstalowane w pojedynczej obudowie tak, że urządzenie stanowi jeden moduł.
Zastosowany zysk przedwzmacniaczy jest kompromisem pomiędzy sprzecznymi wymogami rejestracji protonów o wysokich energiach (charakteryzujących się bardzo niskim LET i wymagającym przez to wysokiego zysku) oraz pokrycia spektrum ciężkich jonów o wysokich energiach (wymagających niskiego zysku pozwalającego na pomiary cząstek silnie jonizujących takich jak żelazo). Kompromisowo jeden z detektorów w każdym teleskopie (D1 i D4) mierzy spektrum depozycji eneregii w zakresie 0.1 - 10 MeV a drugi (D2 i D3) w zakresie 0.3 - 70 MeV. Pomiary przyjmowanej dawki i gęstości cząstek są wykonywane co 60 sekund, a pomiary spektrum depozycji eneregii i spektrum LET - co 60 minut. Pojedynczy detektor uzyskuje informacje na temat tempa przyjmowania dawki w zakresie 0.04 x 10^-6 - 0.1 Gy/h i gęstości cząstek w zakresie 0 - 10^4 cząstek na centymetr kwadratowy na sekundę. Pojedynczy teleskop uzyskuje dane na temat spektrum depozycji eneregii w zakresie 0.1 - 70 MeV i spektrum LET w wodzie w zakresie 0.5 -120 keV/μm. Para teleskopów pozwala na oszacowanie dawki ekwiwalentnej.
Instrument został opracowany przez Instytut Problemów Biomedycznych (IMBP) Rosyjskiej Akademii Nauk, Laboratorium Badań Wpływu Słońca na Ziemię (Solar Terrestrial Influences Laboratory - STIL) Bułgarskiej Akademii Nauk, Narodowy Instytut Nauk Radiologicznych (National Institute of Radiological Sciences - NIRS) w Japonii, oraz Narodowy Instytut Zdrowia (National Institute of Health - NIH) we Włoszech. STIL i IMBP były odpowiedzialne za zaprojektowanie urządzenia i programowanie oraz za wszystkie rodzaje testów. NIRS dostarczył detektory oraz akceleratory używane podczas kalibracji. NIH był odpowiedzialny za modelowanie środowiska radiacyjnego.
-
Chomik
Instrument Chomik jest penetratorem geologicznym pozwalającym na badania właściwości materiału powierzchniowego a także pobranie próbki litej skały. Celem naukowym tego urządzenia wykonanie pomiarów właściwości cieplnych i mechanicznych powierzchni oraz umożliwienie dezintegracji powierzchni skalnych. Dane te pozwolą na nałożenie ograniczeń na właściwości geochemiczne materiału powierzchniowego i w konsekwencji będą przydatne do badań pochodzenia Phobosa. Urządzenie pozwoli też na pobranie próbki litej skały gdyby w pobliżu miejsca lądowania nie było materiału miękkiego. Jest to jedna tylko funkcja zapasowa i system ten nie zastępuje głównego urządzenia do poboru próbek.
Instrument Chomik znajduje się na manipulatorze MS-2 (pierwotnie miał być zaistalowany na anulowanym manipulatorze NPO Lavochkin). Mieści się na obrotowej wieżyczce na końcu ramienia, na przeciwko SD. Ma całościową masę 1300 g (sam penetrator - 620 g). Pobór mocy wynosi 1.7 W. Jego wymiary to 70 x 418.6 mm. Może pracować w temperaturze -160°C. Konstrukcja połączenia urządzenia z manipulatorem pozwala na uniknięcie przenoszenia drgań na lądownik, co mogłoby zaburzyć jego stabilność w słabym polu grawitacyjnym. W czasie pracy siła przykłada do lądownika jest mniejsza od 3N. Jego konstrukcja jest oparta na systemie MUPUS/PEN-M lądownika Philae. W skład urządzenia wchodzą: penetrator (Penetrator - PEN); system kontrolny (Control Device - CTRL); oraz pakiet naukowy (Science Package - SCI).
Penetrator jest aktywną częścią instrumentu. Składa się z mechanizmu ruchowego (Drive Device - DR); tuby (Tube - TU); mechanizmu uwalniającego (Separation Mechanism - SM); mechanizmu mocującego (Locking Mechanism - LM); oraz prowadnicy tuby (Tube Guide - TG). Układ mocujący LM łączy PEN z CTRL umieszczonym na ramieniu MS-1 sondy. Zwolnienie penetratora z pozycji wyjściowej nastąpi na zasadzie przecięcia mocowań. Mechanizm ruchowy stanowi urządzenie młotkowe, które wbija instrument w podłoże. Następuje to poprzez drobne (o energii 1 J) uderzenia w górny koniec tuby TG. Ta ostania jest wykonana z włókna szklanego. Jest objęta przez prowadnicę TG połączoną z dolną częścią CTRL.
System kontrolny CTRL obejmuje podstawę urządzenia przyłączoną do manipulatora. W jej skład wchodzi też elektronika instrumentu (Electronik Unit - EU). Ponadto CTRL obejmuje kontroler ruchu (Motion Controller - MC) położony nad DR.
Pakiet naukowy obejmuje sensor postępu wbijania penetratora (Progress Sensor - PS); sensor właściwości cieplnych (Thermal Conductivity Sensor - TCS), sensor temperatury (Temperature Sensor - TSS) oraz pojemnik na próbkę (Sampling Container - SC). Sensor PS jest położony przy prowadnicy TG. Mierzy przesunięcia tuby TU w czasie wbijania penetratora w podłoże. Głębokość penetracji powierzchni po każdym uderzeniu umożliwia określenie twardości podłoża i jego warstwowania na danej głębokości. Sensor właściwości cieplnym TCS jest zlokalizowany na końcu tuby TU. Pozwala na pomiary przewodnictwa cieplnego podłoża. Sensor temperatury TSS służy do pomiarów temperatur podłoża i ich zmian w czasie, oraz do określenia profilu temperatur od powierzchni podłoża do kilku milimetrów pod nią. Pojemnik na próbkę SC znajduje się na końcu tuby TU. Jest z nią połączony za pomocą mechanizmu uwalniającego. Ma postać niewielkiego cylindra o średnicy zewnętrznej 16 mm i długości 40 mm. Jest wykonany z tytanu. Może być bezpośrednio wbity w powierzchnię skały. Dzięki temu może uzyskać walcowatą kolumnę materiału skalnego. Następnie może zostać przemieszczony nad kolektor próbek dla kapsuły powrotnej i uwolniony za pomocą systemu separacyjnego SM. Procedura jego uwolnienia polega na nagrzaniu linek mocujących złożonych z tworzywa sztucznego. Powoduje to ich przerwanie. Następnie SC jest wypychany przez sprężynę. SC jest w pełni zgodny z systemem transportu próbek do kapsuły. Wprowadzenie instrumentu Chomik do projektu nie wymagało jego modyfikacji. Sam koniec TU jest zakończony ostrym szpicem, odsłanianym po oddzieleniu SC. Jest on wbijany w podłoże podczas pomiarów naukowych.
Chomik może pracować w dwóch trybach - w trybie pobierania próbki oraz w trybie pomiarów właściwości mechanicznych i termicznych podłoża. Proces pobierania próbki zaczyna się umieszczeniem urządzenia nad wybranym celem za pomocą ramienia. Następnie PEN jest wysuwany z CTRL i kierowany na podłoże. Po wykryciu podłoża rozpoczyna się wbijanie w niego pojemnika SC. Na początku odbywa się to przy niskiej mocy. W razie potrzeby można użyć wyższej mocy. Po wyłamaniu cylindra skały PEN jest wsuwany w CTRL. Następnie urządzenie jest podnoszone za pomocą ramienia i przenoszone w pobliże kolektora próbek dla kapsuły powrotnej. Tam też pojemnik SC jest oddzielany od TU i przenoszony do kapsuły w obrębie układu hydraulicznego kierującego próbki. Pomiary właściwości podłoża mogą być prowadzone po oddzieleniu pojemnika SC. Procedura taka wygląda następująco. Urządzenie jest pozycjonowane za pomocą ramienia nad wybranym celem pomiarów. Następnie PEN jest wysuwany z CTRL i kierowany na podłoże. Tam rozpoczyna pomiary właściwości materiału powierzchniowego. Następnie TU jest powoli wbijany w podłoże co umożliwia wykonanie pomiarów właściwości materiału pod powierzchnią. Po zakończeniu pomiarów PEN jest wsuwany do CTRL. Następnie urządzenie może zostać przeniesione do kolejnego obszaru pomiarów.
Instrument Chomik został opracowany w Centrum Badań Kosmicznych PAN.
-
SEISMO
System sejsmometryczny (Seismometric System - SEISMO) ma następujące cele naukowe: badania wewnętrznej struktury Phobosa; badania uderzeń mikrometeoridów w powierzchnię; przeanalizowanie charakteru fal sejsmicznych na Phobosie; oraz wykonanie pomiarów długookresowych oscylacji powierzchni przy częstotliwościach 10^-5 - 10 Hz. Zebrane dane pozwolą na przetestowanie teorii formowania się szczelin na powierzchni i regolitu w warunkach pomijalnego ciążenia. W przypadku badań właściwości szczelin istotna będzie rejestracja fal sejsmicznych P, S i R w regionie niskich częstotliwości. Jeśli szczeliny są głębokimi strukturami, powierzchniowe fale R nie zostaną zarejestrowane. Zarejestrowane zostaną fale odbite od ścian szczelin. Jeśli szczeliny są wypełnione regolitem powyższe efekty będą znacznie słabsze. Wahania siłach pływowych i nieregularności w rozmieszczeniu impaktów na powierzchni prowadzą co autogeneracji fal sejsmoakustycznych na krawędziach głębokich uskoków. Ich rejestracja pozwoli na wyodrębnienie bloków materiału, oraz określenie właściwości fizycznych i stopnia spojenia głębokich struktur geologicznych. Opad rozrzedzonego pyłu oraz gazu na powierzchnię jest ciągły, co prowadzi do powstania stałego hałasu sejsmicznego w zakresie wysokich częstotliwości. Jego rejestracja dostarczy informacji na temat niejednorodności struktur geomorfologicznych. Podobne możliwości da rejestracja uderzeń mikrometeorodiów.
System SEISMO znajduje się w dolnej części konstrukcji lądownika Phobos - Grunt. Charakteryzuje się masą 0.955 kg i poborem mocy 0.5 W. Tempo produkcji danych to około 200 Kb/h. W skład systemu wchodzi jednostka sejsmoakustyczna (Seismoacoustic Unit - SAU); jednostka szerokopasmowa (Broadband Seismic Unit - BSU); oraz modułu elektroniki (Electronics Module - EM).
Jednostka sejsmoakustyczna SAU służy do rejestracji fal o wysokich częstotliwościach. Pracuje powyżej 60 dB w zakresach 10^-7 - 10^-11ms^-2; oraz 10^-11 - 10^14 m. Rozdzielczość pomiarów wynosi 10 - 20%. W jej skład schodzi oscylator oraz przetwornik piezoelektryczny. W skład oscylatora wchodzi masa oscylująca, sprężyna i podstawa. Gdy masa oddziałuje z oscylacjami powierzchni sprężyna ulega deformacji. Deformacja ta jest przenoszona na przetwornik piezoelektryczny. Zawiera on ceramiczny element piezoelektryczny przekształcający deformację sprężyny na analogowy sygnał elektryczny. Jest on przesyłany do modułu elektroniki, gdzie jest ucyfrawiany i obrabiany.
Jednostka szerokopasmowa BSU służy do rejestracji fal o niskich częstotliwościach. Pracuje powyżej 60 dB w zakresach 10^-6 - 10^-10 ms^-2; 10^-10 - 10^13m; 10^-7 ms^-2; 10^-9 m/s; oraz 10^-12 m. Rozdzielczość pomiarów wynosi 10 - 20%. W skład tej jednostki wchodzą 3 oscylatory, przetwornik elektrodynamiczny, oraz 2 przetworniki piezoelektryczne. Oscylatory są zbudowane analogicznie jak w SAU, składają się z masy oscylującej, sprężyny i podstawy. Działają na takiej samej zasadzie. Przetworniki piezoelektryczne działają również według tego samego schematu. Przetwornik elektrodynamiczny składa się natomiast ze zwojnicy oscylującej oraz magnesu. Oscylacje w zwojnicy powodują powstanie zaburzenia pola magnetycznego. Generuje to sygnał elektryczny, który jest przesyłany do modułu elektroniki.
-
GRAS
Grawimetr/sejsmometr służy do rejestracji oscylacji pola grawitacyjnego Phonosa spowodowanych libracją, siłami pływowymi i falami sejsmicznymi wywoływanymi przez uderzenia mikrometeroidów. Fale generowane na skutek libracji i sił pływowych powstają na skutek pękania skał i deformacji termoplastycznych. Przyrząd pozwala na jednoczesne pomiary grawimetryczne oraz rejestrację hałasu sejsmicznego. Tym samym pozwoli na badania struktury wewnętrznej Phobosa i jego właściwości fizycznych. Ponadto instrument pozwoli na rejestrowanie zmian nachylenia lądownika na powierzchni wywołanych nie tylko zmianami w podłożu, ale również deformacjami termicznymi jego konstrukcji.
Instrument GRAS znajduje się na panelu bocznym sondy, blisko instrumentu METEOR i kolektora próbek dla kapsuły powrotnej. Pozwala na rejestrację oscylacji sejsmograwimetrycznych w zakresie częstotliwości 10^-5 - 10 Hz z czułością 10 - 8 m/s^2 w zasięgu dynamicznym nie mniejszym od 120 dB.
W skład przyrządu wchodzą 3 sensory. Jeden z nich wykonuje pomiary wzdłuż osi X i Z. Drogi jest położony pod kątem 90 stopni w stosunku do niego i wykonuje pomiary wzdłuż osi Y i Z. Trzeci jest przeznaczony do pomiarów w zakresie wysokich częstotliwości (niskich przyspieszeń). Pomiary wzdłuż osi Z są więc zdublowane. Jest to najważniejszy kierunek, niosący najwięcej informacji, równoległy do osi wzdłużnej lądownika. Podwojenie pomiarów zwiększa ich dokładność i wiarygodność.
Dwa sensory niskich częstotliwości są identyczne. Składają się z masy testowej połączonej elastycznym prętem z cylindrem podstawowym zamocowanym w podstawie dielektrycznej. W podstawie umieszczono 4 elektrody. Wraz z masą testową tworzą one kondensator. Zasada pomiaru opiera się na mierzeniu zmian w pojemności kondensatora. Jest ona spowodowana przemieszczeniem masy testowej następującej pod wpływem przyspieszenia przykładanego do niej. Układ ten jest umieszczony w obudowie w postaci cylindra ze szkła molibdenowego. Jej wewnętrzna powierzchnia jest wytworzona z dużą dokładnością. Odchylenia od kształtu walcowatego są mniejsze od 5 μm, a różnice w promieniu w różnych miejscach - mniejsze od 0.2 μm.
