NuSTAR (kompendium)

[Scorus]

Oba lasery zawierają po jednej diodzie laserowej. Obie są dostępne komercyjnie. Pochodzą od różnych producentów, co zwiększyło prawdopodobieństwo, że system nie ulegnie całkowitej awarii. Emitują światło o długości fali 830 nm. Charakteryzują się mocą 200 mW, co wystarczy do pracy przez cały okres misji podstawowej i rozszerzonej (do prawidłowej pracy przy oświetleniu wprowadzanym przez Słońce, Księżyc i Ziemię wystarczyłaby moc 50 mW).

Światło jest skupiane na detektorze przez optykę umieszczoną z przodu diody. Jest to pojedyncza soczewka asferyczna o długości ogniskowej 20 mm, f/ok. 1.0. Została wykonana na zamówienie, ze szkła kwalifikowanego do zastosowania w lotach kosmicznych.

Struktura mechaniczna lasera musiała zapewnić jego wysoką stabilność. Pozycja punktu ogniskowania wiązki nie mogła się zmieniać o wartość większą od 130 µm we wszystkich orientacjach przestrzennych satelity (czyli we wszystkich warunkach oświetleniowych), począwszy od wyregulowania ścieżki optycznej teleskopów. Dlatego też struktura ta została wykonana w dużej mierze z invaru 36. Dioda laserowa jest zamontowana z tyłu soczewki. Wraz z nią znajduje się w cylindrze z invaru. Cylinder ten znajduje się wewnątrz większego cylindra z invaru, który utrzymuje go w stałej pozycji, działa jako osłona cieplna i rozprowadza wahania temperatury wprowadzane przez oświetlenie. W celu dalszego zmniejszania nagrzewania przez Słońce struktura ta jest umieszczona we wnętrzu kolejnego cylindra, wykonanego z aluminium działającego jako zewnętrzna osłona cieplna. Z przodu całej obudowy umieszczony jest filtr wąskopasmowy zapobiegający oświetleniu wnętrza struktury przez Słońce. Oświetlenie takie mogłoby wytworzyć niepożądany gradient termiczny. Całość jest przymocowana do jednej z belek łączących moduł optyki rentgenowskiej z płytą montażową optyki za pomocą dwóch śrub z invaru przechodzącymi przez odpowiednie stopki. Gradient termiczny pomiędzy stopkami a śrubami musiał być mniejszy od 5°C, a pomiędzy obiema śrubami - mniejszy od 1°C. System kontroli temperatury lasera jest złożony z radiatora, termistora i grzejnika służącego do uzyskiwania temperatury operacyjnej. Ten ostatni ma postać paska kaptonu. Jego praca jest kontrolowana przez elektronikę instrumentu. Jego moc wynosi ok. 3 W. Ponadto na wyposażeniu lasera są termostaty i grzejniki służące do uzyskiwania temperatury zapobiegającej degradacji.

[Scorus]

Oba detektory PSD są dwuwymiarowe, mają szerokość 20 mm. Są to duże fotodiody wykrywające centrum plamy świetlnej padającej na ich płaszczyznę. W celu usunięcia tła na każdym detektorze umieszczono filtr wąskopasmowy. Ponadto wyposażono go w przegrodę odrzucającą zabłąkane światło oraz filtr o gęstości neutralnej. Jednak mimo to nadal mogą występować pewne źródła tła - światło rozproszone na diafragmach przegrody, Księżyc w polu obserwacji czy też prąd ciemny detektorów. Dlatego też dioda laserowa jest wyłączana cztery razy na sekundę, a w tym czasie mierzone jest tło. Jego wartość jest następnie odejmowana od sygnału mierzonego w czasie pracy diody.

Struktura mechaniczna modułu detektora systemu laserowego jest wykonana z aluminium. Obejmuje ona płytę montażową do której przymocowana jest podstawa modułu. jego obudowa ma postać cylindra. W jego wnętrzu umieszczono detektor. Nad nim wznosi się cylinder zewnętrzny zawierający filtry oraz diafragmy przegrody. Są one pomalowane na czarno. Odstępniki pomiędzy diafragmami są anodyzowane na czarno. Podobnie jak w przypadku lasera system kontroli temperatury jest złożony z radiatora, termistora i grzejnika służącego do uzyskiwania temperatury operacyjnej. Grzejnik również ma postać paska kaptonu i również jest kontrolowany przez elektronikę instrumentu. Moc grzejnika jest tutaj wyższa, wynosi ok. 6 W. Ponadto na wyposażeniu są termostaty i grzejniki do uzyskiwania temperatury zapobiegającej degradacji. Temperatura operacyjna modułu wynosi +17ºC, +/- 5ºC. Może on jednak pozostawać w temperaturze od -45ºC do +60ºC.

