RHESSI (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Satelita RHESSI (Reuven High Energy Solar Spectroscopic Imager, Reuven Ramaty High Energy Solar Spectroscopic Imager, High Energy Solar Spectroscopic Imager - HESSI, SMEX/RHESSI, Small Explorer/RHESSI, Explorer 81) jest amerykańskim obserwatorium słonecznym wystrzelonym w ramach programu NASA Small Explorer (SMEX). Pojazd ten obrazowania rozbłysków słonecznych w najbardziej energetycznych obszarach widma elektromagnetycznego - w zakresie promieniowania rentgenowskiego i gamma (w wysokiej rozdzielczości). Jest to pierwszy instrument zastosowany w misji kosmicznej, który łączy obrazowanie rozbłysków słonecznych w twardym promieniowaniu rentgenowskiego (emitowanym przez elektrony przyspieszane przez energię pola magnetycznego uwolnioną podczas rozbłysku) i gamma (emitowanym przez przyspieszone protony i dodatnie jony) z uzyskiwaniem szczegółowych spektrogramów w każdym punkcie obrazu. Umożliwia to określenie miejsca i energii z jaką są przyspieszane cząstki. Dzięki temu możliwe jest poznanie szczegółów wysokoenergetycznych procesów leżących u podstaw rozbłysków słonecznych. Najważniejszym celem naukowym misji jest opisanie procesów zachodzących w namagnesowanej plazmie atmosfery słonecznej podczas rozbłysku, a dokładniej: impulsywnej emisji energii; przyspieszania cząstek (głównie elektronów, protonów i jonów); transportu cząstek i energii przez atmosferę Słońca do przestrzeni międzyplanetarnej; oraz ogrzewania atmosfery słonecznej. Procesy te zachodzą nie tylko na Słońcu, ale również w wielu innych miejscach - od magnetosfer planet do aktywnych galaktyk. Ich zrozumienie jest więc istotne nie tylko dla heliofizyki, ale dla całej astrofizyki. Misja ma odpowiedzieć na następujące pytania naukowe: jaką rolę grają wysokoenergetyczne cząstki w procesie emisji energii; czy wysokoenergetyczne cząstki wynoszą znaczny ułamek emitowanej energii; jakie procesy przyspieszają elektrony i jony; jakie jest środowisko emisji energii; jakie mechanizmy transportują energię błysku (szczególnie energetyczne cząstki) z dala od miejsca emisji energii; oraz  jakie są cechy charakterystyczne niebezpiecznych rozbłysków słonecznych, i jak takie błyski ewoluują. RHESSI umożliwia uzyskanie odpowiedzi na te pytania dzięki następującym celom obserwacji: zlokalizowaniu miejsca emisji energii i określenie procesów emitujących energię; zlokalizowaniu przyspieszanych cząstek i miejsc do których została przekazana energia podczas różnych faz błysku i określenie jak energia jest rozpraszana w gorącym obszarze; uzyskiwaniu spektrogramów i badaniu kierunkowości przyspieszonych elektronów i jonów i ich rozwoju w czasie i przestrzeni; określenie energii przekazywanej energetycznym cząstką, szczególnie poprzez mierzenie promieniowania X i gamma; scharakteryzowanie cech plazmy i pola magnetycznego w rejonach gdzie występują procesy nietermalne; określenie czy wszystkie błyski - duże i małe - mają podobne cechy i czy są tym samych przejawami tych samych procesów; określeniu cech mikroblysków, i ich roli w ogrzewaniu korony; określeniu pierwiastkowego składu przyspieszonych cząstek i atmosfery słonecznej z którą oddziałują; oraz wykonaniu badań długotrwałego przetrzymywania i/lub przyspieszania wysokoenergetycznych jonów na Słońcu poprzez rejestrowanie linii emisyjnych jąder w długich okresach czasu rozpoczynając od początkowej fazy rozbłysku słonecznego. Dane te muszą być także poparte wynikami innych obserwacji naziemnych i satelitarnych.

Satelita został opracowany w ramach programu NASA Small Explorer (SMEX). Misja została nazwana w kwietniu 2002 od imienia astrofizyka Reuvena Ramaty, zmarłego w 2001 r. Położył on podwaliny pod współczesną fizykę rozbłysków słonecznych, promieniowania kosmicznego oraz astronomię gamma. Pracował w Laboratorium Astrofizyki Wysokich Energii (Laboratory for High Energy Astrophysics) w Centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Spaceflight center - GSFC) w Greenbelt.