Sensor wysokich częstotliwości składa się z dwóch cylindrów o średnicach 8 mm i 7.9 mm połączonych elastycznym prętem z brązu berylowego. Materiał ten przedstawia prawie liniowe zmiany właściwości w szerokim zakresie temperatur, dlatego też jest tutaj bardzo dogodny. Cylinder o średnic 8 mm jest zamocowany w obudowie, a cylinder o średnicy 7.9 mm pełni rolę masy testowej. Pomiaru odchylenia masy testowej pod wpływem siły zewnętrznej dokonuje miniaturowy sensor przemieszczenia mechanicznego. Daje to pomiar zaburzeń pola grawitacyjnego. Oba cylindry wykonane są z molibdenu. Pozwala to na zredukowanie wpływu temperatury.
-
THERMOPHOB
Sensor właściwości cieplnych ma na celu wykonanie pomiarów właściwości termofizycznych powierzchniowej warstwy regolitu w miejscu lądowania. Dane te posłużą do kalibracji innych pomiarów. Ponadto zależność pomiędzy temperaturą a współczynnikiem przewodności cieplnej pozwoli na oszacowanie stopnia rozdrobnienia regolitu.
Instrument THERMOPHOB składa się z trzech bloków sensorów (Sensor Block) oraz jednostki elektroniki (Electronics Unit). Pobór mocy wynosi 2 W. Zasada działania instrumentu opiera się na pomiarach termometrycznych dokonywanych podczas sztucznego ogrzewania regolitu.
-
Bloki sensorów są umieszczone w talerzowatych zakończeniach trzech podpór lądownika. Ich dolne części mają wymiary 41 x 43 mm. Główną częścią każdego bloku jest jednostka grzewcza oraz element podgrzewający regolit. Są one umieszczone równolegle do siebie pomiędzy membranami z poliamidu i połączone drutem przewodzącym ciepło. Ten ostatni składa się ze 120 osobnych przewodów miedzianych poskręcanych ze sobą.
Na drucie umieszczono termometry Hereaus C420. Są to sensory metalowo - ceramiczne rejestrujące zmiany w przewodności platyny. Temperaturze 0°C odpowiada opór 1 kOm. Mają wymiary 1.0 x 1.9 x 3.9 mm. Mierzą temperatury w zakresie od 160 do 380 K z rozdzielczością 0.1 K. Rozdzielczość jest uzależniona od dostępnej telemetrii. Są rozmieszczone w odległościach 15, 115 i 195 +/- 0.2 mm od miejsca przymocowania druta w obrębie jednostki grzewczej. Są zamocowane za pomocą tub termoizolujących oraz kompozytu uretanowego. Sensor uzupełnia pojedynczy kabel PEShO o średnicy 0.1 mm.
Zasadniczą częścią jednostki grzewczej jest dwustronny film poliamidowy pokryty folią, o grubości 15 μm. Jest przymocowany do pierścienia podpierającego. Łączy on grzałkę w postaci opornika (20 kOm +/- 5%) z drutem przewodzącym ciepło. Kable opornika mają postać spiral o średnicy 0.3 mm i długości 3 mm. Są złożone z drutów z emaliowanego manganitu o grubości 0.08 mm. W miejscach połączenia kabla przewodzącego ciepło i kabli opornika małe powierzchnie o szerokości 10 mm są pokryte miedzianą folią o grubości 6 μm. Kable są do nich przylutowane. Cała jednostka jest pokryta izolacją w postaci filmu poliamidowego o grubości 8 μm.
Element podgrzewający regolit jest membraną poliamidową o grubości 25 μm rozpiętym na pierścieniu podbierającym. Może się ona dostosować do regolitu pod wpływem nacisku 1 kg/cm^2. Centralna część filmu (o średnicy 20 mm, otoczona 5 mm szczeliną) jest obszarem kontaktującym się z regolitem. Od strony kabla przewodzącego ciepło jest pokryta folią miedzianą o grubości 6 μm. Od strony regolitu jest pokryta węglem amorficznym do zwiększa efektywność wypromieniowywania ciepła (czynnik emisyjności wynosi 0.9 w zakresie 0.5 - 20 μm).
Parametry instrumentu są uzależnione od wybranej izolacji cieplnej całego boku sensorów. Zastosowano tutaj materiał SVTI-V pozwalający na pracę w temperaturze do 150°C. Składa się on z filmu aluminiowego o gęstości 7.5 g/m^2 i otoczki szklanej o gęstości 7 g/m^2. W celu zmniejszenia strat ciepła dyski izolacji cieplnej w dolej części bloku sensorów oraz taśmy izolacji (szerokości 4 - 8 mm) na kablu przewodzącym ciepło były kładzione warstwa po warstwie tak, aby nie pokrywały się wzajemnie na złączeniach. Kabel przewodzący ciepło jest zwinięty i umieszczony w obudowie.
Jednostka elektroniki instrumentu jest umieszczona wewnątrz lądownika i jest utrzymywana w kontrolowanej temperaturze. Ma wymiary 100 x 80 x 60 mm i masę 0.30 kg. Pozwala na obróbkę danych z sensorów oraz przygotowywanie danych do transmisji. Jest połączona z blokami sensorów za pomocą kabli o długości 1.5 - 3 m. Cykl pracy instrumentu jest zaprogramowany na stałe. Jest włączany poprzez zewnętrzną jednostkę podbierającą komendy. Pomiar składa się z 10 sesji i trwa 3000 sekund. Częstotliwość próbkowania wynosi 1 Hz. Dostępnych jest 10 kanałów danych. Sygnały z poszczególnych sensorów są ucyfrawiane i przesyłane do systemu informatycznego obsługującego instrumenty lądownika.
Instrument powstał przy współpracy Keldysh Institute of Applied Mathematics, Vernaski Institute of Geochemistry (GEOHI) i NPO Lavochkin. W pracach brało tez udział polskie Centrum Badań Kosmicznych.
-
METEOR
Detektor mikrometeroidiów służy do pomiarów właściwości populacji cząstek pyłu w trakcie misji. Do jego celów naukowych zaliczają się: określenie gęstości populacji cząstek w trakcie lotu do Marsa oraz na orbicie okołomarsjańskiej; wykrycie prawdopodobniej otoczki pyłowej wokół Marsa i dostarczenie pomiarów umożliwiających poznanie jej struktury; oraz wykonanie pomiarów właściwości fizjodynamicznych cząstek (szybkości i masy) na orbicie Marsa. Instrument pozwoli więc na detekcję zagęszczeń w populacji mikrometeorytów w przestrzeni kosmicznej. Ponadto pozwoli na wykrycie otoczki wokół Marsa. Do tej pory otoczki takie zostały wykryte wokół Ziemi i Księżyca.
Instrument METEOR znajduje się na panelu bocznym lądownika Phobos-Grunt, koło kolektora próbek dla kapsuły oraz instrumentu GRAS. Masa urządzenia wynosi 3 kg, a pobór mocy - 4.5 W. Produkcja danych to 4 kb na sesję pomiarową. Konstrukcja instrumentu jest oparty na jonizacyjnym detektorze pyłu zastosowanym na satelicie HEOS-2 w 1976r. Do tej pory w głębokiej przestrzeni kosmicznej nie stosowano detektorów tego typu. Za pomocą instrumentu można wyznaczyć bezpośrednio szybkość i masę cząstki na podstawie rejestracji plazmy powstającej podczas uderzenia cząstki w detektor.
Zasada działania instrumentu wykorzystuje powstawanie plazmy na barierze (celu) w którą uderza cząstka pyłu o dłuższej szybkości. Plazma powstaje na skutek odparowania cząstki oraz części materiału celu. Przechodzi następnie do przestrzeni pomiędzy celem a kolektorem jonów. Następuje tutaj jej rozdzielenie elektrostatyczne na skutek różnicy potencjałów pomiędzy celem a kolektorem jonów. Jony przechodzą do kolektora jonów, a elektrony do celu który w tym czasie stanowi kolektor elektronów. Jony i elektrony wywołują zmiany potencjału w obrębie odpowiednich kolektorów. Powstałe sygnały odpowiadające parametrom plazmy są wzmacniane, rejestrowane i przesyłany do analizatora amplituda - czas w obrębie elektroniki instrumentu. Są tam następnie przetwarzane.
Całkowity ładunek jonów lub elektronów (Q) powstałych na skutek uderzenia cząstki jest proporcjonalny do masy i szybkości cząstki. Czas nadejścia pierwszego impulsu ładunku (t) jest proporcjonalny do szybkości cząstki. Parametry cząstki - masa (m), szybkość (V) i parametry plazmy (Q, t) są powiązane zależnościami Q = kmV^3.2; t=V^α , gdzie k i α są współczynnikami zależnymi od geometrii i konstrukcji detektora. Zostały wyznaczone na podstawie doświadczeń modelowanych w trakcie projektowania i kalibracji instrumentu.
Masy cząstek są wyznaczane na bazie całkowitego ładunku jonów i elektronów. Dlatego tez zakres rejestrowanych mas zależy od szybkości cząstek. Instrument może rejestrować cząstki o szybkościach 3 - 35 km/s. Odpowiada to zakresowi rejestrowanych mas 10^-14 - 10^-5 g. Dokładność pomiarów masy to około 30%. Dokładność pomiarów szybkości wynosi 10% w zakresie 3 - 10 km/s oraz 30% w zakresie 11 - 35 km/s.
Instrument powstał przy współpracy Vernaski Institute of Geochemistry (GEOHI) i NPO Lavochkin w Rosji.
-
PRIDE-Phobos
Eksperyment radiowy pomiarów interferometrycznych i dopplerowskich ma na celu wykonanie serii interdyscyplinarnych badań związanych z precyzyjnymi pomiarami pozycji i szybkości sondy. Do jego celów naukowych zaliczają się: precyzyjne ustalenie parametrów ruchu Phobosa w układzie Phobos - Mars, w tym ustalenie długości trwania okresu stabilności orbity księżyca; zbadanie rozkładu masy we wnętrzu Phobosa; oraz wykonanie pomiarów na potrzeby badań fizyki grawitacji (potwierdzenie stałości albo wykrycie zmian w wartości stałej grawitacji).
Eksperyment PRIDE-Phobos zostanie wykonany z użyciem komponentów systemu komunikacyjnego sondy - nadajnika pasma X (8.4 GHz) i anteny średniego zysku. Jedynym komponentem specjalnym jest oscylator ultrastabilny (Ultra-Stable Oscillator - USO) dostarczający częstotliwości odniesienia. Ma on masę 0.35 kg. Znajduje się na panelu bocznym lądownika, blisko instrumentu METEOR oraz kolektora próbek dla kapsuły. Dostarcza sygnału o stabilności na poziomie 10^-12. Został opracowany przez IKI. Segment naziemny obejmuje sieć stacji śledzących, radioteleskopy VLBI oraz centra obróbki danych. Zebrane dane będą analizowane wraz z informacjami z grawimetru i sejsmometru GRAS oraz sejsmometru SEISMO . Eksperyment jest oparty na śledzeniu radiowym lądownika Huygens podczas lądowania na Tytanie.
W trakcie eksperymentu wykonywane będą 3 typy pomiarów: pomiary odległości w kierunku radialnym za pomocą technik nawigacyjnych ze stacjami naziemnymi; pomiary szybkości w kierunku radialnym z użyciem standardowego wyposażenia komunikacyjnego w obu kierunkach (sonda - Ziemia i Ziemia - sonda) oraz w jednym kierunku (sonda - Ziemia z użyciem USO); oraz pomiary pozycji kątowej sondy względem radioźródeł odniesienia na sferze niebieskiej.
Pomiary rozkładu masy we wnętrzu Phobosa zostaną wykonane na orbicie kwazisynchronicznej. Pomiary dynamiki układu Phobos - Mars odbędą się po lądowaniu. Ich dokładność będzie zależała od pozycji sondy na powierzchni księżyca i od czasu trwania misji na powierzchni. Symulacje wykazały, że wiarygodne informacje można uzyskać po co najmniej roku pracy na powierzchni.
-
Radio Occultation Experiment
Eksperyment zakrycia radiowego jest wspólnym doświadczeniem, w którym zostanie wykorzystana sonda Phobos-Grunt (w czasie pobytu na orbicie Marsa i na powierzchni Phobosa) oraz chiński orbiter Yinghuo-1. Celem eksperymentu jest wykonanie pomiarów gęstości elektronów w jonosferze Marsa. Umożliwi on uzyskanie profili gęstości elektronów na wysokościach 50 - 300 km ponad powierzchnią.
W eksperymencie wykorzystany zostanie nadajnik na sondzie Phobos-Grunt oraz odbiornik na sondzie Yinghuo-1. Częstotliwości odniesienia dostarczy ponadto oscylator ultrastabilny (Ultra-Stable Oscillator - USO), ten sam co w przypadku eksperymentu PRIDE-Phobos.
Orbity obu sond będą przebiegać w tej samej płaszczyźnie, zbliżonej do płaszczyzny równika Marsa. Okresowo Phobos-Grunt będzie chował się za tarczą Marsa, ale przedtem będzie widoczny z Yinghuo-1. To samo będzie zachodzić po lądowaniu na Phobosie. W trakcie wykonywania eksperymentu nadajnik znajdujący się na Phobos-Grunt będzie transmitował sygnał do Yinghuo-1 przy częstotliwościach 400 MHz i 800 MHz w polaryzacji liniowej. Moc sygnału będzie wynosić 6W. Sygnał będzie następnie odbierany przez odbiornik na Yinghuo-1 w postaci anteny mikropaskowej. Jego czułość wynosi około -145dBm. Częstotliwość próbkowania wynosi 10Hz. Po wzmocnieniu będzie obrabiany przez system obórki badanych (Data Processing Unit - DPU) odbiornika i wysyłany do systemu zarządzającego instrumentami naukowymi sondy. Masa odbiornika wynosi 3.0 kg, a pobór mocy - 6W.