[Scorus]

Układ elektroniczny systemu pomiarów laserowych obejmuje elektronikę laserów oraz elektronikę detektorów. Praca laserów jest sterowana przez dedykowany temu zadaniu procesor. Znajduje się on w jednostce elektroniki na płycie montażowej optyki instrumentu. W obrębie modułów detektorów systemu pomiarowego każdy detektor PSD jest umieszczony na płycie drukowanej wraz z czterema wzmacniaczami. Cztery sygnały z każdego kanału są przekazywane do głównego procesora instrumentu za pomocą odpowiedniej magistrali. Tam przechodzą przez filtr wąskopasmowy i są ucyfrawiane 12-bitowo przez konwerter analogowo - cyfrowy. Procesor ten znajduje się w jednostce elektroniki umieszczonej na płycie montażowej płaszczyzny ogniskowej. Oprogramowanie tego systemu zostało napisane w języku FORTH. Do podstawowych parametrów które mogą być programowane zaliczają się: ładunek na diodach laserowych w czasie ich pracy; ładunek na diodach w czasie bezczynności; schemat sposobu próbkowania na detektorze; wprowadzanie trybu wzmożonego próbkowania w celu zredukowania przypadkowego szumu; temperatura laserów; temperatura detektorów; zysk w pętli kontrolnej grzejników; przesył surowych danych w trybie diagnostycznym; oraz przesył danych skompresowanych. W czasie działania nominalnego z elektroniki głównej instrumentu przesyłane są dane zawierające pozycję plamy światła w danym czasie oraz dane inżynieryjne na temat np. temperatur.

[Scorus]

System regulujący ścieżkę optyczną teleskopów jest zlokalizowany przy zespole optyki rentgenowskiej. Służy on do jednorazowego nakierowanie ścieżki optycznej modułów optyki na detektory po rozłożeniu wysięgnika. Arbitralne nakierowanie toru optycznego nie jest możliwe, ponieważ na Ziemi nie można wykonać precyzyjnych pomiarów odkształceń wysięgnika w warunkach mikrograwitacji oraz precyzyjne oszacować stopnia odkształceń konstrukcji które zajdą w trakcie startu. System ten jest oparty na silniku elektrycznym. Pozwala on na wykonanie dwóch niewielkich przesunięć kątowych zespołu modułów optycznych oraz na dokonania ich nieznacznej rotacji. Cała procedura regulacji zostanie dokonana po jednorazowej kalibracji instrumentu względem jasnego źródła rentgenowskiego którego pozycja na niebie jest znana bardzo precyzyjnie. W jej trakcie będą rejestrowane jednocześnie dane z detektorów CZT, szperacza gwiazd i systemu pomiarów laserowych.

[Scorus]

Elektronika główna instrumentu znajduje się w osobnej jednostce umieszczonej na płycie montażowej płaszczyzny ogniskowej. Jest oparta na układach FPGA. Przetwarza ona dane z elektroniki zewnętrznej obu modułów FPM i pozwala na zarządzanie ich pracą. Ponadto komunikuje się z elektroniką detektorów systemu pomiarów laserowych oraz elektroniką płyty montażowej optyki. Za pośrednictwem tej ostatniej kontroluje lasery systemu pomiarowego, szperacz gwiazd, mechanizm regulujący ścieżkę optyczną oraz temperaturę modułów optyki.