[Scorus]

KONSTRUKCJA

Satelita RHESSI ma masę własną 230 kg, a wraz z paliwem 293 kg. Pojazd ma wysokość 2.2 metra, i szerokość bez paneli słonecznych wynoszącą 1.1 m. Konstrukcja pojazdu jest oparta na busie LEOStar 2 firmy Orbital Sciences Corporation.

Pojazd zbudowany  w dużej mierze wokół cylindrycznej struktury jedynego instrumentu naukowego Konstrukcja mechaniczna obejmuje pierścień w dolnej części satelity, cylinder obejmujący środkową część instrumentu połączony z 8-kątnym panelem strukturalnym, oraz 8-kątną strukturę w górnej części instrumentu. Pierścień dolny oraz cylinder centralny łączy 6 rozpór w kształcie litery V. Ponadto pierścień dolny i panel strukturalny są połączone 4 prostokątnymi ramami złożonymi z belek. Dodatkowe rozpory przebiegają wzdłuż ich przekątnych. Struktura górna łączny się  z panelem strukturalnym poprzez 4 rozpory w kształcie litery V. Umieszczenie panelu strukturalnego, paneli słonecznych i większości jednostek elektroniki blisko środka ciężkości satelity zapewniło jego stabilne wirowanie. Na panelu strukturalnym umieszczono baterie i jednostki awioniki.

System zasilania (Electrical Power Subsystem - EPS) zawiera cztery skrzydła fotoogniw słonecznych zainstalowane równomiernie wokół platformy umieszczonej mniej więcej po środku cylindrycznej struktury instrumentu. Mają one całkowitą rozpiętość 5.7 m. Każde skrzyło składa się z dwóch prostokątnych paneli fotowoltaicznych. Są one wyłożone komórkami słonecznymi GaAs. Każde skrzydło produkuje 133.5 W mocy. Łączna produkcja paneli po 3 latach misji wynosi 534 W. Dostarczana energia elektryczna jest zużywana na bieżąco a także ładuje baterię NiH2 o pojemności 15 A/h. Jest ona używana w czasie gdy pojazd znajduje się w cieniu ziemi. Składa się z 11 komór ciśnieniowych. W każdej z nich umieszczono dwie komórki niklowo - wodorowe. Bateria może pracować na poziomie rozładowania 50% w czasie 3 lat misji nominalnej i dostarczać 280 W mocy w czasie zaćmień trwających 35 minut. Normalny pobór mocy wynosi 414 W.

Pojazd jest stabilizowany obrotowo w tempie nominalnym 15 RPM. Tempo wirowania może być zmieniane w zakresie 12 - 20 RPM. Kontrolowanie orientacji przestrzennej umożliwiają zwoje magnetyczne. Danych nawigacyjnych dostarczają:  sensor Słońca precyzyjny (Fine Sun Sensor - FSS), sensory Słońca ogólne (Coarse Sun Sensor - CSS); oraz magnetometry. Pojazd nie posiada systemu napędowego. W orientacji nominalnej oś wirowania jest skierowana na Słońce. FSS został dostarczony przez firmę Adcole Inc. Charakteryzuje się polem widzenia o szerokości 32 stopni i rozdzielczością 0.005 stopnia. Jest zainstalowany na przedniej części struktury instrumentu naukowego. Ich dane wraz z danymi z magnetometru pozwalając na precyzyjne wyznaczenie orientacji statku przez oprogramowanie. 8 sensorów CSS pozwala na określenie pozycji Słońca  każdego kierunku. Były używane po starcie oraz w trakcie poważniejszych problemów. Znajdują się na panelach słonecznych. Zwoje magnetyczne zostały dostarczone przez firmę Ithaco Inc. Charakteryzują się indukcją 60 Am^2. Oddziałują z polem magnetycznym Ziemi pozwalając na obracanie satelity.

Pojazd może zostać skierowany na Słońce dzięki obrotowi  z dowolnego kierunku. Umożliwia to osobny system pozycjonowania (Sun Aspect System - SAS). Pozwala on na pozycjonowanie na centrum traczy słonecznej z dokładnością 324 sekund kątowych, dostarczając odpowiednich danych dla systemu orientacji przestrzennej. Pomiary błędu pozycjonowania mogą być wykonywane z precyzją  0.05 stopnia. SAS został opracowany przez Paul Scherer Institute. Jest złożony z trzech identycznych układów optycznych, z których każdy zawiera soczewkę i filtr. Znajdują się na przedniej kracie konstrukcji mechanicznej. Obrazują Słońce na liniowych diodach o wymiarach 2048 x 13 µm umieszczonych na kratownicy tylnej. Jednoczesne ekspozycje są wykonywane co 10 sekund. odpowiedni algorytm wybiera  4 piksele znajdujące się na krawędziach tarczy Słońca z każdej strony. Są one przesyłane do  telemetrii. Na Ziemi pozwala to na określenie 6 pozycji krawędzi tarczy Słońca dzięki interpolacji, dając precyzyjną informację o pozycji środka traczy Słońca.