Na podstawie przesunięcia fazy sygnału odbieranego przez Yinghuo-1 możliwe będzie wyznaczenie całkowitej objętości elektronów (Total Electron Content - TEC) i wyprowadzenie z niego gęstości elektronów na różnych wysokościach nad powierzchnią Marsa. Pomiary takie zostaną wykonane dla wysokości od 50 do 300 km przy kątach Słońce - zenit (Solar - Zenith Angle - SZA) pomiędzy 43 a 138 stopni. Pozwoli to na pomiary właściwości jonosfery w środku nocy. Do tej pory nigdy nie zostało to osiągnięte z powodu kątów Słońce - Ziemia - Mars. Niezależnie sygnał z Yinghuo-1 w czasie chowania się za tarczę Marsa może być odbierany na Ziemi. Dostarczy to pomiarów gęstości elektronów w jonosferze w czasie dnia.
-
LIFE
Eksperyment badań żywych organizmów w warunkach lotu kosmicznego ma na celu określenie żywotności wybranych organizmów w czasie lotu międzyplanetarnego trwającego około 34 miesięcy. Tym samym pozwoli on na oszacowanie możliwości zachodzenia panspermii. Dostarczy on unikalnej możliwości na zbadanie żywotności organizmów narażonych na działanie promieniowania kosmicznego i słonecznego poza magnetosferą Ziemi. Do tej pory przeprowadzono tylko 2 doświadczenia tego typu - Biostak 1 na Apollu 16 i Biostak 2 na Apollu 17. Trwały one jednak tylko kilkanaście dni (odpowiednio 11 i 12 dni). Eksperymenty te, bok doświadczeń wykonanych w obrębie magnetosfery (np Biostak 3, Biobloc, Advanced Biostak, zestawy na Long Duration Exposure Facility LDEF, Biopan, czy Experiment Exobiologie) pokazały, że bakterie, grzyby i nasiona roślin nie są niszczone przez promieniowanie. Próbka bakterii Bacillus subtilis na satelicie LDEF była żywotna po kilku latach, jednak dawka promieniowania była stosunkowo niewielka. Doświadczeni stworzy też możliwości przetasowania procedur obchodzenia się z materiałem pozwalającym na uniknięcie ich zanieczyszczenia przed misją mającą na celu pozyskanie próbek na Marsie.
Eksperyment LIFE znajduje się w obrębie kapsuły powrotnej. Ma on postać niskiego walca o zewnętrznej średnicy 57 mm. Wysokość wynosi 17 mm. Masa to 89 g.
Zewnętrzna, dwuczęściowa obudowa eksperymentu jest wykonana z tytanu. Ma maksymalną grubość 18 mm. Ma strukturę porowatą, co zmniejsza jej masę przy zachowanej wysokiej oporności mechanicznej.
Centralną część zajmuje moduł biologiczny. Składa się on z ceramicznej struktury podstawowej zawierającej 30 cylindrycznych pojemników z próbkami oraz centralną wnękę mieszczącą próbkę archeów mrozoodpornych w imitacji gleby. Zastosowanie materiału ceramicznego pozwala na łatwą sterylizację przed wprowadzeniem próbek. Cylindry na próbki są wykonane z derlinu i polipropylenu. Każdy z nich ma 3 mm średnicy. Ich górna część jest uszczelniona. Masa pojedynczego cylindra wraz z zawartością to maksymalnie 100 gramów. Centralna komora kultury bakteryjnej jest również wykonana z tworzywa sztucznego Ma średnicę 30 mm. Cały moduł jest zamknięty pokrywą górną. Dolna część modułu posiada wypustki wchodzące w zagłębienia w części górnej. Zapobiegnie to ich separacji w trakcie lotu. Hermetyczne zamknięcie umożliwiają dwie uszczelki - zewnętrzna i wewnętrzna. Moduł jest silnie spięty dwoma tytanowymi klamrami i zabezpieczona taśmą. Ponadto otacza go izolacja z tworzywa sztucznego. Dzięki temu próbki nie zostaną zanieczyszczone po lądowaniu kapsuły. Całość jest umieszczona na dwóch amortyzatorach - górnym i dolnym. Zabezpieczą one zawartość przed wstrząsami w trakcie startu i lądowania. Wyhamowanie w tracie lądowania kapsuły wyniesie około 4000g, więc moduł z próbkami musiał zostać dobrze zabezpieczony przed fizycznym uszkodzeniem. Cały zestaw jest przyłączony do dolnej części osłony zewnętrznej. Styk pomiędzy dolną a górną częścią osłony jest zapieczętowany za pomocą zwoju drutu z indu. Górna część osłony jest dodatkowo zabezpieczona trzema uchwytami.
Zabezpieczenie szczelności próbek jest więc wielostopniowe. W przypadku zniszczenia klamer wewnętrznych moduł zachowa szczelność dzięki plombom z indu. Przy szkodzeniu również i ich szczelność gwarantują dwie uszczelki. Ostatecznie cylindry z próbkami również zachowują szczelność.
Dawka promieniowania przyjęta w czasie lotu może być odczytana za pomocą dwóch pasków dozymetrycznych. Skrajne temperatury na które eksperyment był narażony można oszacować na podstawie zmian w farbie ciepłowrażliwej. Całe urządzenie nie posiada żadnych aktywnych elementów.
W doświadczeniu użyto organizmów stosowanych już w eksperymentach w kosmosie, gatunków dobrze poznanych i odpornych na promieniowanie. Reprezentują one wszystkie 3 domeny życia (Bacteria, Eukaryota i Archaea). Łącznie użyto 10 różnych jednostek (gatunków lub szczepów). Dla każdej użyto 3 pojemników z próbkami, co pozwala na uzyskanie bardziej wiarygodnego wyniku badań. Bakterie są reprezentowane przez próbki: Bacillus safensis szczep f036b (ATCC- BAA-1126) wysuszona sublimacyjnie, Bacillus subtilis szczep 168ATCC 23857 wysuszona sublimacyjnie i za pomocą powietrza, Bacillus subtilis szczep MW01 wysuszona za pomocą powietrza, oraz Deinococcus radiodurans szczep ATCC BAA-816 wysuszona sublimacyjnie. Eukarionty to drożdże Saccharomyces cerevisiae szczep Strain W303 ATCC 200060 wysuszone sublimacyjnie, nasiona rzodkiewnika Arabidopsis thaliana (L.) Heynh. (Brassicaceae) oraz niesporczaki reprezentujące zwierzęta. Te ostatnie to gatunki Milnesium tardigradum Doyere, 1840 (Eutardigrada, Apochela, Milnesiidae), Richtersius coronifer (Richters, 1903) ( Eutardigrada, Parachela, Macrobiotidae) i Echiniscus testudo (Doyere, 1840) (Heterotardigrada, Echiniscoidea, Echiniscidae). Wysuszono je za pomocą powietrza. Archea reprezentują Haloarcula marismortui szczep ATCC 43049 wysuszony powietrznie i zabezpieczony solą, Pyrococcus furiosus szczep ATCC 43587 (DSM-3638) wysuszony sublimacyjnie, oraz Methanothermobacter wolfeii wysuszony powietrznie. Ponadto centralna komora mieści kulturę złożoną z mieszanki mineralnej zainfekowanej archeami metanotwórczymi. Została wysuszona powietrznie. Próbki w cylindrach mają masę mniejszą niż 6 g. Próbka kultury ma masę około 0.8 g.
Zastosowane szczepy bakterii, archeów i drożdży są nietypowe, dzięki czemu można je łatwo odróżnić od zwyczajnych zanieczyszczeń. Ponadto ryzyko zanieczyszczenia jest zminimalizowane poprzez sterylizację wnętrza i powierzchni zewnętrznej zestawu przed umieszczeniem próbek.
Eksperyment LIFE został opracowany przez Planetary Society we współpracy z IKI, Institute for Biomedical Problems, Uniwersytetem Moskiewskim z Rosji, American Type Culture Collection (ATCC) z USA oraz Institute for Aerospace Medicine z Niemiec.
-
Anabiosis
Anabiosis jest eksperymentem biologicznym. Jego cele pokrywają się w dużej mierze z eksperymentem LIFE. Pozwoli on na określenie żywotności wybranych organizmów w czasie 3-letniego lotu międzyplanetarnego. Dzięki temu możliwe stanie się oszacowanie możliwości zachodzenia panspermii. Ponadto dostarczy okazji do zbadania wpływu długotrwałego działania promieniowania na organizmy. Będzie też miał znaczenie dla badań biomedycznych na potrzeby astronautyki załogowej. Pozwoli na zbadanie zmian genetycznych, biochemicznych i innych zaszłych w organizmach podczas lotu. Tym samym pozwoli na oszacowanie możliwości zapobiegania nim. Wyniki zostaną porównane z informacjami uzyskanymi podczas eksperymentów na ISS, czyli w obrębie magnetosfery Ziemi. W eksperymencie znacznie więcej gatunków i szczepów niż w LIFE, jednak archea nie zostały uwzględnione.
Eksperyment Anabiosis znajduje się wewnątrz kapsuły powrotnej sondy Phobos-Grunt. Składa się z dwóch pojemników (Phobos-capsule) zawierających paczki z materiałami biologicznymi. Pojemniki mają wymiary 11 x 35 mm. Paczki mają postać torebek plastikowych o wymiarach 10 x 10 mm. Oba pojemniki zawierają łącznie 122 takie próbki.
W eksperymencie bakterie są reprezentowane przez następujące gatunki i szczepy: Leptolyngbia sp. szczep Dp 6606; Methanosarcina lacustris szczepy ZS (DSM13486T) i VKM B-2268; Methylosinus trichosporium szczep 34; Methylosinus sporium szczep 29; Methylocystis minimus szczep 28; Methylobacter chroococcum szczep 72; Deinococcus radiodurans szczep NP902; Artrobacter oxydens szczep Prm1; Pseudomonas aurefaciens szczep В1393; Bacillus subtilis szczep 20; Bacillus licheniformis szczep 24; Bacillus pumilus szczep 25; Bacillus subtilis szczep 2335\105; Ferroplasma acidiphilum; Acinetobacter sp. szczep К30А; Rhodococcus sp. szczep K-25; Sphingomonas sp. szczep К42; Acetobacterium tundrae szczep Z-4493 (DSM1 9173T); Micrococcus luteus szczep 6/90-111; Aquaspirillum sp. szczep 6/90-111/С505; Rudobacter spheroides szczep 323; oraz Streptomyces sp. szczep 315. W trackie prac nad eksperymentem opisano nowe gatunki Methanosarcina lacustris, Acetobacterium tundrae i Ferroplasma acidiphilum. Jako nowy opisany został również rodzaj Ferroplasma.
Do grzybów zaliczają się: Ulocladium botrytis szczep 16-12; Cladosporium cladosporioides szczep 2-3; Aspergillus sydowii szczep 9-6; Aspergillus versicolor szczep 4-3-4; Penicillium aurantiogresium szczep 9-9; Penicillium expansum szczep 4-3-3; Aspergillus sydowii; Penicillium aurantiogresium; Aspergillus versicolor; Penicillium expansum; Aureobasidium pullulans szczep 3847; Ulocladium botrytis szczep Preuss M-54 ВКМ F-4032D; oraz Saccharomyces cerevisiae szczep 200060 Strain W303 ATCC.
Zwierzęta reprezentują głównie skorupiaki: Artemia salina (Linnaeus, 1758) (Branchiopoda, Anostraca, Artemiidae); Streptocephalus torvicornis (Waga, 1842) (Branchiopoda, Anostraca, Streptocephalidae); Eucypris sp. (Ostracoda, Podocopida, Cyprinidae); Daphnia magna Straus, 1820 (Branchiopoda, Diplostraca, Daphniidae); Hemidiaptomus ingens (Gurney, 1909) (Maxillopoda, Calanoida, Diaptomidae). Ponadto zastosowano muchówkę Polypedilum vanderplanki Hinton, 1951 (Diptera, Chironomidae) będącą największym pod względem rozmiarów znanym anhydrobiontem. Z roślin zastosowano nasiona Arabidopsis thaliana (L.) Heynh. (Brassicaceae); Zingeria beibersteiniana (Claus.) P. Smirn. (Poaceae); Mesembryanthemum crystallinum L. (Aizoaceae); oraz Nicandra physaloides (L.) Gaertn. (Solanaceae).
Eksperyment jest kontynuacją doświadczeń z organizmami w stanie anabiozy prowadzonymi na Międzynarodowej Stacji Kosmicznej, zarówno wewnątrz (RASTENIYA-2, AQUARIUM, BRADOS, BIORISK- KM i BIORISC-MSV) jak i na zewnątrz (BIORISK–MSN i EXPOSE-R).
-
HISTORIA MISJI
Koncepcja misji mającej na celu dostarczenie próbki z Phobosa powstała w okresie prac na misją Phobos. Zakładano tedy wykorzystanie statku podobnego do sond Phobos. W 1992 rozważano rosyjsko - amerykańską misję do Phobosa, jako część współpracy tych krajów w zakresie badań kosmicznych (inicjatywa "To Mars Together"). Po rozpadzie ZSRR program badań planet uzyskiwał tylko minimalne finansowanie. Większość środków przeznaczonych na badania naukowe pochłonął nie ukończony program astrofizyczny Spectrum X - Gamma. Na zapaść badań planet miała też duży wpływ utrata misji Mars 96, największej sondy planetarnej jaką do tej pory zbudowano.
W tym okresie jednak początkowo mała grupa ludzi związanych z Space Research Institute (IKI), Vernadsky Institute of Geochemistry and Analytical Chemistry (GEOHI), Keldysh Institute of Applied Mathematics i NPO Lavochkin opracowała projekt dużo mniejszego ale nowocześniejszego pod wieloma względami statku przeznaczonego do różnorodnych misji planetarnych. Wstępne prace projektowe zakończyły się w 1999r. Rozważanymi propozycjami wykorzystania tego projektu były dwie możliwe misje - Phobos-Grunt i Luna Glob. W środowisku związanym z badaniami planet rozważano możliwości przeprowadzenia misji na Phobosa około 2005r, a Luna Glob po tym kresie.