[Scorus]

HISTORIA MISJI
 Propozycja misji NuSTAR została zgłoszona w ramach Explorer Program Announcement of Opportunity rozpoczętego w lutym 2003 r. Zgłoszono wtedy 36 propozycji misji dla programu SMEX i MIDEX. W maju misja NuSTAR została wybrana do dalszych studiów trwających 5 miesięcy. W styczniu 2005 r zatwierdzono jej realizację rozpoczynając program studiów wprowadzających projekt w fazę realizacji. Według aktualnych wtedy planów konstrukcja statku miała być oparta na busie SA-200S firmy Spectrum Astro z Gilbert w stanie Arizona (obecnie część General Dynamics). Instrument naukowy miał natomiast obejmować trzy moduły optyki oraz trzy moduły płaszczyzny ogniskowej. Statek miał zostać umieszczony na orbicie zbliżonej równikowej. Miało to pozwolić na zminimalizowanie szumu tła w obserwowanym zakresie energetycznym. Misja nominalna miała trwać 3 lata.

W lutym 2006 r projekt został anulowany po przedstawieniu budżetu NASA na rok fiskalny 2007.  Prace nad misją zostały jednak wznowione 21 września 2007 r, po przyznaniu dodatkowych funduszy na rok budżetowy 2008. Zmniejszenie kosztów osiągnięto poprzez zastosowanie prostszego busa LEOStar 2 oraz zmniejszenie czasu trwania misji nominalnej do 2 lat. Projekt wszedł w fazę B 30 stycznia 2008 r. W tym czasie liczba teleskopów rentgenowskich została zmniejszona z trzech do dwóch. Zmniejszyło to czułość, ale pole widzenia zostało zredukowane tylko nieznacznie. Do programu naukowego wprowadzono też szereg pomniejszych celów, takich jak obserwacje Słońca. Również w  2008 r rozważano zwiększenie nachylenia orbity w stosunku do równika do 27 stopni.  Zwiększenie inklinacji pozwoliłoby na zmniejszenie kosztów startu, ale zwiększyłoby szum tła i zmniejszyło efektywności obserwacji o 10%. Ostatecznie jednak w grudniu 2008 r wycofano się  z tej koncepcji wracając do orbity równikowej. Nowym terminem startu stał się 2011 r, początkowo sierpień a następnie listopad. W czerwcu 2010 r projekt pozytywnie przeszedł wstępny przegląd (Preliminary Design Review - PDR). We wrześniu wszedł w fazę C/D. Do końca października wszystkie najważniejsze systemy (satelita, struktura mechaniczna instrumentu, optyka, moduły płaszczyzny ogniskowej i elektronika) przeszły przeglądy krytyczne (Critical Design Reviews - CDRs).