System komputerowy satelity (Command and Data Handling Subsystem - C&DH) znajduje się w module elektroniki (Spacecraft Electronics Module - SEM) na panelu strukturalnym. Fizycznie jest złożony z karty kontroli ładunku (Charge Control Board - CCB); karty kontroli zasilania (Power Control Board - PCB); karty systemów mechanicznych (Auxiliary Driver Board - ADB); karty interfejsów komunikacyjnych (Communications Interface Board - CIB); karty interfejsów z instrumentem i systemem kontroli orientacji przestrzennej (Payload and Attitude Control Interface Board - PACI); oraz procesora centralnego (Central Processing Unit - CPU). Karty CCB, PCB i ADB obsługują system zasilania.

Karta CCB jest bezpośrednim systemem transferu energii elektrycznej. Jej efektywność jest lepsza od 95%. Ilość ładunku produkowanego przez panele słoneczne jest kontrolowana przez przełączniki pomiędzy 8 obwodami paneli słonecznych a busem zasilania. Nieużywana moc jest kierowana do paneli słonecznych a nie do statku. CCB kontroluje stopień naładowania baterii za pomocą algorytmu wykorzystującego kompensację temperaturową.

Karta PCB przesyła energię elektryczną do poszczególnych komponentów statku i dostarcza zdolności przełączania mocy do komponentów wymagających nieregulowanego zasilania przy 28+7/-4 V. Zawiera też sensor ładunku do monitorowania systemu telemetrycznego i ochrony przed skokami ładunku dla busa zasilania.

Karta ADB kontroluje pracę zwojów magnetycznych. Ponadto kontrolowała rozkładanie paneli słonecznych po starcie.

Przed transmisją dane są zapisywane przez rejestrator jednoczęściowy (Solid-State Recorder - SSR) o  pojemności 4 gigabitów. Znajduje się on w osobnym module na panelu strukturalnym. Został dostarczony przez firmę SEAKR Engineering. Dane z instrumentu przed zapisem są formatowane w pakiety przez jednostkę obróbki danych (Instrument Data Processing Unit - IDPU). Następne dane są odczytywane z SSR i przesyłane przez interfejs równoległy w CIB do transpondera systemu komunikacyjnego. CIB umożliwia również dekodowanie komend dla krytycznych funkcji, takich jak seret komputera głównego i kontrolę jego zasilania, kontrolę systemu nadawczego oraz optymalizację parametrów lądowania baterii. Pozwala na zarządzanie statkiem w przypadku wyłączenia się komputera głównego lub błędu oprogramowania.

Karta PACI jest odpowiedzialna za kodowanie telemetrii i odbiór danych. Formatuje dane przed ich transmisją lub zapisem na pokładzie. Zapisuje tez cyfrowo analogowe odczyty woltaży, ładunków i temperatur. Dostarcza interfejsów seryjnych pozwalających na kontrolę i monitoring SSR i IDPU. Jest zasilana przez główną szynę zasilania. Działa stale i zawsze dostarcza pakietów telemetrii opasujących stan statku gdy włączony jest nadajnik. Tym samym wraz z CIB pozwala na rozpoznanie problemów i ich rozwiązanie nawet gdy nie pracuje CPU i oprogramowanie.

CPU zawiera główny procesor - RAD6000. Jest on odporny na promieniowanie. Został dostarczony przez firmę BAE Systems. Posiada pamięć DRAM o pojemności 128 MB służącą do przechowywania danych oraz pamięć EEPROM o pojemniki 3 MB do przechowywania oprogramowania. CPU kontroluje pracę innych kart w obrębie SEM.

Karta SEM zawiera też konwertery zasilania DC/DC oraz oscylator krystaliczny (Oven-Controlled Crystal Oscillator - OCXO). Podstawowa szyna zasilania dostarcza napięcia +28 V używanego do wytwarzania napięć wtórnych +5 V i +/-15 V zasilających poszczególne karty SEM. OCXO jest źródłem czasu. Dostarcza stabilnego sygnału z częstotliwością 2^22 Hz, który jest używany przez CIB do wytwarzania sygnałów czasowych o dwóch częstotliwościach - 1 Hz i 2^20 Hz (w przybliżeniu 1 MHz). Sygnały te są używane w CIB, PACI i IDPU, gdzie pozwalają na kontrolę czasu zbierania danych i przesyłania klatek telemetrii.