Program Phobos-Grunt rozpoczął się w 2000r. W 2002r rozpoczęły się eksperymentalne prace konstrukcyjne. W lutym 2004r przyznane zostało finansowanie na poziomie 40 milionów rubli, a koszt całej misji oceniono na około miliard rubli. Rakietą miał być wtedy Soyuz 2/Fregat. Z powodu niskiego poziomu finansowania start był przewidywany dopiero na 2009r. Potem wymieniany był też rok 2007, a następnie ponownie 2009. Uchwalony 22 grudnia 2005r budżet dla federalnego programu kosmicznego zapewnił dalsze finansowanie projektu. W lipcu 2006r NPO Lavochkin poinformowało, że rozpoczęły się prace nad sprzętem i awioniką. Rozpoczęto też konstruowanie testowego modelu sondy. W listopadzie 2006r oficjalnie poinformowano, że wraz z sondą poleci też chiński orbiter Yinghuo-1. Planowano jego przyłączenie do górnej części Phobos-Grunt. 26 marca 2007 prezydenci Chin i Rosji podpisali porozumienie w sprawie wspólnych badań Marsa i Phobosa. Tego samego dnia politechnika w Chonkongu oficjalnie podjęła się wykonania urządzenia do pobierania próbek. Z powodu dodania chińskiego orbitera zmieniono rakietę nośną. Nową stał się Zenit. 5 kwietnia 2007 odbyło się spotkanie kierowników zespołów projektowych i konstrukcyjnych. Wybrano na nim stacje śledzenia i centra kontroli misji. W 2008r poinformowano ponadto o możliwości wykorzystania sondy do wymiany danych z łazikiem ESA ExoMars. Wymagałoby to instalacji odpowiedniego wyposażenia komunikacyjnego na łaziku i Phobos-Grunt. Wywołało to jednak sceptycyzm, ponieważ łazik ten miał wtedy wystartować dopiero w 2013r i wylądować w 2015r. Phobos nie byłyby także dobrą stacją przekaźnikową.
Od początku 2008r misja znajdowała się w fazie aktywnych przygotowań. Gotowe były wtedy następujące komponenty: główna antena, elementy systemu napędowego dla lądownika, komponenty zasilacza anteny, prototyp struktury dla wyposażenia lądownika do testów wibracyjnych, podpory lądownika, elementy systemu podzielającego poszczególne komponenty, oraz prototyp systemu napędowego pojazdu powrotnego do testów termicznych w próżni. Start był jednak nadal planowany na październik 2009r. Georgy Poleshyuk, przewodniczący Lavochkin stwierdził, że najbardziej krytycznymi działaniami w harmonogramie przygotowań do startu są: montaż Yinghuo-1, przygotowania naziemnych kompleksów śledzenia i przygotowywania instrumentów naukowych. Nieoficjalnie źródła związane z projektem wymieniały realne problemy związane z systemami kontrolnymi i oprogramowaniem. Wymagane parametry pamięci pokładowej nie zostały uzyskane. Prace nad tymi systemami znacznie przekroczyły terminarz. Nadal nie osiągnięto również wymaganych parametrów i wiarygodności. Zawory kontrolujące przepływ paliwa zwiodły podczas testów. Problemy stwarzała też kontrola temperatury i układy elektryczne wielu systemów. Jasna stała się konieczności opóźnienia startu do następnego okna startowego, w 2011r. 29 października 2008r NPO Lavochkin poinformował jednak, że prace nad sondą przebiegają zgodnie z harmonogramem. 24 czerwca 2008r poinformowano, że podczas spotkania Rosja - Unia Europejska w Paryżu zawarto umowę w sprawie wymiany danych z ExoMars. ESA zapewniłaby natomiast stacje śledzenia i uzyskała wysokorozdzielcze zdjęcia Phobosa za pomocą Mars Express.
W 2008r zakończyły się również prace nad prototypami instrumentów naukowych opracowanych przez IKI. Zostały one poddane testom w Lavochkin. Ponadto rozpoczęto prace nad modelami do testów kwalifikacyjnych i modelami lotnymi. Pod koniec roku IKI poinformowało również, że kontynuuje przygotowania segmentu naziemnego, co oznaczało, że nie będzie on gotowy do czasu planowanego startu. W międzyczasie anulowane zostały rosyjsko - włoskie instrumenty TIMM (spektrometr podczerwieni) i DIAMOND (detektor pyłu) z braku ich finansowania. Fiński Instytut Meteorologii (Finnish Meteorological Institute - FMI) poinformowała też, że nie ukończy stacji meteorologicznej dla Marsa, NetMet, która również mogłaby być zabrana na pokładzie pojazdu.
W styczniu 2009r lądownik podczas budowy w ośrodku Lavochkin w Khimki został po raz pierwszy zaprezentowany w telewizji. Po raz pierwszy pokazano wtedy nowo zaprojektowany kratownicowy łącznik dla Yinghuo-1. W kwietniu 2009 Francis Rocard, koordynator udziału Francuskiej Agencji Kosmicznej w projekcie poinformował, że potrzymał oficjalną decyzję o przełożeniu startu na 2011r. Zostało jednak utrzymane dalsze finansowanie projektu. NPO Lavochkin nadal jednak potwierdzał start w 2009r. Na początku września 2009r planowano dostarczenie sondy na Bajkonur 25 września i start w listopadzie 2009r, czyli poza oknem startowym 2009r. 21 września dyrektor IKI, Lev Zeleny poinformował międzynarodowych partnerów projektu o przełożeniu misji na 2011r. Cały projekt jednak nigdy nie zbliżył się do gotowości do startu w 2009r. Nawet we wrześniu 2009r nie ukończono testów termalnych, a test lądowania zakończył się zniszczeniem podpór lądownika. Model lotny w Khimki pozostawał rozmontowany nawet we wrześniu. Projekt był jednak wykorzystywany do pobierania pieniędzy tak długo jak to było możliwe.
Na rozwiązanie problemów technicznych były 2 lata. Zaistniała jednak nowy problem. Przy starcie w 2011r trajektoria sprawiałby, że pojazd byłby za ciężki o około 150 kg w stosunku do możliwości rakiety Zenit. Możliwa stała się wymiana rakiety na droższego Protona. W marcu 2010r poinformowano też o wymianie jednego z urządzeń do pobierania próbek, co pozwoliłoby na wiercenie w twardej skale. 8 kwietnia 2010r poinformowano o wprowadzeniu do jednego z dwóch manipulatorów penetratora CHOKIM opracowanego przez Centrum Badań Kosmicznych PAN. W IKI ulepszono też procedurę pobierania próbek. Opracowano techniki ułatwiające tą procedurę z użyciem kamer panoramicznych i stereoskopowych. Możliwe stało się w pełni automatyczne pobieranie próbek. Najpoważniejszym problemem pozostawał jednak system kontrolny statku. W celu rozwiązania komplikacji w NPO Lavochkin przygotowano 2 stanowiska testowe, dla komputera głównego i komputera pojazdu powrotnego. Pozwały one na konsekwentne przetestowanie wszystkich algorytmów procedur nominalnych i awaryjnych do czasu startu i kontynuowanie testów w czasie lotu. W celu rozwiązana problemów z brakiem gotowości stacji naziemnych podpisana została umowa z Ukraińską Agencją Kosmiczną NKAU. W ramach testów radioteleskop RT-70 w Evpatorii z powodzeniem odebrał sygnał z Mars Express. W Rosji unowocześniono również stacje śledzenia Medvezhiy Ozera blisko Moskwy i Ussuriysk na dalekim wschodzie, stanowiące główne stacje dla Phobos-Grunt. W grudniu 2010r Anatoly Perminov, przewodniczący Roskosmos podpisał również umowę z NASA pozwalającą na udział tej agencji w naziemnej kontroli misji za pomocą Deep Space Network. Możliwe jest również wykorzystanie stacji europejskich. W celu zwiększenia zapasu paliwa w NPO Lavochkin powiększono pojemność zbiorników bloku napędowego poprzez dodanie sferycznych sekcji, co pozwalało na wyniesienie sondy za pomocą rakiety typu Soyuz również w 2011r. Modyfikacja bloku napędowego pociągnęła ze sobą szereg dalszych utrudnień.
W tym czasie oficjalnie anulowany został lądownik NetMet. Opóźnienie misji pozwoliło jednak na opracowanie spektrometru podczerwieni dla mikroskopu MikrOMEGA. Ponadto wprowadzono nowy spektrometr do badań właściwości Marsa, TIMM 2, który zastąpił oryginalny instrument TIMM (nazwa instrumentu nie została zmieniona, chociaż ma on niewiele wspólnego z poprzednikiem). Prace nad instrumentem DIAMOND nie zostały natomiast podjęte.
W pierwszej połowie 2011r trwały końcowe prace nad sondą. W marcu zostało złożone zamówienie na rakietę Zenit-2SB. Zakończono też prace nad urządzeniem do pobierania próbek (Sampling Device - SD). Nadal istniały jednak problemy z systemem komputerowym sondy. Nie przeprowadzono testów wszystkich sekwencji zaplanowanych w czasie lotu. Prawdopodobnie oprogramowanie zostanie uzupełnione dopiero w trakcie lotu. Zakończyło się natomiast planowanie procedury lądowania na Phobosie i testy opracowanych algorytmów. Zajmował się tym Instytut Mechaniki Stosowanej Rosyjskiej Akademii Nauk (IPM RAN). Z powodu ograniczeń budżetowych nie zbudowano kompletnego modelu sondy do testów elektrycznych. Użyto do tego układu w którym większość elementów to prototypy albo substytuty. Przeprowadzanie testów w taki sposób spotkało się z krytyką, ponieważ konstrukcja sondy jest w dużej mierze nowa. 29 maja sonda została przetransportowana do miejscowości Peresvet (90 km od Moskwy), gdzie przeszła testy w komorze próżniowej VK600/300. Była to najbardziej rygorystyczna seria testów w trakcie prac nad sondą. Zakończyły się one 20 czerwca. Następnie pojazd został przetransportowany do głównego wykonawcy, NPO Lavochkin w Moskwie. Dostarczenie sondy na kosmodrom było planowane na 23-25 września. W połowie sierpnia termin ten przesunięto o 2 dni. Następnie dostarczenie pojazdu na miejsce startu przełożono na październik. Przyczyną była awaria jednego z urządzeń pokładowych, które wymagało wymiany. W sierpniu zaniechano też wykonania pełnego testu systemu elektronicznego sondy, BKU na jego modelu inżynieryjnym. Testy wykonano na statku kosmicznym, co było pracochłonne i zwiększyło ryzyko błędu. Jednak nawet te testy wykazały, że BKU nie był gotowy do misji. Częste błędy oprogramowania wymagały ponownego pisania oprogramowania. Przetestowanie ostatnich poprawek stało się niemożliwe. Ponadto jeden z dwóch procesorów w komputerze TsVM-22 uległ awarii i został dezaktywowany podczas dalszych przygotowań. Ponadto wystąpił konflikt sprzętowy pomiędzy drugim procesorem a procesorem w zapasowym komputerze TsVM-22. Dlatego też jednej z komputerów wyłączono na stałe. Pozostał on jednak na sondzie. Ostatecznie więc sonda posiadała tylko jeden sprawny komputer. Żaden z inżynierów instytutu TsNIIMash odpowiedzialnego za certyfikowanie rosyjskich statków kosmicznych do lotu nie potwierdził, że Phobos-Grunt był gotowy do lotu. Jednak wysocy urzędnicy instytutu, pod naciskiem rosyjskiej agencji kosmicznej podpisali stosowane dokumenty.
Pojazd dotarł na kosmodrom Bajkonur 17 października. Został tam dostarczony samolotem An-124-100 linii Ruslan. Po rozpakowaniu został dostarczony do budynku MIK-31, gdzie przeszedł ostatnie przygotowania do startu. 21 października do budynku montażowego został dostarczony moduł napędowy MDU. W trakcie poprzedniego tygodnia został on napełniony paliwem. Następnie zatankowano paliwo na sam lądownik. W tym czasie oficjalnym terminem startu stał się 9 listopada. Tankowanie sondy zakończyło się 27 października. Wtedy też połączono ją z orbiterem YH-1. Tankowanie modułu powrotnego zostało rozpoczęte 27 października. Zostało zakończone 1 listopada. MDU został natomiast połączony z interfejsem łączącym z drugim stopniem rakiety Zenit-2SB.
1 listopada wykonano ostatnie testy, między innymi test rozkładania paneli słonecznych. W trakcie pozostałych testów wykryto szereg błędów. Polarność systemów sterujących silnikami kontroli orientacji była odwrócona w oprogramowaniu głównego komputera BKU. Wykonano niewielkie poprawki. Przełączono 6 kabli, co wiązało się z wykonywaniem lutowania przy statku kosmicznym wypełnionym toksycznym paliwem. Po tych prowizorycznych naprawach okazało się, że sygnały ze wszystkich kabli zostały przepuszczone przez jeden układ wykonawczy. Skompensowanie tego błędu wymagało kompleksowych zmian w oprogramowaniu. Zmiany takie mogły zostać wykonane dopiero na stanowisku startowym, co nie dawało czasu na testy.
2 listopada sonda została zainstalowana w owiewce. Pod koniec dnia została przewieziona do budynku MIK-41 na stanowisku startowym 42. Tam połączono ją z rakietą Zenit-2SB. 5 listopada wydano zgodę na przetransportowanie rakiety na stanowisko startowe. 6 listopada rakieta dotarła na platformę startową nr 45. 8 listopada wykonano tam ostatnie przygotowania do startu. Wymieniono baterie na sondzie. Kontrolowano ciśnienie i temperaturę wewnątrz owiewki. Tego samego dnia wydano zgodę na zatankowanie rakiety start.
-
WYBÓR MIEJSCA LĄDOWANIA
Głównymi wymogami podczas wyboru miejsca lądowania są wymogi bezpieczeństwa związane z trajektorią i systemami statku. Zajmują się tym specjaliści z NPO Lavochkin i Keldysh Institute of Applied Mathematics (IPM). Wymagane jest, aby strefa lądowania znajdowała się w obszarze równikowym. Wstępnie wybierane pole miało wymiary około 50° x 50°. Phobos ma wymiary 19 x 22 x 19 km i jeden stopień szerokości geograficznej ma wielkość 190 - 225 m. Następnie w tak wyselekcjonowanym polu specjaliści z Vernadsky Institute of Geochemistry and Analytical Chemistry (GEOHI) wybierali 1 - 2 okręgów lądowania o niższej nierówności powierzchni. To ostatnie oznacza mniejszy udział stromo nachylonych zboczy (15° - 20°) przy wielkości porównywalnej z rozpiętością podpór lądownika (około 3 m) lub mniejszy udział skał o wielkości powyżej 0.5 metra. Metoda taka została z powodzeniem zastosowana podczas wyboru miejsc lądowań sond Łuna 16, 17, 20, 21 i 24. Regiony takie zostały wybrane na podstawie zdjęć z sond Viking 1 i Viking 2, Mars Global Surveyor i Mars Express oraz na podstawie map sporządzonych na podstawie tych zdjęć. Rozdzielczość użytych zdjęć wahała się od 1 - 2 metra do ponad 20 metrów na piksel. Obiekty można rozróżnić na zdjęciach jeśli mają wielkość ponad 3 pikseli (a najlepiej ponad 5 pikseli). Dlatego też możliwe było rozróżnienie obiektów o szerokości ponad 5 - 10 metrów. Nie było więc możliwości zauważenia małych, ale potencjalnie niebezpiecznych podczas lądowania utworów. Oprócz wyraźnych oznak niebezpieczeństwa takich jak kratery i rowy do oszacowania przydatności danego miejsca były używane analizy pośrednie. Np wiadomo z lądowań na Księżycu, że w pobliżu kraterów regolit jest głęboki i wbijanie się w niego może być niebezpieczne. Obserwacje zmian w albedo powierzchni przy dużej wysokości słońca nad horyzontem pozwalały też na wyszukanie osadów wyrzuconych z młodych kraterów, które mogą obfitować w małe ale niebezpieczne skały. Przy starych kraterach taki materiał zostaje natomiast zniszczony i pogrzebany na skutek dalszego bombardowania małymi meteoroidami i zmian temperatury.