W połowie 2010 r start NuSTAR został przełożony na luty 2012 r. Nową datą stał się 03.02.2012. Wynikało to z akumulacji startów misji naukowych (Juno, GRAIL, MSL) w drugiej połowie 2011 r. Misje te wymagały ostrożnego prowadzenia po ich rozpoczęciu.  Prace nad satelitą i instrumentem przebiegały natomiast bez większych problemów. Integracja satelity z jego instrumentem naukowym nastąpiła na początku 2011 r. 27 stycznia 2012 r kompletny satelita został wysłany z zakładów firmy Orbital w Dulles w stanie Virginia do Bazy Sił Powietrznych Vandenberg (Vandenberg Air Force Base) w stanie Kalifornia. Powstało wtedy niewielko opóźnienie, przez co start przeniesiono na 14 marca. 17 lutego pojazd został połączony z rakietą Pegasus. Z powodu konieczności wykonania dodatkowych przeglądów rakiety, 18 lutego start został opóźniony o tydzień, do 21 marca,  a następnie przełożony na czerwiec. Po zakończeniu prac rakieta została podczepiona pod samolot L-1011 Stargazer. 5 czerwca samolot wraz z rakietą i satelitą opuścił bazę Vandenberg. Po międzylądowaniu na Hawajach dotarł do miejsca startu - na atol Kwajalein w Republice Wysp Marshalla 7 czerwca. Tam też odbyły się ostatnie przygotowania do startu.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
 Start misji NuSTAR nastąpił 13 czerwca 2012 roku. Satelita został wyniesiony przez rakietę Pegasus XL firmy Orbital. Miejscem startu był poligon rakietowy im. Ronalda Reagana (Ronald Reagan Ballistic Missile Defense Test Site) położony na atolu Kwajalein w Republice Wysp Marshalla. Samolot L-1011 Stargazer z satelitą wystartował o godzinie 15:00 UTC. Następnie samolot wykonał dolot do punktu uwolnienia rakiety nad oceanem. na 22 minuty przed oddzieleniem rakiety uzbrojono mechanizm separacyjny. na 16 minut przed starem, o godzinie 15:44 UTC satelita przeszedł na zasilanie wewnętrzne. O 15:52 UTC na 7 minut i 30 sekund przed starem na zasilanie wewnętrzne przeszły systemy rakiety. Rakieta została uwolniona o godzinie 16:00:37 UTC, nad Oceanem Spokojnym, 120 mil na południe od atolu Kwajalein. Miało to miejsce na wysokości na wysokości 39 000 stóp. Silnik stopnia 1 został uruchomiony o godzinie 16:00:42 UTC. 20 sekund później rakieta przekroczyła szybkość dźwięku. Po upływie 40 sekund od startu przeszła przez obszar o największym ciśnieniu aerodynamicznym. O godzinie 16:01 UTC, po upływie 1 minuty i 18 sekund od startu silnik stopnia 1 został wyłączony. 17 sekund później stopień 1 został odrzucony. Następnie uruchomiono silnik stopnia 2. O godzinie 16:02 UTC, po 2 minutach i 15 sekundach od startu odrzucono dwuczęściową owiewkę. Później silnik stopnia 2 został wyłączony. O godzinie 16:09 UTC, 8 minut i 40 sekund od rozpoczęcia misji wykonany został manewr zmiany orientacji przestrzennej przed oddzieleniem stopnia 2. O 16:10 UTC, po 9 minutach i 25 sekundach od startu stopień 2 został obdzielony. 11 sekund później uruchomił się silnik stopnia 3. Zakończył on pracę o godzinie 16:11 UTC, 1o minut i 41 sekund od rozpoczęcia lotu. Tym samym zespół stopień 3/NuSTAR wszedł na orbitę okołoziemską. NuSTAR oddzielił się od górnego stopnia rakiety o godzinie 16:14 UTC, po 13 minutach i 43 sekundach do startu. Następnie satelita rozłożył panele słoneczne, co zostało potwierdzone o godzinie 16:22 UTC. Bez problemów nawiązał też łączność z Ziemią. Cały start przebiegał całkowicie prawidłowo. Było to 40 wykorzystanie rakiety typu Pegasus i jej 25 lot w wersji XL.

Rakieta umieściła satelitę na orbicie charakteryzującej się perygeum 626.9 km (polanowano 575 kilometrów), apogeum 632.8 km (planowano 600 km) i inklinacją 6.024 stopnia (planowano 6 stopni). Na wybranej orbicie poziom tła na detektorach instrumentu był relatywnie niski, ponieważ pojazd nie przelatywał przez strefę anomalii południowoatlantyckiej.

21 czerwca rozłożony został wysięgnik teleskopów rentgenowskich. W trakcie pierwszego miesiąca misji satelita i instrument przeszły serię testów funkcjonalnych. Ponadto ścieżki optyczne obu teleskopów została wyregulowane. Działania te miały trwać 30 dni, ale nieco przedłużyły się. 28 czerwca pojazd wykonał pierwszą obserwację. Objęła ona źródło rentgenowskie Cygnus X-1. Później w ramach testów wykonano obserwacje innych jasnych źródeł rentgenowskich. Pod koniec lipca wykonano wzajemną kalibrację wraz  z satelitami Chandra, Swift, XMM-Newton i Suzaku. W tym celu wszystkie satelity obserwowały kwazar 3C 273. Pozwoliło to na zmierzenie relatywnej czułości instrumentów na wszystkich satelitach i zebranie wspólnych danych do badań naukowych. Faza testów satelity i jego instrumentu naukowego trwała 48 dni, nieznacznie dłużej niż planowanych 30 dni.

1 sierpnia 2012 r ropoczął się program obserwacji naukowych. W trakcie fazy naukowej satelita wykonał przeglądy oraz obserwacje wybornych obiektów. Obserwacje były prowadzone według zaplanowanego wcześniej schematu. Większość  pół nieba do przeglądu oraz  obiektów do obserwacji celowanych została wybrana na 6 miesięcy przed startem. Jednak w czasie misji dokonywano zmian w programie obserwacyjnym, w zależności od zachowania się wyposażenia satelity w środowisku przestrzeni kosmicznej oraz wyników analiz danych. Ponadto wykonywano dodatkowe badania celów okazyjnych, takich jak zjawiska przejściowe. Obserwacje takie rozpoczynano w czasie krótszym od doby, zwykle w około 6 godzin. Czas potrzebny na rozpoczęcie takich obserwacji był uzależniony przede wszystkim od okresów widoczności satelity ze stacji odbiorczej. Okres taki występował jeden raz w czasie każdego obiegu trwającego 90 minut, ale przygotowanie komend może zająć do 12 godzin, ponieważ Centrum Operacji Misji nie działa 24 godziny na dobę. Cele tego typu były obserwowane na 80% sfery niebieskiej.