System komunikacyjny satelity pracuje w paśmie S. Dane są transmitowane na Ziemię z szybkościami 4 Mbps, 1 Mbps lub 125 kbps, przez 8 minut podczas każdego obiegu statku po orbicie. Daje to ponad 11 gigabitów danych dziennie. Są odbierane przez stacje w Berkeley, Wallops, Santiago (Chile), oraz Weilheim (Niemcy). Do transmisji w tym łączy służy częstotliwość 2215 MHz. Używana jest modulacja NRZ-M i BPSK. Dane w łączu Ziemia - satelita są wysyłane w częstotliwości 2039.6458 MHz z szybkością 2 kbps.

Kontrolę temperatury wewnętrznej zapewniają grzejniki, radiatory oraz izolacja wielowarstwowa.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
Satelita jest wyposażony w pojedynczy instrument naukowy - spektroskopowy system obrazujący Słońce w zakresie wysokich energii (High Energy Solar Spectroscopic Imager - HESSI). Zajmuje on środkową część satelity. Jego cele naukowe są zbieżne z celami całej misji.

[Scorus]

HESSI
Instrument HESSI rejestruje promieniowanie rentgenowskie i gamma w zakresie energii od ok. 3 keV (miękkie promieniowanie X) do 20 MeV (promieniowanie gamma), z rozdzielczością energii ok. 1 keV (od poniżej 2 keV przy 1 MeV do 5 keV przy 20 MeV) i rozdzielczością kątową najmniej 2 sekundy kątowe (dla porównania instrument HXT satelity Yohkoh pracował w zakresie 15 to 100 keV i miał rozdzielczość kątową ponad 5 sekund kontowych). Rozdzielczość kątowa wynosi 2'' dla promieniowania rentgenowskiego poniżej ok. 40 keV, 7'' do energii 400 keV, i 36'' dla linii promieniowania gamma i kontinuum ok. 1 MeV. Jest to instrument o największej rozdzielczości kątowej w zakresie twardego promieniowania X i gamma jaki kiedykolwiek został wysłany w kosmos. Instrument wykorzystuje dwie nowe technologie: drobne siatki służące do modulowania promieniowania słonecznego i detektory germanowe używane do bardzo dokładnego mierzenia energii fotonów. Jest to pierwszy instrument umieszczony w kosmosie używający detektorów germanowych o dużej rozdzielczości, dzięki czemu ma niewiele mniejszą wrażliwość na promieniowanie gamma od instrumentów BATSE i OSSE Teleskopu Comptona. Ma rozdzielczość energii wierzą o czynnik 25 przy 1 MeV od tych instrumentów. Satelita INTEGRAL także posiada detektory germanowe, ale nie jest w stanie obserwować Słońca. Rozdzielczość kątowa jego instrumentów jest rzędu wielu minut łuku.

Instrument (Imaging Telescope Assembly - ITA) składa się ze struktury nośnej w postaci rury o średnicy 45 cm i wysokości 1.7 m. Zawiera ona dziewięć par (ustawionych jedna za drugą) siatek wykonanych  z drutów molibdenowych i wolframowych szerokości 9 centymetrów. Są one ustawione zgodnie z osią obrotu statku kosmicznego i skierowanych na Słońce. Para szeroko rozsławionych siatek to tzw. obrotowy kolimator modulacji (Rotational Modulation Collimators - RMC). Rura obraca się wraz z całym statkiem w tempie 15 RPM. Podczas rotacji fotony z danego punktu na Słońcu mogą przechodzić przez pary siatek, lub być blokowane przez inne pary. Jest to spowodowane modulacją intensywności fotonów z tego punktu. Gęstość modulacji jest równa zeru dla fotonów trafiających do instrumentu dokładnie z osi wirowania statku, i stopniowo zwiększa się dla fotonów pozaosiowych. Za każdą parą siatek znajduje się germanowy detektor (wykonany z HPGe). Jest on schłodzony do temperatury 75 K za pomocą pojedynczej elektromechanicznej chłodziarki. Ma średnicę 7.1 cm i grubość 8.5 cm. System detektorów wraz z chłodziarką ma długość 1 m i głębokość 30 cm. Jest umieszczony  dolnej części statku, pod rurą siatek. Każdy detektor składa się z  dwóch elektrycznie niezależnych segmentów. Przedni segment o grubości 1 cm mierzy twarde promieniowanie X (ponad 200 keV). Tylny o grubości 7 cm wykonuje wysokorozdzielcze pomiary promieniowania gamma. Łączna dawka promieniowania, którą przyjmą detektory podczas 3 lat trwania misji podstawowej na niskiej orbicie okołoziemskiej jest dostatecznie niska, aby nie spowodować ich dużych uszkodzeń. Dzięki temu nie było konieczne zastosowanie dużej i ciężkiej tarczy ochronnej, która podniosłaby masę małego satelity. Sygnał od danego detektora produkowany przy danej energii jest analizowany fourierowsko, celem uzyskania pełnego dwuwymiarowego, przestrzennego spektrogramu powiększonego źródła promieniowania na Słońcu. Uzyskanie pełnego przestrzennego spektrogramu jest możliwe dzięki temu, że każda para siatek ma różną szerokość rozcięcia, rozstaw, i grubość drutów. Powierzchnia efektywna instrumentu wynosi aż 100 centymetrów kwadratowych, dzięki czemu jest on 10 razy czulszy od instrumentu SXT satelity Hinotori, i ponad 100 razy czulszy od urządzenia HXIS na satelicie SMM.