Na początku prac nad projektem rozważano lądowanie na półkuli zwróconej do Marsa. Wybrany obszar znajdował się w granicach 10°N - 40°S, 310° - 360°W. GEOHI wybrała tutaj dwa okręgi lądowania, najlepsze według dostępnych zdjęć i map, sporządzonych przez sondy Viking Orbiter. Obszar w ich obrębie był pozbawiony dużych utworów topograficznych takich jak kratery czy rowy, dużych różnic w wysokości terenu i charakteryzował się niską szorstkością. Centrum pierwszego okręgu miało współrzędne 20°S, 315°W. Centrum drugiego było przesunięte na północy - zachód w stosunku do pierwszego o 7° i miało koordynaty 13°S, 322°W. Nachylenia zboczy były niższe od 15° w obrębie okręgów i wzdłuż trajektorii podejścia do lądowania. W obrębie okręgów wyróżniono kilka typów terenu o różnej złożoności: szorstka równina falista o małym skraterowaniu i rzadko występujących rowach; teren wyboisty o średnim skraterowaniu, silnie skraterowana powierzchnia bez rowów; pagórkowaty teren z grzbietami i rzadkimi rowami w obrębie osadów z krateru Stickney; oraz powierzchnia silnie skraterowana z licznymi rowami. W obrębie pierwszego okręgu dominującym typem terenu (80%) jest falista równina. W obrębie drugiego najbezpieczniejsze typy terenów (równina i teren wyboisty) stanowiły 70%. W obu przypadkach centra okręgów zajmowała równina. Najlepsze zdjęcie obszaru (Viking Orbiter 315A11,12) ma rozdzielczość 25 metrów na piksel, a najmniejsze rozróżnialne szczegóły mają wielkość około 75 metrów.
W toku dalszych prac w NPO Lavochkin zdecydowano o zmianie strefy lądowania. Doprowadziły do tego symulacje warunków oświetleniowych. Lądowanie na półkuli zwróconej do Marsa powodowałoby okresową utratę zasalania w czasie przejścia przez cień planety. Nowy obszar lądowania, na półkuli odwróconej od Marsa charakteryzował się granicami 20°N -20°S, 210°-260°W. Wybrani tutaj okręg lądowania o najniższej szorstkości. Miał on średnicę 4 km i współrzędne środka 0°S, 232.5°W. Wyróżniono w nim równinę falistą, teren wyboisty i teren silnie skraterowany. Centrum zajmował obszar najbezpieczniejszy, równina przecięta rowem. W okręgu znaleziono 2 fragmenty o najgładszej powierzchni, o średnicy około 1 km każdy. Współrzędne ich środków to 5°S, 235°E i 5°N, 230°E. Najlepsze zdjęcie tego obszaru (Viking Orbiter F242A21) ma rozdzielczość 15 metrów na piksel, a najmniejsze rozróżnialne szczegóły - około 45 metrów. Obszar ten został scharakteryzowany tylko na podstawie obrazów z misji Viking Orbiter mających średnią rozdzielczość (15 - 25 metrów na piksel) i wykonanych przy dużej wysokości słońca nad horyzontem. Uniemożliwiło o wiarygodne rozpoznanie utworów o stromych stokach i chociaż powierzchnia wygląda na gładką nie można być całkowicie pewnym że jest taka w rzeczywistości.
W 2008r uzyskano kilka wysokorozdzielczych zdjęć drugiego obszaru lądowania za pomocą kamery HRSC sondy Mars Express. Okręg lądowania znajdował się na obszarze nie oświetlonym, ale na północ od niego na części oświetlonej wyraźny był gładki fragment powierzchni. Rozdzielczość wynosiła około 4 metry na piksel a słońce znajdowało się na wysokości mniejszej od 10° ponad horyzontem. Dlatego też analiza morfologiczna powierzchni była znacznie dokładniejsza niż w obrębie drugiego miejsca lądowania. Zaproponowano więc wyznaczenie tutaj trzeciego obszaru lądowania o granicach 20° - 30°N, 210° - 240°W. Analizy wykonane w IPM wykazały, że miejsce to jest akceptowalne z punktu widzenia wymaganej trajektorii. Średnica nowego okręgu lądowania wynosi również 4 km, a jego środek ma współrzędne 15°N, 230°W. Obszar w obrębie okręgu to równina falista, słabo skraterowana, z nielicznymi rowami. Rozkład wielkości kraterów został obliczony na podstawie obrazu Mars Express h5851_0000.nd2.02 o rozdzielczości 4 metrów na piksel. Łącznie znaleziono 120 kraterów o średnicach 44 - 704 m. Znajduje się tutaj tylko jeden duży młody krater, o średnicy około 300 metrów, zlokalizowany przy skraju wschodnim. Jest on głęboki, na zdjęciu posiada cień we wnętrzu rozciągający się na 1/3 jego średnicy. Bardziej na południe leży krater o podobnej wielkości, ale topograficznie jest on znacznie mniej wyraźny, prawie bez cienia na dnie. Ponadto występuje tutaj 35 kraterów o wielkości od kilkudziesięciu do 150 metrów, ale tylko kilka z nich jest na tyle głębokich, że cienie ich ścian sięgają do ich centrów na dostępnych zdjęciach, obejmujących okolice terminatora. Kratery te nie powinny stwarzać większego zagrożenia. W północnej części wybranego rejonu znajduje się kilka rowów o szerokości 100 - 200 m i długości kilku kilometrów. Ich stoki są bardzo delikatne, praktycznie nie rzucają cieni na ich dna. Wybór tego miejsca nie został jednak jeszcze zatwierdzony.
-
PLAN PRZEBIEGU MISJI
Całościowy przebieg misji przedstawia schemat w załączeniu.
-
Start misji Phobos-Grunt jest planowany na listopad 2011r. Pojazd wystartuje za pomocą rakiety Zenit z kosmodromu Bajkonur, stanowisko startowe 45. Rakieta nośna umieścili sondę na parkingowej orbicie okołoziemskiej. Następnie pierwsze uruchomienie silnika bolku napędowego wprowadzi ją na orbitę pośrednią. W dalszej kolejności drugie uruchomienie silnika bloku napędowego przeniesienie pojazd na trajektorię okołosłoneczną. Potem odrzucony zostanie toroidalny zbiornik paliwa bloku napędowego. Lot na Marsa potrwa około 11 miesięcy. W tym czasie przeprowadzone zostaną 3 korekty trajektorii. Pierwsza odbędzie się 10 dni po starcie, druga na 80 dni przed wejściem na orbitę okołomarsjańską, a trzecia - na 14 dni przed osiągnięciem planety. Pierwszy manewr zniweluje niedokładności startu. Czas jego wykonania jest najkrótszym okresem od startu w którym można zebrać wiarygodne dane na temat trajektorii. Celem dalszych manewrów korekcyjnych będzie zmniejszenie błędu przy dotarci do Marsa do wartości nie większej niż 300 km. Danych na temat trajektorii statku dostarczą pomiary radiowe prowadzone przez stacje śledzenia Medvezy Ozera i Ussuriisk wyposażone w anteny o średnicy 64 i 70 m. Pomiary szybkości radialnej (bez uwzględnienia przepuszczalności ośrodka) osiągną dokładność około 0.5 mm/s. Podczas pomiarów nawigacyjnych używana będzie zarówno jedna stacja naziemna, jaki i dwie (gdzie jedna będzie nadawać i odbierać sygnały ze statku, a druga tylko odbierać). Druga metoda będzie używana w czasie korekt trajektorii. Podczas korekt błędy w czasie pracy silnika mogą spowodować, że sygnał radiowy sondy wyjdzie z zasięgu pojedynczego odbiornika na Ziemi. Podczas najważniejszych manewrów pomiary nawigacyjne będą wykonywane niezależnie przez jedną ze stacji oraz wspólnie przez dwie stacje (tzw trójścieżkowe pomiary dopplerowskie). Dostarczy to wartości przesunięcia dopplerowskiego wzdłuż dwóch ścieżek. Pozwoli to na wykonanie pomiarów szybkości stacji nie tylko wzdłuż kierunku radialnego, ale również w płaszczyźnie prostopadłej do niego. Ostatecznie dane te pozwolą na wyznaczenie niedokładności w przeprowadzonych korektach.
-
Scenariusz dotarcia do Phobosa zakłada wykorzystanie metody tzw trzech impulsów przetestowana podczas misji Phobos 2. Pojazd dotrze do Marsa na trajektorii parabolicznej z perycentrum w odległości około 700 kilometrów od Marsa. Pierwszy z 3 dużych manewrów silnikowych (uruchomienie silnika bloku napędowego) spowoduje zmniejszenie szybkości sondy względem planety do poziomu na którym zostanie ona wychwycona przez pole grawitacyjne Marsa (o około 800 m/s). Pierwsza, eliptyczna orbita okołamrsjańska (Artiffical Mars Orbit - AMS) będzie charakteryzować się perycentrum na wysokości około 700 km ponad powierzchnią, apocentrum 7000 km i okresem obiegu 3 dni. Na orbicie eliptycznej zostanie również odrzucony blok napędowy i uwolniony orbiter Ynghuo-1. Następnie oddzielona zostanie tez górna sekcja kratownicowego łącznika. W czasie około 9 miesięcy wykonanych zostanie 5 lub 6 korekt orbity.
-
W dalszej kolejności pojazd zbliży się do Phobosa. Drugi duży manewr silnikowy zostanie wykonany za pomocą systemu napędowego lądownika. Uruchomienie silników w apocentrum orbity (zmiana szybkości o około 110 m/s) spowoduje podniesienie perycentrum. Znajdzie się ono znacznie dalej niż Phobos, w odległości około 10 000 km od Marsa. Trzeci duży manewr, przeprowadzony w perycentrum spowoduje ukołowienie orbity. Zmiana szybkości wyniesie około 710 m/s. Orbita będzie się charakteryzowała promieniem około 9900 kilometrów, czyli będzie przebiegać około 500 km ponad orbitą Phobosa, w tej samej płaszczyźnie. Okres obiegu będzie wynosił 8.3 godziny. Zostanie to osiągnięte około stycznia 2013r. Orbita ta, określana jako obserwacyjna (Observational Orbit) pozwoli na zbliżanie się do księżyca na odległość kilkuset kilometrów co 4 dni. Wykonane zostaną tutaj szerokie obserwacje Phobosa, pozwalające na precyzyjne wyznaczenie jego orbity, rotacji i kształtu. Dane te będą niezbędne na dalszych etapach misji. Orbita ta została wybrana tak, a by uniknąć zderzenia z Phobosem na skutek niedokładności w manewrach lub w efemerydach Phobosa i umożliwić okresowe obserwacje księżyca. Obserwacje nawigacyjne pozwolą na wyznaczenie pozycji pojazdu względem Phobosa z dokładnością 1.5 km i jego szybkości z dokładnością 0.4 m/s przy niepewnościach w znajomości pola grawitacyjnego Phobosa na poziomie 10%. Nawigacja będzie opierać się na fotografowaniu Phobosa na tle gwiazd oraz na pomiarach odległości od niego wykonywanych za pomocą wysokościomierza laserowego. Dane te będą obrabiane razem z pomiarami radiowymi. Pomiary laserowe pozwolą na określenie stopnia zgodności przewidywanych pozycji statku ze stanem faktycznym.
Po zakończeniu kampanii nawigacyjnej przeprowadzona zostanie seria 3 mniejszych korekt orbity. Łączna zmiana szybkości wyniesie około 150 m/s (dla dwóch ostatnich manewrów - 60 m/s). Dzięki temu w lutym 2013r pojazd przejdzie na tzw orbitę kwazisynchorniczną (Quasisynchronous Orbit - QSO). Na takiej orbicie okres obiegu będzie w przybliżeniu równy okresowi orbitalnemu Phobosa. Sonda będzie stale przebywać w pobliżu księżyca, w odległości 40 - 130 km w zależności od fragmentu orbity. Okres obiegu będzie wynosił 7.36 godziny. Zostaną tutaj wykonane dalsze obserwacje księżyca, ukierunkowane na scharakteryzowanie strefy lądowania. Ponadto relatywna pozycja Phobosa i sondy zostanie ustalona z wysoką precyzją. Głównym problemem nawigacyjnym będzie wyznaczenie pozycji pojazdu w odległości 40 - 80 km ponad planowanym obszarem lądowania. Niepewności w wyznaczaniu pozycji pojazdu nie powinny być większe od 3 km, a w wyznaczaniu jego szybkości - od 1 m/s. Konieczne będzie też określenie warunków oświetleniowych i możliwości łączności z Ziemią. Symulacje komputerowe wykazały, iż na zebranie wiarygodnych danych na temat ruchu statku będzie potrzeba minimalnie 4 dni. Wejście na QSO zostanie więc przeprowadzone najpóźniej na 5 dni przed planowanym lądowaniem. Analizowana grupa orbit pozwala na lądowanie na Phobosie w dowolnej długości geograficznej i na powtórzenie próby lądowania w razie potrzeby. Pomiary nawigacyjne będą składały się z następujących procedur: pomiarów dopplerowskich za pomocą stacji Ussuriisk i Medvezy Ozera (jedna sesja dla każdej ze stacji); 3 sesji obserwacji wizualnych; oraz 3 sesji pomiarów za pomocą wysokościomierza laserowego. Uzyskane dane pozwolą na przewidywanie pozycji i szybkości statku w ciągu 24 godzin z dokładnością 3 km i 0.8 m/s. Pozwoli to na wyliczenie parametrów manewru wejścia na trajektorię lądowania. Procedura tego manewru zostanie przesłana do pojazdu, który następnie przeprowadzi ją w pełni automatycznie. Przed lądowanie muszą być spełnione następujące warunki: precyzyjne obrazy strefy lądowania muszą być dostępne na kilka dni przed planowanym lądowaniem; kąt Słońce - Phobos - statek musi znajdować się w zakresie 20° - 70° w czasie lądowania; Ziemia musi znajdować się w zasięgu pracy (rotacji) anteny wysokiego zysku; dokładność przewidywania pozycji i szybkości statku nie może być gorsza od wartości podanych wyżej; zdolności operacyjne stacji naziemnych musza być zweryfikowane; powtórzenie lądowania w przypadku niepowodzenia manewru musi być możliwe.