Czas trwania misji minimalnej wyniósł 2 lata. Wykonanie czterech podstawowych programów badawczych zajęło 18 miesięcy. Dalsze 6 miesięcy zostało poświęcone na wykonanie dodatkowych obserwacji wybranych obiektów.

Misja podstawowa została zakończona w lipcu 2014 r. Pod koniec lipca zatwierdzono przedłużenie misji na okres kolejnych 2 lat, do końca roku budżetowego 2016. W trakcie trwania misji rozszerzonej  50% czasu obserwacyjnego zostało przeznaczonych na realizację projektów zgłaszanych przez astronomów spoza zespołu naukowego NuSTAR.

Pojazd nie posiada środków zużywalnych, tak więc czas trwania misji jest ograniczony głównie przez trwałość niskiej orbity. Szacuje się, że satelita może na niej przebywać przez okres 5 - 7 lat.

Komedy do satelity są wysyłane przez stację naziemną włoskiej agencji kosmicznej ASI zlokalizowaną w Malindi w Kenii. Ta sama stacja odbiera też dane naukowe i inżynieryjne. Ponadto codziennie jest wykonywana sesja łączności za pomocą satelitów TDRS. Większość celów jest obserwowanych przez okres tygodnia lub dłuższy, tak więc w czasie prowadzenia nominalnych obserwacji naukowych komendy są wysyłane stosunkowo rzadko.

W maju 2014 r podczas komisyjnego przeglądu misji astrofizycznych misję przedłużono o 2 lata, do końca 2015 r.

Zebrane dane poziomu 0 będą przetwarzane przez Centrum Operacji Misji (Mission Operations Center - MOC) na Uniwersytecie Stanu Kalifornia (University of California) w Berkeley i przekazywane do Centrum Operacji Naukowych (Science Operations Center - SOC) na Politechnice Kalifornijskiej (California Institute of Technology - Caltech) w Pasadenie  w Kalifornii. Tam zostanie wykonana ich obróbka do poziomu 1 i 2. Dane w tej postaci będą udostępniane zespołom badawczym. Ostatecznie skalibrowane dane zostaną zarchiwizowane w Archiwum Danych Naukowych  Astrofizyki Wysokich Energii (High Energy Astrophysics Science Archive Research Center - HEASARC) prowadzone przez Centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Space Flight Center - GSFC) w Greenbelt w stanie Mayland. Do tego celu używany będzie format FITS. Dane nie będą objęte prawami autorskimi i będą dostępne publicznie. Ich udostępnianie rozpocznie się po okresie 6 miesięcy od startu. W tym czasie scharakteryzowane zostanie działanie instrumentu w warunkach przestrzeni kosmicznej. Na tej podstawie zostaną opracowane procedury ich kalibracji. Po wdrożeniu standardowej procedury kalibracji dane będą dostępne po okresie 2 miesięcy od zakończenia każdej obserwacji.

Misja NuSTAR jest zarządzana przez Jet Propulsion Laboratory (JPL) z Pasadeny w Kalifornii. Program edukacyjny związany  z misją jest prowadzony przez Sonoma State University w Kalifornii. W pracach nad instrumentem brały udział: Caltech; JPL; Columbia University ze stanu Nowy Jork; GSFC; Politechnika Duńska (Danish Technical University - DTU) z Kopenhagi; University of California w Berkeley; oraz firma ATK Space Structures and Components z Goleta w Kalifornii. Całkowity koszt misji wyniósł 165 mln dolarów.

[Szaniu]

Całą masa tych celów naukowych! Bardzo ciekawie zapowiada się ta misja. To bardzo miłe kiedy widzi się coś tak wartościowego za niewielką cenę (SMEX). Widzę, że start póki co ma się odbyć w moje urodziny . Tak więc, życzę sobie dobrej pogody i sukcesu NuSTARa  .