Instrument umożliwia wykonanie do 20 obrazów na sekundę. Obrazy rozbłysków w twardym promieniowaniu rentgenowskim są uzyskiwane z rozdzielczością kątową 2 - 7'', z rozdzielczością czasową dziesiątek milisekund i w zakresie energii 3 keV -  400 keV. Obrazy są wykonywane z wystarczającą wrażliwością, aby zaobserwować początek procesu uwalniania energii i badania mikrobłysków z emisją energii mniejszą od 10^26 ergów. Zasięg dynamiczny jest tak dobrany, że większość błysków o emisji energii 10^32 lub większą jest obrazowanych z minimalnym nasyceniem. Obrazy umożliwiają nie tylko ocenienie miejsca emisji energii, ale także ocenę jasnościową i ilościową rozwoju emisji energii, w tym jej oddziaływań z atmosferą słoneczną w przypadku wielu błysków różnych typów. Wysokorozdzielcze spektrogramy w twardym promieniowaniu X są wykonywane w zakresie energii 3 keV - 400 keV z rozdzielczością 0.5 keV - 2 keV. Bardzo wysoka rozdzielczość pomiarów kształtu kontinuum umożliwia zbieranie informacji na temat przyspieszonych elektronów i gorącej plazmy, co pozwala na wyraźne rozróżnienie błysków termicznych i nietermicznych. Wysokorozdzielcze spektrogramy promieniowania gamma są wykonywane w zakresie energii 400 keV - 20 MeV, i z rozdzielczością 2 keV - 5 keV (FWHM). Wysoka rozdzielczość wystarcza, aby zaobserwować linie w zakresie promieniowania gamma i zbadać ich kształt. W ten sposób można wykonać pełną astrofizyczną spektroskopię w  zakresie gamma, pierwszy raz w historii. Słońce jest jedynym źródłem gamma na tyle jasnym, aby takie pomiary można było wykonać przy użyciu współczesnego sprzętu. Dostarczają one unikalnych informacji na temat kierunkowości oddziałujących ze sobą cząstek, składu otaczającego je gazu i przyspieszonych jonów, gęstości i jonizacji otaczającego gazu.

Obrazy w zakresie promieniowania gamma są wykonywane w zakresie 400 keV - 20 MeV, z rozdzielczością kontową  7 - 30''. Mogą być otrzymywane w określonych liniach promieniowania gamma, albo w danym zakresie energii tak, że np. protony i cząstki alfa tworzące linię ok. 450 keV mogą być obrazowane oddzielnie, podobnie jak anichilacja pozytonów w linii 511 keV. Porównanie obrazów wykonanych w liniach odpowiadających różnym cząstką (elektrony, pozytony, protony i cząstki alfa) dostarcza informacji na temat różnic w procesach przyspieszania i propagacji cząstek w różnych błyskach, pierwszy raz w historii badań.

Instrument został opracowany przez Paul Scherrer Institut w Szwajcarii.

[Scorus]

HISTORIA MISJI

Start misji RHESSI opóźnił się łącznie o 19 miesięcy z 6 różnych powodów. Początkowo start planowano na lipiec 2000 roku, by satelita od razu mógł obserować Słońce znajdujące się u szczytu aktywności w swym 11-letnim cyklu. Jednak w marcu 2000 roku, podczas testów odporności RHESSI na wibracje (testy symulują warunki panujące podczas startu), urządzenie testujące (trzęsące satelitą) uległo uszkodzeniu. System trzęsący doprowadził do 10-krotnego przekroczenia założonych poziomów przeciążeń i narażając HESSI na przeciążenia rzędu 20 G doprowadził do jej uszkodzenia. Uznano, że za porażkę odpowiedzialny był brak konserwacji urządzenia. Satelita musiał przejść naprawy.