-
W czasie projektowania procedury lądowania wzięto pod uwagę takie czynniki jak czas jej trwania (nie powinien być dłuższy od 60 minut), maksymalna wartość pionowych i poziomowych składowych wektora szybkości pozostałych w chwili lądowania, wysokość na której silniki nie powinny być uruchomienia w celu uniknięcia zaburzenia pracy instrumentów obserwujących powierzchnię, oraz pobór energii. Czas lądowania powinien być jak najkrótszy, ponieważ wiarogodność systemu automatycznego lądowania spada z czasem. Do pojazdu muszą zostać wysłane następujące dane: czas opuszczenia QSO, i okres przejścia od derobitacji do pozycji stacjonarnej, parametry manewru derobitacji i punktu stacjonarnego, parametry korekt w okresie przechodzenia na pozycje stacjonarną, oraz parametry określające pracę sytemu nawigacyjnego i spodziewanych błędów w nawigacji.
Lądowanie na Phobosie odbędzie się w pełni autonomicznie. Wysoki poziomom autonomizmu wymusza słabo poznane pole grawitacyjne księżyca i jego nieregularny kształt, podobnie jak w przypadku misji Hayabusa. Do nawigacji będą używane następujące instrumenty: bezwładnościowy układ pomiarowy (Strapdown Inertial System - SDINS); szperacz gwiazd BOKZ MF, wysokościomierz laserowy (Laser Altimeter - LA), pakiet do pomiarów dopplerowskich (Doppler Velocity and Distance System - DVDS), oraz system kamer TVSNG. Jednostka bezwładnościowa SDINS obejmuje 3 przyspieszeniomierze i 3 sensory szybkości kątowej. Dane z sensorów gwiazd pozwalają na skorygowanie parametrów orientacji pojazdu uzyskanych przez DVDS. Wysokościomierz laserowy pozwoli na pomiary odległości pojazdu od powierzchni wzdłuż 4 ścieżek. Będzie pracował od czasu opuszczenia orbity QSO do osiągnięcia wysokości około 500 metrów ponad powierzchnią. Pomiary dopplerowskie będą wykonywane od odległości 3 km ponad powierzchnią. Dane te będą wykorzystywane w czasie rzeczywistym przez pokładowy system nawigacyjny. System kamer pozwala na określanie relatywnej pozycji sondy i jej szybkości w kierunku poziomym i może być użyty jako zapasowe źródło danych. Korekty będą wykonywane przez system silników korekcyjnych. Pozwolą one na kontrolę ruchu środka masy pojazdu i na rotacji statku względem jego środka masy. Podstawą oprogramowania stresującego lądowaniem są algorytmy obliczające pozycję statku (określające wektor szybkości, wektor rotacji i odległość od powierzchni), algorytmy określające problemy nawigacyjne, oraz algorytmy obliczające korekty. Przed rozpoczęciem lądowania odpowiednie wartości zostaną obliczone na Ziemi i wysłane do statku, gdzie będą podstawą dla algorytmów obliczających pozycje statku. W pobliżu Phobosa parametry pozycji pojazdu zostaną zmierzone przez wysokościomierz laserowy, a błędy nawigacyjne automatycznie obliczone. Algorytmy obliczające pozycję otrzymają dzięki temu nowe dane początkowe. Algorytmy i symulacje lądowania zostały opracowane przez KIAM i NPO Lavochkin. Symulacje objęły modele matematyczne pracy sensorów LA, DVDS, SDINS i BOKZ MF, silników i mechanizmu obrotowego anteny wysokiego zysku, oraz modele ruchów statku i Phobosa względem środków ich mas. Przeprowadzono również testy z udziałem modelu komputera nawigacyjnego sondy.
Opuszczenie orbity kwazisynchronicznej zostanie wykonane za pomocą silników głównych. Następnie pojazd wykona dwie korekty i zajmie stacjonarną pozycję nad planowanym miejscem lądowania. Osiągnie ją po około 30 minutach od opuszczenia QSO. Następnie przeprowadzony zostanie manewr prawie pionowego lądowania. Umożliwi go prosta metoda kompensacji bocznych wektorów szybkości. Gdy ich wartość będzie przekraczać wartość progową, będą automatycznie kompensowane przez silniki korekcyjne. Opadanie rozpocznie się na wysokości 12 - 10 kilometrów. Będzie dostatecznie szybkie, aby zapobiec nadmiernej akumulacji błędów orientacji pojazdu w czasie kompensowania bocznych wektorów szybkości. Ostatecznie wykonana zostanie procedura precyzyjnego zmniejszenia szybkości, do poziomu 1.5 - 2 m/s względem powierzchni. Boczny komponent wypadkowego wektora szybkości nie może mieć wartości wyższej od 1 m/s. Jako że przyspieszenie grawitacyjne na powierzchni jest bardzo niskie (około 1400 razy niższe od ziemskiego) po osiągnięciu powierzchni uruchomione zostaną silniki kontroli orientacji, które "docisną" sondę i zapobiegną odskokowi.
-
Po lądowaniu sonda wykona wstępne badania otoczenia. Obejmą one obrazowanie i badania składu materiału powierzchniowego za pomocą instrumentów analitycznych na lądowniku. Następnie pobrana zostanie próbka przeznaczona do dostarczenia na Ziemię. Procedura potrwa od 2 - 3 dni do około tygodnia. Po zakończeniu zbierania próbek ich komora w kapsule powrotnej zostanie hermetycznie zamknięta. Pojazd powrotny zostanie następnie skonfigurowany do opuszczenia Phobosa. Poza pobieraniem próbek sypkich pojazd będzie mógł zebrać też niewielkie odłamki skalne. Zostaną one wybrane na podstawie zdjęć przesłanych na Ziemię. Ponadto pojazd będzie posiada oprogramowanie pozwalające na automatyczne wyszukanie na zdjęciach fragmentów o odpowiedniej wielkości i ich automatyczne pobranie. Dzień na Phobosie trwa około 8 godzin. W tym czasie obserwacje terenu i procedury poboru materiału będą wykonywane przez około 3 godziny.
Istnieje również procedura awaryjna. Gdyby wystąpiły bardzo poważne anomalie lub łączność z Ziemią była niemożliwa (np w przypadku lądowania za dużym blokiem skalnym) system komputerowy pojazdu ma automatycznie wykonać procedurę pobrania pojedynczej próbki i odesłania statku powrotnego na orbitę okołomarsjańską.
W normalnych warunkach czas wypuszczenia pojazdu powrotnego zostanie określony z uwzględnieniem szeregu czynników takich jak warunki oświetleniowe i dostępność łączności z Ziemią (podobne czynniki będą brane pod uwagę w czasie wyboru czasu lądowania). Pojazd powrotny zostanie wyrzucony przez mechanizm opary na wyskakujących za pomocą sprężyn bolcach z szybkością około 10 m/s względem powierzchni. Zapobiegnie to zanieczyszczeniu lądownika przez silniki statku powrotnego. Po oddaleniu się na bezpieczną odległość (około 10 km) uruchomiony zostanie system napędowy pojazdu powrotnego, zwiększając jego szybkość względem powierzchni o około 20 m/s. Dzięki temu pojazd wejdzie na orbitę wokół Marsa. Będzie ona przebiegać wewnątrz orbity Phobosa, 300 - 350 km bliżej Marsa niż orbita księżyca. Okres obiegu wyniesie około 26 minut krótszy od okresu obiegu Phobosa, wyniesie planowo 7.23 godziny. Na orbicie tej pojazd pozostanie w stabilnym do czasu nadejścia okna pozwalającego na dotarcie do Ziemi.
Tymczasem lądownik będzie kontynuował szeroki program badawczy na powierzchni Phobosa. Misja nominalna potrwa 1 rok. Badania za pomocą większości instrumentów zostaną przeprowadzone dopiero wypuszczeniu statku powrotnego. Dostępne zasilanie będzie mocno ograniczone. Dlatego też wszystkie instrumenty nie będą mogły działać jednocześnie. Będą więc pracować według odpowiednio zaplanowanego harmonogramu.
-
W celu wprowadzenia pojazdu powrotnego na orbitę okołosłoneczną zastosowany zostanie schemat 3 impulsów, ale w odwrotnej kolejności. Pierwszy manewr (zmiana szybkości 740 m/s) w perycentrum oddali pojazd od Marsa. Drugi manewr, w apocentrum spowoduje wejście na orbitę silnie eliptyczną. Zmiana szybkości wyniesie 120 m/s. Dzięki ostatniemu manewrowi (ze zmiana szybkości 910 m/s) statek opuści orbitę okołomarsjańską. Odpowiednie okno nadarzy się po kilku tygodniach od opuszczenia powierzchni Phobosa. W trackie lotu do Ziemi przeprowadzonych zostanie 5 korekt trajektorii, które pozwolą na lądowanie w wybranym rejonie Ziemi. Ostatnia z nich zostanie przeprowadzona 12 - 72 godzin przed lądowaniem kapsuły. Błąd w pozycji statku po korektach nie powinien być większy od 30 km. W pobliżu Ziemi kapsuła powrotna zostanie odłączona i wejście w atmosferę z szybkością około 11.8 km/s. Kąt wejścia wyniesie 39°+/-6°. Sam pojazd powrotny natomiast spłonie w atmosferze. Dzięki hamowaniu atmosferycznemu szybkość kapsuły tuż przed osiągnięciem powierzchni wyniesie około 35 m/s.
Lądowanie kapsuły zostanie przeprowadzone w sierpniu 2014r. Jest planowane w Kazachstanie, na poligonie Sary Shagan. Lokalizacja miejsca lądowania zależy od wielu czynników, takich jak dokładne parametry wejścia w atmosferę i właściwości atmosfery w rejonie lądowania (gęstości oraz kierunków i sił wiatrów w czasie opadania kapsuły). Długość elipsy lądowania wyniesie kilkadziesiąt kilometrów. Ostateczna dokładność w wyznaczeniu miejsca lądowania wyniesie około 3 kilometrów. Kapsuła nie została wyposażona w żadne aktywne systemy, w tym radiolatarnię. Podczas przelotu przez atmosferę będzie śledzona za pomocą radaru i kamer, co powinno pozwolić na jej łatwe odnalezienie. Sary Shagan pełnił rolę głównego punktu obrony antyrakietowej ZSRR. Nadal znajduje się tu część systemów pozwalających na śledzenie szybkich obiektów w atmosferze i bliskiej przestrzeni kosmicznej.
-
ANALIZY PRÓBEK
Badania próbek zostaną przeprowadzone w Institute of Geochemistry and Analytical Chemistry (GEOHI) pod kierownictwem E. M. Galimova. Sonda dostarczy około 100 gramów materiału, zarówno drobnoziarnistego regolitu jak i odłamków skalnych o wielkości do 1 centymetra.
Po lądowaniu kapsuła zostanie otworzona w warunkach laboratoryjnych zapobiegających chemicznemu i biologicznemu zanieczyszczeniu próbki. Wstępne badania obejmą opisanie stanu próbki, określenie jej masy i wielkości drobin, określenie składu fazowego oraz wstępnie pomiary właściwości mineralogicznych i chemicznych. Uzyskane rezultaty pozwolą na opracowanie dalszych badań.
Badania szczegółowe można podzielić na dwie grupy. Pierwsza obejmie szczegółowe badania materiału, które dostarczą fundamentalnych informacji o materii Phobosa. Druga grupa obejmie rozdysponowanie materiału do różnych laboratoriów na świecie i jego badania za pomocą zaproponowanych przez nie metod. Pierwsza grupa badań potrwa 2 - 4 miesięcy. Następnie próbki będą dostępne dla różnych grup badawczych.
Analizy składu chemicznego w Rosji wykorzystają mikrosnondowanie rentgenowskie, mikroskopię elektronową z analizą dyspersji energii, ablację laserową ze spektrometrią plazmy ICM-MS, oraz spektrometrię masową jonów wtórnych. Ponadto wykorzystane zostaną metody wymagające przygotowania materiału drobnoziarnistego (analiza fluorescencji rentgenowskiej oraz analiza z wykorzystaniem neutronów), rozkładu w kwasach ((ICP -AES ze spektrometrią emisji plazmy), oraz kruszenia i topienia w próżni niewielkich ziaren materiału (spektrometria masowa gazów szlachetnych).
Badania za pomocą mikrosondowania rentgenowskiego pozwolą na określenie składu pierwiastkowego od Na do U drobin o wielkości do 2 μm. Pozwoli to na stwierdzenie różnic w składzie ziaren mineralnych. Analiza taka wymaga uzyskania polerowanej powierzchni, a poza tym jest nieinwazyjna. GEOHI dysponuje najlepszym instrumentem do tego typu badań, Cameca SX 100.
Analiza ICP-MS pozwala na oznaczenie składu szerokiej gamy mieszanin z czułością 10^–9 g/g. Badania tego typu są jednymi z najbardziej uniwersalnych, dają informację o zawartości największej liczby pierwiastków, w tym trudnych do detekcji (platynowce i ren). GEOHI posiada do tego celu spektrometr Element XR, pod względem wielu parametrów jeden z najlepszych na świecie. Ablacja laserowa w połączeniu z ICP-MS pozwala na uzyskanie czułości 10^–7 g/g, a dla niektórych pierwiastków nawet wyższej. Masa materiału potrzebnego do analizy jest zwykle niższa niż 1 μg.
Spektrometria masowa jonów wtórnych SIMS przy użyciu instrumentów o wysokiej rozdzielczości (SHRIMP lub Cameca 1280) zostanie użyta do badań składu izotopowego i zawartości mikroelementów. Umożliwia oszacowanie zawartości prawie wszystkich pierwiastków (w tym wodoru) przy koncentracji 10 μm lub nawet niższej.
Zawartość gazów szlachetnych i ich stosunki izotopowe zostaną określone za pomocą spektrometrów przeznaczonych specjalnie do analiz tych pierwiastków, HELIX i ARGUS. Analizy z wykorzystaniem neutronów są natomiast często stosowane przy badaniach meteorytów. Umożliwią określenie zawartości substancji żelazochłonnych i chalkonochłonnych.
Spektrometria optyczna (linii atomowych) indukowanej plazmy ICP-AE da możliwość określenie składu różnorodnych mieszanin z czułością 10^–7 g/g dla litej skały. Wraz z ICP-MS i spektrometrią plazmy pozwoli na poznanie zawartości praktycznie wszystkich pierwiastków. GEHI posiada wiarygodne urządzenia do analiz tego typu. Fluorescencja rentgenowska pozwoli na określenie zawartości głównych pierwiastków i wielu domieszek z dosyć wysoką dokładnością.
Analizy różnic w zawartości stabilnych izotopów (H, C, O, S, Fe, Cu i Mo) znajdują się wśród badań początkowych. Analizy stosunków izotopowych D/H, 13C/12C, 18O/17O/16O, 34S/32S zostaną wykonane za pomocą spektrometrów masowych takich jak MAT-253 i Delta. Dla izotopów których nie można przeprowadzić w stabilny gaz zastosowana zostanie spektrometria masowa indukowanej plazmy MC-ICP-MS. Użyte zostanie urządzenie typu Neptune. Kluczowe dla programu naukowego badania stosunków izotopów 16О/17О/18О będą wymagały przygotowania sproszkowanej próbki o masie około 1 mg. Będzie ona badania za pomocą spektrometru MAT-253. Dostarcza ona wyników obarczonych bardzo małym błędem. Ponadto można będzie użyć też spektrometrii SIMS, nie powodującej utraty materiału. Błąd jest tutaj jednak znacznie wyższy, rzędu 0.3‰ i 0.6‰ dla instrumentów Cameca SIMS 1280 i SHRIMP II odpowiednio. Analiza taka będzie jednak pożądana. W przypadku uzyskania bardzo małej próbki analizy nieinwazyjne będą jednymi pozwalającymi na uzyskanie istotnych wyników. SIMS pozwala tutaj na badania stosunków izotopowych w pojedynczych ziarnach mikroinkluzji.
Analizy układów izotopów o długim czasie połowicznego rozpadu (238,235U-206,207Pb, 87Rb-87Sr, 40K-40Ar, 147Sm-143Nd, 176Lu-176Hf, 187Re-187Os i 190Pt-186Os) pozwolą na określenie wieku skał i czasu ich zestalenia np po impakcie. Różne systemy izotopowe charakteryzują się różną stabilnością, w zależności od procesów geochemicznych mających wpływ na wykorzystywane izotopy. Przy pomiarach systemach U-Pb, Sm-Nd, Rb-Sr i Re-Os zastosowany zostanie spektrometr masowy TRITON. Do systemu Lu-Hf wymagany jest spektrometr Neptune ICP MS. Dla systemu 40Ar-39Ar niezbędny jest spektrometr ARGUS z odpowiednim systemem ekstrakcji gazu i odpowiednią metodą preparatyki.
Analizy układów izotopowych o krótkim czasie połowicznego rozpadu (26Al-26Mg, 182Hf-182W, 53Mn-53Cr, 129I-129Xe, 244Pu-136Xe) pozwolą na badania najwcześniejszych etapów formowania i ewolucji materii Phobosa. Wymagana jest tutaj analiza typu ICP-MS z instrumentem Neptune i Cameca SIMS 1280.
Do poszukiwań anomalii izotopowych związanych z materią przedsłoneczną - drobinami węgliku krzemu i nanodiamentami w GEOHI opracowano metody dedykowane specjalne dla izolacji tych drobin. Służy do tego instrument Cameca NanoSIMS NS 50L.
Do analiz materii organicznej planowane jest użycie chromatografii gazowej z wysokorozdzielczą spektrometrią masową. Pozwoli to na scharakteryzowanie związków organicznych i poszukiwania takich substancji jak aminokwasy, zasady azotowe, węglowodany. Badania te zostaną wykonane we współpracy z wieloma laboratoriami.
W celu uzyskania głównych celów naukowych misji konieczne jest stwierdzenie, czy Phobos powstał w okolicach Marsa czy też jest przechwyconą planetoidą. Umożliwi to porównanie uzyskanej próbki z materiałem marsjańskim. Posłużą do tego meteoryty marsjańskie (typu SNC, akronim od nazw typowych meteorytów tej grupy, Shergotti, Nakhla i Chassigny). Są to achrondryty nie zawierające chondrul. Są zwykle datowane na 4.56 miliarda lat, czyli powstały 3 - 5 milionów lat po zalążkowym uformowaniu się Układu Słonecznego. Okres ich krystalizacji jest jednak oceniany na 1.3 - 0.15 miliona lat, co świadczy, że zostały stopione podczas zderzenia planetoidy z planetą. Na to, że pochodzą one ze zdyferencjonowanej planety świadczy też zawartość pierwiastków ziem rzadkich. Dowodem na ich marsjańskie pochodzenie jest stosunek izotopów 40Ar/36Ar, 15N/14N i 129Xe/132Xe w uwięzionych w nich gazach. Jest on zgodny z bezpośrednimi pomiarami składu iztopowego atmosfery wykonanymi przez lądowniki Viking. Najważniejszą właściwością definiującą ten typ meteorytów jest stosunek izotopów 16О/17О/18О. W poszczególnych rejonach mgławicy słonecznej był on różny. W czasie formowania się planet poszczególne planety i księżyce zostały wzbogacone w izotopy tlenu zgodnie z miejscem swojego powstania. Dalsza ewolucja tych ciał zmieniała stosunki izotopowe, ale zmiany dla par 18О/16О i 17О/16О były proporcjonalne. Istnieje od tego kilka odstępstw, np ozon w ziemskiej atmosferze, jednak nie ma to większego znaczenia. Podobnie może być wykorzystany stosunek 53Cr/52Cr. Dla meteorytów SNC stosunki 16О/17О/18О są odrębne niż dla wszystkich innych typów meteorytów i materiału ziemskiego. Analizy materiału z Phobosa pod tyk kątem powinny pokazać, czy odpowiada od materiałowi marsjańskiemu.
Jeśli próbka z Phobosa okaże się zgodna z materiałem SNC, będzie można rozwiązać kilka fundamentalnych problemów. Po pierwsze możliwe będzie określenie podobieństw pomiędzy materią Marsa i Phobosa. Ponadto analizy będą miały istotne znacznie dla modeli akumulacji materii w procesie formowania się Marsa i generalnie planet typu ziemskiego. Wzrośnie też wiarogodność meteorytów SNC jako materii marsjańskiej (która i tak jest bliska 100%).
Jeśli próbka okaże się niezgodna z SNC istnieć będą dwie możliwości. Albo Phobos nie jest związany z Marsem i istotne staną się badania sposobu jego wychwytu i kształtowania orbity, albo meteoryty SNC nie pochodzą z Marsa. Drugą możliwość zweryfikowałoby tylko pozyskanie próbki na Marsie.
Ponadto prawie pewna jest obecność drobin materii marsjańskiej na Phobosie. Takie "mikrometeoryty SNC" powinny akumulować się w warstwie powierzchniowej w postaci drobin zmieszanych z regolitem Phobosa. Jeśli Phobos i Mars są ze sobą związane, nie będzie można wyróżnić tej frakcji na podstawie stosunków izotopów tlenu. Rozróżnią je natomiast inne właściwości, np. zwartość pierwiastków ziem rzadkich. Na Marasie uległy one frakcjonowaniu. Na prymitywnym obiekcie takim jak Phobos ich zawartość powinna być zbliżona do zawartości w chondrytach. W tym celu koniecznie jest uzyskanie próbki rozpoznawalnej mineralogicznie, w postaci odłamków skalnych. Dlatego też misja umożliwia ich zbieranie za pomocą ramienia. Jest to metoda lepsza niż w przypadku urządzenia wiercącego, jak w przypadku Łuny 16, 18 i 24.
Próbka umożliwi też określenie absolutnego wieku Phobosa i jego ewolucji. Cząstki o różnych pochodzeniu mogą mieć różny wiek. W celu ich datowania wykorzystywane zostaną współcześnie wykorzystywane metody geochronologiczne, oparte na stosunkach izotopowych, np U/Pb, Sm/Nd czy Rb/Sr. Badania różnych cząstek pozwolą na rekonstrukcję procesów geologicznych. Jeśli materiał marsjański będzie stanowił wyraźną frakcję w próbce, badania te dostarczą unikalnej możliwości weryfikacji wiedzy na temat historii geologicznej planety.
Niektóre izotopy promieniotwórcze, np 26А1, 146Sm, i 182Hf mają krótki (w porównaniu z czasem istnienia Układu Słonecznego) czas połowicznego rozpadu, rzędu milionów lat. Dlatego też prawie zupełnie rozpadły się w czasie kilku milionów lat istnienia Układu Słonecznego. Pozostały natomiast produkty ich rozpadu, 26Мg, 142Nd i 182W. Dzięki temu stosunki izotopowe 182W/183W, 26Мg/24Мg, i 142Nd/143Nd dostarczą wglądu w procesy zachodzące w najwcześniejszym etapie formowania się Układu Słonecznego.
Analizy stosunku i składu izotopowego gazów szlachetnych, Ne, Ar, Kr i Xe pozwolą na rozwiążanie jeszcze innego problemu. Koncentracje i stosunki izotopowe tych gazów na Marsie (wyznaczone na podstawie badań meteorytów SNC) różnią się od wartości wyznaczonych dla chondrytów węglistych. Dlatego też pojawia się pytanie, czy skład tych gazów dla Phobosa jest podobny do składu określonego dla Marsa czy dla chondrytów węglistych. Jest to istotne dla poznania strefowości rozmieszczenia gazów szlachetnych w Układzie Słonecznym. Jest to istotny wskaźnik procesów zachodzących we wczesnej epoce powstania układu planetarnego.
Jednym z najbardziej interesujących zagadnień związanych z badaniami próbki z Phobosa są analizy związane z materią organiczną. Jeśli skład Phobosa jest zbliżony do chondrytów węglistych, materiał powierzchniowy powinien zawierać komponent organiczny i polimery. Spektrum refleksyjne Phobosa wykazuje podobieństwo do spektrum produktów suchej sublimacji kerogenu, złożonej, polimerycznej substancji organicznej. Z drugiej strony inne badania wskazują na podobieństwo do pozbawionych substancji organicznej czarnych chondrytów i achondrytów bazaltowych. Problem ten pozostaje otwarty.
Analizy komponentu organicznego obejmą jego izolację i określenie stosunków izotopowych 13С/12С, 15N/14N, D/H. W materiale wybitym z Marsa i znalezionym na Phobosie możliwe będzie też wykonanie prób detekcji biomarkerów. W każdym wypadku badania komponentu organicznego (jeśli występuje) będą miały istotny wkład w badania początków życia w Układzie Słonecznym.
-
Bardzo ciekawy tekst, sporo nowych informacji, przynajmniej dla mnie. Przyczepię się do mało istotnej, chociaż widocznej pierdółki. Sonda nazywa się z angielska Phobos-Soil lub Phobos-Ground, a ze słowiańska "Fobos-Grunt" (Фобос-Грунт). Phobos-Grunt to potworek językowy.
-
Scorus.. szacunek!
Będę miał co czytać przez najbliższy czas :)
-
ten system lądowania jest zabójczy :D mam nadzieję, że to co jest w środku kapsuły nie rozpierdzieli się od przeciążeń podczas uderzenia w ziemię, oby tylko nie trafili w jakiś budynek, albo coś betonowego, metalowego hehe
-
Wow, Scorus.. chylę czoła!
-
Bardzo ciekawy tekst, sporo nowych informacji, przynajmniej dla mnie. Przyczepię się do mało istotnej, chociaż widocznej pierdółki. Sonda nazywa się z angielska Phobos-Soil lub Phobos-Ground, a ze słowiańska "Fobos-Grunt" (Фобос-Грунт). Phobos-Grunt to potworek językowy.
Nazwy są podane tak jak w pracach, poniżej przykłady.
-
Bardzo ciekawy tekst, sporo nowych informacji, przynajmniej dla mnie. Przyczepię się do mało istotnej, chociaż widocznej pierdółki. Sonda nazywa się z angielska Phobos-Soil lub Phobos-Ground, a ze słowiańska "Fobos-Grunt" (Фобос-Грунт). Phobos-Grunt to potworek językowy.
Nazwy są podane tak jak w pracach, poniżej przykłady.
Więc nazwy podane w pracach również są nieprawidłowe (z wyjątkiem artykułu Marowa).
-
ale prezent!
Dzięki Scorus!
mam nadzieje że wszystko się uda i zachęci to ruskich do finansowania innych badań planetarnych - z tego względu dla mnie ta misja ma status FLAGOWY ;-)
-
Uaktualniłem opisy manipulatorów oraz dodałem aktualny schemat modułu powrotnego. Ponadto uzupełniłem opis Chomika.
-
Jednej sprawy nie rozumiem - kapsuła powrotna nie ma żadnego spadochronu? Ma grzmotnąć w Ziemię i wytrzymać? Ach ta rosyjska technologia... :)
-
Jednej sprawy nie rozumiem - kapsuła powrotna nie ma żadnego spadochronu? Ma grzmotnąć w Ziemię i wytrzymać? Ach ta rosyjska technologia... :)
Przy odpowiedniej budowie to bardziej niezawodne rozwiązanie, proponowane np. do MSR.
-
A czy takie coś było już używane w praktyce? Przy dawnych satelitach wywiadowczych np?
-
A czy takie coś było już używane w praktyce? Przy dawnych satelitach wywiadowczych np?
Nie, nie było, jeśli oczywiście nie liczyć lądowania Genesis :P Nie wspominam tu o wczesnych księżycowych Rangerach, bo to inna bajka.
-
A czy takie coś było już używane w praktyce? Przy dawnych satelitach wywiadowczych np?
Nie, nie było, jeśli oczywiście nie liczyć lądowania Genesis :P Nie wspominam tu o wczesnych księżycowych Rangerach, bo to inna bajka.
ale zadnemu z trzech Rangerów zrzut się nie udał (no może Rangerowi 4) - ale tomiało inaczej wyglądać niż wyszło ;)
-
Uzupełniłem opis detektora jonów systemu PhPMS. Jest on identyczny z detektorami Yinguho-1. W załączeniu dodatkowa ilustracja.
-
ale zadnemu z trzech Rangerów zrzut się nie udał (no może Rangerowi 4) - ale tomiało inaczej wyglądać niż wyszło ;)
O jaki "zrzut" chodzi, co maja Rangery do tego? Przeciez ich misja byla zupelnie inna i na zadnych zrzutach nie polegala :o
-
ale zadnemu z trzech Rangerów zrzut się nie udał (no może Rangerowi 4) - ale tomiało inaczej wyglądać niż wyszło ;)
O jaki "zrzut" chodzi, co maja Rangery do tego? Przeciez ich misja byla zupelnie inna i na zadnych zrzutach nie polegala :o
A jednak... Proszę sprawdzić - choćby tutaj (http://en.wikipedia.org/wiki/Ranger_program), że Rangery serii Block 2 (3-5) posiadały niewielką kapsułę, która miała być dostarczona na powierzchnię Księżyca i przetrwać upadek z dużą prędkością.