Kolejną datę startu wyznaczono na listopad 2000 roku. Data jednak okazała się nierealna, gdy zdecydowano o otwarciu wszystkich urządzeń elektronicznych celem przebadania umieszczonych wewnątrz układów. Dodatkowe testy opóźniły misję do marca 2001. Jednak i ta data nie okazała się ostateczną. W październiku 2000 roku rakieta Pegasus wyniosła na orbitę satelitę HETE 2 mającego poszukiwać rozbłysków gamma. Start zakończył się sukcesem, jednak jego późniejsze analizy ujawniły, że separacja drugiego stopnia nie była poprawna. Mimo iż nie spowodowało to utraty misji HETE 2, NASA zdecydowała o przeprojektowaniu systemu separacji członów rakiety. W rezultacie start został przesunięty na czerwiec 2001 roku.

Późną wiosną Pegasus był gotowy do lotu a przygotowania satelity przebiegały zgodnie z planem. Satelita został połączony z rakietą w  Vandenberg, a ta została przymocowana do samolotu L-1011. W okresie w którym satelita został przetransportowany z bazy Vandenberg do bazy na przylądku Canaveral na Florydzie, gdzie miał zostać wykonany start, testowany przy pomocy rakiety Pegasus ponaddźwiękowy pojazd X-43A uległ katastrofie. Zawiódł pierwszy stopień prawie identycznej rakiety Pegasus, wymykając się spod kontroli operatorów. Początkowo szacowano, że katastrofa ta opóźni start zaledwie o kilka tygodni. Jedną z niewielu różnic pomiędzy Pegasusem RHESSI a tym, który uległ katastrofie były systemy sterowania i awionika. Niestety, biorąc pod uwagę kończący się czas przydatności baterii wewnątrz Pegasusa, musiał on wrócić z Florydy do Vandenberg. NASA zdecydowała o opóźnieniu misji RHESSI do momentu wyjaśnienia katastrofy X-43A. Badania przyczyn katastrofy X-43A przedłużyło się do jesieni.

We wrześniu 2001 r zawiodła rakieta Taurus, nie wynosząc na poprawną orbitę komercyjnego satelity fotografującego Ziemię. Tutaj również wystąpiły problemy ze sterowaniem. Wiele systemów rakiety Taurus było podobnych do stosowanych w rakietach Pegasus. Dlatego postanowiono wykonać ich dodatkowe testy. Stało się to piątą przyczyną opóźnienia.

Pod koniec 2001 roku uznano, że awarie X-43A i Taurusa nie zapowiadają niepowodzenia startu RHESSI. Start zaplanowano na 24 stycznia. 13 stycznia doszło do awarii rakiety związanej z systemem obrony przeciwrakietowej. Wkrótce okazało się, że zawiódł silnik GEM, produkowany przez tą samą firmę co kolejne stopnie rakiet Pegasus. Mimo różnicy rozmiarów, techniki produkcji i materiały są te same. Start RHESSI został więc opóźniony po raz kolejny, do lutego 2002 r.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Satelita RHESSI wystartował ostatecznie 5 lutego 2002 roku. Rakietą nośną był Pegasus XL. Został on wyniesiony w powietrze za pomocą samolotu L-1011 Stargazer. Samolot wystartował z bazy sił powierzchnych USA na Przylądku Canaveral (Canaveral Air Force Station). Samolot wraz z rakietą wystartował z pasa Skid Strip o godzinie 19:29:15 UTC. Następnie wykonał lot w rejon zrzutu rakiety. Mechanizm uwalniający rakietę został uzbrojony o godzinie 20:12 UTC. O godzinie 20:26:09 UTC kontrola startu wstrzymała odliczanie do uwolnienia rakiety. Przyczyną była utrata łączności pomiędzy kontrolą startu a załogą samolotu. Samolot wykonał więc okrążenie i wrócił w obszar zrzutu. Odliczanie zostało wznowione o godzinie 20:44 UTC. Ponowne uzbrojenie mechanizmu oddzielającego nastąpiło o 20:46 UTC. Samolot przybył nad rejon zrzutu o 20:55 UTC. Rakieta została uwolniona o godzinie 20:58:12 UTC. Zapłon silnika stopnia 1 nastąpił 5 sekund później. 40 sekund po starcie rakieta przeszła przez rejon o największym ciśnieniu aerodynamicznym. Po 1 minucie i 20 sekundach od startu, o 20:59 UTC silnik stopnia 1 zakończył pracę, a stopień ten został odrzucony. Następnie przez kilka sekund rakieta znajdowała się na trajektorii balistycznej. Uruchomienie silnika stopnia 2 nastąpiło w czasie 1 minuty i 36 sekund od startu. Dwuczęściowa owiewka została odrzucona o godzinie 21:00 UTC, po 2 minutach i 12 sekundach od startu. Silnik stopnia 2 zakończył pracę o godzinie 21:01 UTC, po 2 minutach i 50 sekundach od startu. Następnie został odrzucony, a rakieta znalazła się na trajektorii balistycznej. W czasie 7 minut od startu, o 21:05 UTC wykonany został manewr zmiany orientacji przestrzennej. Posłużyły do tego silniczki wyrzucające zimny gaz. Silnik stopnia 3 został uruchomiony o godzinie 21:06 UTC, po 7 minutach i 45 sekundach od rozpoczęcia misji. Zakończył on pracę w czasie 8 minut i 5 sekund od startu. Tym samym RHESSI, nadal połączony ze stopniem 2 wszedł na orbitę okołoziemską. RHESSI oddzielił się od rakiety o godzinie 21:08 UTC, po 9 minutach i 45 sekundach od startu. Następnie bez problemów rozłożył swoje panele słoneczne. Następnie nawiązała łączność ze stacją na Uniwersytecie Kalifornijskim (University of California) w Berkeley. Start przebiegł bez żadnych problemów.