-
Faktycznie ...
-
Opis GAP i TIMM 2 jest już uzupełniony. Trzeba jeszcze przygotować ilustracje, opracować start/deorbitacę i temat ten będzie zakończony. Szkoda TIMM 2 i AOST bo Trace Gas Orbiter pewnie nie powstanie i metanu nic szybko nie będzie badać. A na bardziej kompleksowe niż na MGS i Mars Express badania plazmy w otoczeniu Marsa wystarczy poczekać na MAVEN.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu GAP - część 1.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu GAP - część 2.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu GAP - część 3.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu GAP - część 4.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu GAP - część 5.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu GAP - część 6.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu GAP - część 7.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu TIMM 2 - część 1.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu TIMM 2 - część 2.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu TIMM 2 - część 3.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu TIMM 2 - część 4.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu Chomik - część 1.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu Chomik - część 2.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu Chomik - część 3.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu Chomik - część 4.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu Chomik - część 5.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu instrumentu Chomik - część 6.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu eksperymentu LIFE - część 1.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu eksperymentu LIFE - część 2.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu eksperymentu LIFE - część 3.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu eksperymentu LIFE - część 4.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu konstrukcji - część 1.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu konstrukcji - część 2.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu konstrukcji - część 3.
-
Ilustracje dodatkowe do opisu konstrukcji - część 4.
Tym sposobem wszystko mamy zebrane elegancko w jednym miejscu. Dla takich nieudanych misji po pewnym czasie trudno jest zebrać konkrety i oddzielić informacje aktualne od nieaktualnych. Opis stanowi dobre odniesienie dla innych opracowań, większość instrumentów to sprzęt zagraniczny z innych projektów, przeszłych, trwających i przygotowywanych; a przy opisach urządzeń dla różnych misji zawsze daję informacje o ich zastosowaniach w przeszłości lub w przyszłości.
-
PRZEBIEG MISJI
Sonda Phobos-Grunt wystartowała dnia 8 listopada 2011 r. Miejscem startu był kosmodrom Bajkonur, stanowisko startowe 45/PU-1. Rakietą nośną był Zenit-2SB41.1. Start został odnotowany o godzinie 20:16:02.871 UTC. Rakieta pracowała bez problemu. Sonda oddzieliła się od drugiego stopnia rakiety o godzinie 20:27:27.747 UTC, po 688 sekundach od startu. Tym samym weszła na parkingową orbitę okołoziemską. Jej perygeum znajdowało się na wysokości 207 km a apogeum - na wysokości 347 km. Oddzielenie od rakiety zostało potwierdzone przez sygnał z drugiego stopnia oraz przez transponder RPT111 na sondzie. Transponder ten pozwolił na jej śledzenie podczas pierwszego obiegu. Ponadto do śledzenia sondy używany był jej system nadawczo - odbiorczy RDM 38G6. Pomiędzy 20:48 UTC a 20:54 UTC mała antena w NPO Lavochkin w Moskwie odebrała prawidłową telemetrię z sondy. Wykazała ona, że wszystkie systemy statku były aktywne - jego panele słoneczne były rozłożone a pojazd był zorientowany na Słońce. Komputer pokładowy BVK i sensor Słońca OSD funkcjonowały, a baterie na module napędowym BA PM ładowały się. Para szperaczy gwiazd BOKZ-MF była wtedy wyłączona, ponieważ miały być aktywowane później.
Po wykonaniu 1.7 obiegu, po 2.5 godziny od startu, o 20:55:47.981 UTC silnik stopnia napędowego MDU miał zostać uruchomiony po raz pierwszy. Manewr ten miał zakończyć się o 20:05:18.253 UTC. Jego celem było przeniesienie sondy na orbitę o perygeum 250 km i apogeum 4 150 - 4 170 km. Okres obiegu miał wynosić 2.2 godziny. Po 2.1 godziny lotu na takiej orbicie, o 22:02:48.870 silnik MDU miał zostać uruchomiony ponownie. Manewr ten miał zakończyć się o 22:20:09.975 UTC. Jego celem miało być wprowadzenie sondy na trajektorię okołosłoneczną wiodącą do Marsa. Jednak żaden z tych manewrów nie został wykonany. Oficjalnie źródła nie poinformowały o żadnych problemach, ograniczając się tyko do informacji o udanym starcie. O godzinie 00:05:16 UTC obserwator satelitów Ted Molczan stwierdził, że Phobos-Grunt nie zmienił orbity po pierwszym manewrze. Inne źródła w Roskosmosie poinformowały, że z sondy nie otrzymano telemetrii w tym okresie. Radioteleskop w Goldostne i stacje naziemne Europie odebrały słabe sygnały z sondy świadczące, że weszła ona w tryb bezpieczny. Niektóre pomiary świadczyły, że panele słoneczne nie były zwrócone na Słońce w tym czasie. Po kilku godzinach stacje śledzenia w Rosji namierzyły sondę na wstępnej orbicie parkingowej. Nie odebrano jednak żadnych danych telemetrycznych czy sygnału nośnego. Większość pomiarów orbity pochodziła z rosyjskiej wojskowej sieci śledzenia SKKP. Uzyskano je po 2 godzinach od startu, podczas drugiego obiegu pojazdu. W godzinach 23:45 UTC - 23:50 UTC udało się potwierdzić, że sonda nie wykonała żadnego manewru.
9 listopada oficjalnie podano informację, że pojazd nie wykonał żadnego manewru.
10 listopada dyrektor IKI Lev Zeleny podał, iż dane dostarczone przez amerykańskie stacje śledzenia pozwoliły na precyzyjniejsze wyznaczenie orbity. Informacje te były używane do wysyłania do sondy komend w okresach jej widoczności ze stacji naziemnych. Poinformował również, że zespół na kilka dni na wykonanie manewru opuszczenia orbity okołoziemskiej przed zamknięciem okna pozwalającego na lot na Marsa. Stacje ESA w Kouru i Australii również próbowały nawiązać łączność z sondą, ale bez rezultatów. Jednak scenariusz misji nie dawał możliwości łączności z sondą w trakcie opuszczania orbity okołoziemskiej. Wszystkie próby łączności więc najprawdopodobniej nie przyniosłyby żądnych rezultatów. Brak łączności mógł być spowodowany wyłączeniem się komputera pokładowego sondy i zasłanianiem anteny LGA przez zbiornik zewnętrzny modułu MDU.
11 listopada poinformowano, że okno umożliwiające lot na Marsa zamyka się 20 listopada. NORAD wstępnie oszacował czas wejścia sondy w atmosferę na 26 listopada.
12 listopada wszystkie próby nawiązania łączności przez stacje w Rosji oraz stacje należące do ESA zakończyły się niepowodzeniem.
13 listopada obserwator satelitów Ted Molzcan poinformował, że orbita sondy przestała się podnosić. Zaczęła się obniżać w sposób całkowicie naturalny. Na tej podstawie oszacowano, że wejście w atmosferę nastąpi 12 stycznia 2012 r.
16 listopada stacja w Ussuriisku podjęła skazaną na porażkę próbę nawiązania łączności. W jej trakcie starano się połączyć z sondą na trajektorii ucieczkowej, na którą nigdy nie dotarła.
17 listopada wykryto niewielkie podniesienie wysokości orbity sondy, pomiędzy obiegami 137 i 141. Mogło to być spowodowane aktywności silników kontroli orientacji próbujących zachowa stałą orientację przestrzenną sondy.
22 listopada w stacje ESA w Kouru w Gujanie Francuskiej, w Perch w Australii i w Maspolamas na Wyspach Kanaryjskich podejmowały ostatnie zaplanowane próby nawiązania łączności. Niespodziewanie sygnał z sondy udało odebrać się w Perch. Udało się 5 sesji trwających po 7 minut, w godzinach 20:21 UTC - 20:28 UTC. Podczas tych porób mała antena o średnicy 1.3 metra przymocowana do anteny głównej posłużyła też do transmisji komend dostarczonych przez NPO Lavochkin. Sygnał ten miał moc 3 W. Miał na celu uruchomienie nadajnika sondy. Stacja odebrała jednak tylko sygnał nośny. W czasie łączności pojazd znajdował się w pełnym oświetleniu dzięki czemu jego baterie mogły się ładować. W czasie innych prób łączności sonda nie była oświetlona. Obserwatorzy satelitów zaobserwowali rozbłyski powtarzające się co 20 sekund świadczące, że pojazd rotuje. O godzinie 18:44 UTC w atmosferę wszedł drugi stopień rakiety która wyniosła sondę na orbitę.
24 listopada potwierdzono, że stacja w Perch odebrała dane telemetryczne. Zostały one wysłane do NPO Lavochkin gdzie stwierdzono, że sonda posiada naładowane baterie a jej system komunikacyjny działa prawidłowo. Dwie dalsze sesje odbioru danych zakończyły się powodzeniem, jednak podczas trzech innych danych nie odbierano. Uzyskanych danych nie udało się rozkodować. Starano się też wysłać komendy do sondy. Planowano ponadto wykonanie prób odbioru sygnału ze statku powrotnego. W trakcie dnia sygnał odebrała też stacja na Bajkonurze. Orbita sondy charakteryzowała się apogeum na wysokości 319.0 km, perygeum 205.0 km i inklinacją 51.41 stopnia.
25 listopada stacji w Perch nie udało się odebrać sygnału. Do sondy wysyłane były też komendy dostarczone przez Rosjan. ESA stwierdziła, że orbita sondy stała się bardziej stabilna. Stacja na Bajkonurze nie odebrała danych. Uzyskane do tej pory informacje o stanie sondy były bardzo skąpe.
Do 26 listopada wszystkie próby odbioru sygnału w Perch zakończyły się niepowodzeniem. Stacja przerwała je, ponieważ używano jej do obsługi aktywnych misji ESA.
28 listopada poinformowano, że w NPO Lavochkin przygotowywane są komendy pozywające na podniesienie orbity.
29 listopada stacja w Perch podjęła 5 kolejnych prób odbioru sygnału i transmisji komend, w godzinach 18:21 UTC - 03:47 UTC. Wszystkie zakończyły się niepowodzeniem. W Maspalomas również instalowano dodatkową antenę.
30 listopada kontynuowano próby nawiązania łączności w Perch. Rozpoczęła je również stacja w Maspalomas. 1 grudnia stacja w Maspalomas rozpoczęła pełne działanie. Próby kontynuowała też stacja w Perch, ale warunki oświetleniowe były niekorzystne - w czasie jednej okazji pojazd nie był oświetlony, podczas innej - oświetlony częściowo, a w czasie dwóch ostatnich orientacja nie była korzystna do pozycjonowania anteny.
2 grudnia próby łączności w Perch i Maspalomas zakończyły się niepowodzeniem. ESA poinformowała, że przerywa próby nawiązania łączności. Sonda zaczęła tracić wysokość. Wysokość apogeum spadła z 345 km uzyskanych po starcie do 308 km. Perygeum podnosiło się nieznacznie z 204 km 18 listopada do 206 km 21 listopada. Potem obniżyło się do 203 km.
3 grudnia analiza danych radarowych uzyskane w USA wykazały, że 29 listopada i 30 listopada od sondy oddzieliły się dwa obiekty. Powoli oddaliły się od statku a następnie zaczęły tracić wysokość. Co najmniej jeden z nich wszedł w atmosferę 1 grudnia. Ted Molzcan oszacował, że masa jednego z nich wynosiła 0.5 kg, a szerokość - 0.1 metra. Próby nawiązania łączności były prowadzone za pomocą stacji na Bajkonurze i Ussuriisku.
6 grudnia strona rosyjska zwróciła się do ESA o wznowienie prób nawiązania łączności. Wejście sondy w atmosferę było spodziewane 12 stycznia 2012 r. 6, 7, 8 i 9 grudnia w Maspalomas podjęto kolejne próby nawiązania łączności. Nie przyniosły one jednak rezultatów. Następnie ESA zakończyła próby transmisji i odbioru danych.
10 grudnia Roskosmos poinformował o powołaniu komisji badającej przyczyny niepowodzenia. Orbita sondy charakteryzowała się apogeum na wysokości 287 km, perygeum 202 km i inklinacją 51.41 stopnia. Okres obiegu wynosił 89.39 minuty.
13 grudnia poinformowano, że próby nawiązania łączności są podejmowane codziennie przez stacje rosyjskie i będą kontynuowane aż do wejścia sondy w atmosferę. Deorbitacja była wtedy spodziewana 9 stycznia.
16 grudnia orbita charakteryzowała się apogeum na wysokości 275.7 km i perygeum 201.3 km. Inkinacja wynosiła 51.46 stopnia a okres obiegu - 89.20 minuty. Przewidywanym terminem deornitacji był okres od 6 do 19 stycznia. Szacowano, że do powierzchni Ziemi może dotrzeć około 30 fragmentów sondy o łącznej masie nie większej niż 200 kg.
30 grudnia przewidywania czasu deorbitacji mówiły o 15 stycznia.
11 stycznia orbita sondy charakteryzowała się apogeum na wysokości 204.2 km i perygeum 170.6 km. Inklinacja wynosiła 51.46 stopnia a okres obiegu - 88.06 minuty. Szacowane miejsce deorbitacji 15 stycznia znajdowało się nad Oceanem Indyjskim.
13 stycznia orbita sondy charakteryzowała się apogeum na wysokości 185.6 km, perygeum 157.8 km i inklinacją 51.44 stopnia. Okres obiegu wynosił 87.76 minuty.
14 stycznia oszacowano, że miejsce deorbitacji będzie znajdować się nad południowym Pacyfikiem, blisko wybrzeży Chile. Orbita sondy charakteryzowała się apogeum na wysokości 174.2 km, perygeum 147.9 km i inklinacją 51.44 stopnia. Okres obiegu wynosił 87.57 minuty.
15 stycznia oszacowano, że sonda wejdzie w atmosferę następnego dnia, nad środkom Atlantykiem, pomiędzy Ameryką Południową a północną Afryką. Ostatnia śledzona orbita sondy charakteryzowała się apogeum na wysokości 133.2 km, perygeum 113.8 km i inklinacją 51.42 stopnia. Okres obiegu wynosił 86.80 minuty. Sonda weszła w atmosferę podczas 1 097 obiegu po orbicie. Zgodnie z oczekiwaniami nastąpiło to nad środkom Atlantykiem, pomiędzy Ameryką Południową a południową Afryką. Wejście pojazdu w atmosferę nie było obserwowane.