Rakieta umieściła pojazd na orbicie kołowej. Jej apogeum znalazło się na wysokości 600.24 kilometrów ponad Ziemią, a perygeum - 586.85 km. Nachylenie orbity do równika ziemskiego wynosi 38.023 stopnia. Taka niska orbita sprawa, że na detektory satelity nie wpływają destrukcyjne cząstki pochodzące z pasów radiacyjnych Ziemi.

Na orbicie roboczej statek przeszedł okres testów działania jego systemów i instrumentu naukowego. Następnie rozpoczął bardzo udany program obserwacji Słońca. Misja nominalna trwała 2 lata. Następnie została przedłużona. Satelita nadal dostarcza użytecznych danych. Do 2012 r pojazd wykrył 40 000 rozbłysków rentgenowskich. jego dane zostały zintegrowane z obserwacjami SOHO, STEREO, SDO i Hinode.

[Scorus]

KORELACJA Z INNYMI DANYMI
Dane z instrumentu HESSI są porównywane z innymi obserwacjami wykonywanymi przez inne satelity, a także z Ziemi (patrz dalej). Potrzebne są satelitarne obrazy w zakresie miękkiego promieniowania X w obszarze 0.25 - 4 keV, o rozdzielczości kątowej 2'', i z rozdzielczością czasową poniżej 1s. Dostarczają one informacji na temat morfologii i właściwości gorącej plazmy w gorących regionach, gdzie zachodzą wysokoenergetyczne procesy, a takrze na dużych obszarach dysku słonecznego. Dzięki widocznym na nim pętlą magnetycznym, obrazy te dostarczają także informacji na temat konfiguracji magnetycznej obszarów aktywnych przed, w trakcie i po błyskach. Wykonywane są także obrazy w zakresie miękkiego promieniowania X z wysoką rozdzielczością kątową (poniżej 2''), z rozdzielczością widmową odpowiadającą szybkości 40 km/s i w długościach fal odpowiadających kilku liniom reprezentującym wysokie temperatury. Dostarczają one diagnostycznych parametrów temperatury, emisji, szybkości i gęstości plazmy, oraz polaryzacji promieniowania w pobliżu błysku. Pożądane są także ponadto obrazy w zakresie UV i EUV, wykonywane  rozdzielczością kontową 2'', rozdzielczością widmową odpowiadającą szybkości 40 km/s, i w zakresach długości fal 240 - 285 Å i 1200 - 1425 Å. Dostarczają one informacji na temat plazmy cieplnej w szerokim zakresie temperatur, zawierającym obszar przejściowy i chłodniejsze rozbłyski. Informacje takie jak temperatura, emisja, szybkość i obfitość promieniowania są wyprowadzane w funkcji przestrzeni i czasu, przed, w trakcie i po błysku. Dodatkowo, w energetyce błysku może zostać określona rola niskoenergetycznych protonów (poniżej 1 MeV) poprzez poszukiwanie strumieni takich cząstek wykonywana przez poszukiwania przesuniętych ku czerwieni linii Lyman-alfa, informujących o odrywaniu elektronów od atomów wodoru.

Dane z HESSI są wspierane także szerokimi obserwacjami naziemnymi, które dostarczają danych kontekstowych. Uzupełniają one badania wysokoenergetycznych procesów. Dostarczają informacji na temat struktury i dynamiki plazmy cieplnej, pól magnetycznych oraz morfologii fotosfery i korony. Dostarczają dodatkowo informacji na temat wysokoenergetycznych komponentów energii błysków, takich jak wysokoenergetyczne elektrony i jony, fale szokowe, i inne procesy nietermalne. Dane naziemne obejmują magnetogramy wektorowe, obrazowe spektrogramy mikrofalowe, wysokorozdzielcze obrazy optyczne, obrazy radiowe o wysokim zasięgu dynamicznym, obrazowe spektrogramy optyczne w dominujących energetyczne liniach i w kontinuum, oraz obrazy w liniach widmowych i kontinuum uzyskiwane za pomocą koronografów i polarymetrów.

Magnetogramy wektorowe są wykonywane z rozdzielczością kątową 2'' i z polem widzenia obejmującym cały obszar aktywny. Dostarczają one informacji na temat konfiguracji pola magnetycznego i prądów elektrycznych w fotosferze i koronie. Pozwalają HESSI na określenie relacji pomiędzy opadaniem elektronów i protonów, oraz regionami prądów i ściskania linii pola magnetycznego.

Spektrogramy mikrofalowe są wykonywane z rozdzielczości kątową 30'' przy  1 GHz, i 1 - 2'' przy 22 GHz; w zakresie częstotliwości 1.4 - 22 GHz, i  rozdzielczością spektralną 10 - 20%. Umożliwiają określenie pozycji źródeł fal mikrofalowych, zarówno przestrzenie jak i spektralnie. Dzięki temu dają możliwość zmierzenia koronalnego pola magnetycznego w rejonach emisji energii i jej transportu. Możliwe jest określenie struktury i termodynamicznych warunków panujących w tych regionach, nie tylko w fazie emisji energii błysku, ale także przed i po błysku. Dostarczają one jedynych bezpośrednich pomiarów siły pola magnetycznego w koronalnych regionach przyspieszania elektronów.

Obrazy optyczne są wykonywane z rozdzielczością kątową 1 - 2'', i obejmują całe obszary aktywne. Są używane do określania struktury i dynamiki fotosfery i chromosfery przed i w trakcie błysku. Wysokorozdzielcze obrazy w zakresie H-alfa ujawniają chromosferyczną spójność magnetyczną w rejonach opadania elektronów i jonów. Podobne obrazy wykonywane w świetle białym pokazują rejony opadania energii w rejonach fotosfery dostępnych tylko dla najbardziej energetycznych jonów.

Obrazy radiowe są wykonywane w zakresach milimetrowych, mikrofalowych, metrowych, i decymetrowych; w zasięgu dynamicznym 10:1 - 100:1; i z rozdzielczością kątową 1'' dla fal decymetrowych, oraz 1'' dla fal milimetrowych (dostateczne, aby zaobserwować strukturę rejonów aktywnych). Obrazy w zakresie milimetrowym dostarczają perspektywy obserwacyjnej dla obserwacji elektronów o energiach ok. 1 MeV. Obrazy w zakresie mikrofalowym dostarczają perspektywy dla obserwacji nietermalnych elektronów. Obrazy metrowe i decymetrowe dostarczają informacji na temat fal szokowych, strumieni elektronów i uwięzionych przez pola magnetyczne elektronów w koronie, poprzez obrazowanie w promieniowaniu emitowanym przez plazmę.

Obrazowe spektrogramy optyczne w dominujących energetyczne liniach i w kontinuum są wykonywane w liniach H-alfa, CaII, K, itp.; z rozdzielczością czasową 1s; z rozdzielczością kontową 2''. Pozwalają one na określenie wkładu światła widzialnego do energii emitowanej przez błyski. Szczególnie może zostać porównana starta energii wynikająca z optycznej emisji plamy z emisją w zakresie miękkiego promieniowania X (emitowanego przez plazmę cieplną, elektrony nietermalne i jony). Umożliwiają także wszechstronne określenie wydajności przyspieszania cząstek w rozbłyskach.

Obrazy w liniach widmowych i kontinuum uzyskiwane za pomocą koronografów i polarymetrów są wykonywane z rozdzielczością kontową 2'', i z polem widzenia obejmującym całą krawędź tarczy Słońca. Umożliwiają one określenie morfologii i dynamiki wewnętrznych struktur koronalnych. W połączeniu z obrazami zewnętrznej korony z satelity SOHO umożliwiają odniesienie obserwacji wysokoenergetycznych jonów i elektronów do struktury i dynamiki wielkoskalowego pola koronalnego, i do dużej rozmaitości międzyplanetarnych fal uderzeniowych i zjawisk plazmowych.

[Scorus]

Bardzo interesująca misja, w wielu szczegółach niekonwencjonalna. I jaka żywotna.

[Matias]

Tak jest, świetny opis Scorus. Szacunek