Gravity Probe B (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE

Satelita Gravity Probe B (GP-B) był amerykańskim pojazdem, którego celem było przetestowanie ogólnej teorii względności poprzez zarejestrowanie dwóch zjawisk: efektu geodezyjnego (efektu deSittera); oraz efektu wleczenia czasoprzestrzeni (efektu Lensea-Thirringa). Misja pozwala na przetestowanie ogólnej teorii względności z największą jak dotąd precyzją, dzięki obserwacji przewidywanych przez nią efektów w środowisku pozbawionym większości źródeł zakłóceń.

[Scorus]

Efekt geodezyjny jest wpływem jaki wywiera zagięcie czasoprzestrzeni wywołane przez masę (w tym wypadku - Ziemię) na wektor związany z ciałem znajdującym się na orbicie (w tym wypadku - moment kątowy żyroskopu). Został on zarejestrowany z precyzją około 1% w badaniach układu Ziemia - Księżyc. W założeniach misja miała pozwolić na jego zmierzenie z dokładnością około 0.01%.

Efekt Lensea-Thirringa polega na wprowadzaniu czasoprzestrzeni w rotację przez obracający się masywny obiekt (Ziemię). Rotacja wynika z zaburzania tensora metrycznego czasoprzestrzeni przez rotującą masę. Zjawisko takie nie występuje w mechanice newtonowskiej, gdzie pole grawitacyjne zależy tylko od masy ciała a nie od jego rotacji. Jednym z jego przejawów jest precesja Pugha-Schiffa - precesja rotującego wektora poruszającego się po orbicie. Efekt ten nie został wcześniej zaobserwowany bezpośrednio. Jednak jest on wyraźny w otoczeniu supermasywnych czarnych dziur. Wywołane przez niego siły grawitomagnetyczne w ergosperze czarnej dziury prowadzi do wytworzenia dżetów wybiegających z centrum dysku akrecyjnego w dwóch przeciwstawnych kierunkach. Misja miała zarejestrować ten efekt z dokładnością 1%.

W eksperymencie wykorzystano cztery żyroskopy w postaci kulistych umieszczone we wnętrzu satelity kompandującego wleczenie spowodowane oddziaływaniami z resztkową atmosferą lub przez ciśnienie promieniowania słonecznego. Satelita był wyposażony w teleskop zwrócony na gwiazdę odniesienia. Na gwiazdę zorientowane były też osie rotacji żyroskopów. Pomiary trwały rok. W tym czasie satelita wykonał około 5 000 obiegów wokół Ziemi. Rejestrowane były zmiany w orientacji osi wirowania żyroskopów w czasie względem kierunku do gwiazdy odniesienia. Były one mierzone zarówno w płaszczyźnie orbity (precesja na skutek efektu geodezyjnego) oraz w płaszczyźnie prostopadłej do niej (precesja Pugha-Schiffa będąca przejawem efektu Lensea-Thirringa).

Założenia eksperymentu były więc bardzo proste. Jednak pomiary wymagały osiągnięcia niezwykle dużej dokładności i wyeliminowania większości zaburzeń. Na podstawie ogólnej teorii względności precesja na skutek efektu geodezyjnego została oszacowana jako bardzo mały kąt pomiędzy osią wirowania żyroskopów a kierunkiem do gwiazdy, rzędu 6 606 milisekund kątowych (0.0018 stopnia) w płaszczyźnie orbity satelity po upływie roku. Precesja wywołana przez efekt Lensea-Thirringa była szacowana na 39 milisekund kątowych (1.1 x 10^-5 stopnia) po upływie roku w płaszczyźnie prostopadłej do orbity. Tak więc zarejestrowanie tak niewielkich efektów wymagało maksymalnego ograniczenia źródeł zakłóceń. W związku z tym konieczne było uzyskanie: stopnia mechanicznej sferyczności rotorów żyroskopów na poziomie 50 nanometrów (uzyskano 10 nm); stopnia jednorodności materiału z którego wykonano żyroskopy na poziomie 3 części na 106 (uzyskano 3 części na 107); stopnia sferyczności elektrycznej żyroskopów na poziomie 5 części na 107 (uzyskano < 5 części na 107); schłodzenia żyroskopów do 1.95 K (uzyskano 1.8 K); zminimalizowania rezydentnych przyspieszeń niegrawtacyjnych do 10^-10 g (uzyskano mniej niż 5 x 10^-12 g); zredukowania pola magnetycznego tła do 10^-6 gaussów (uzyskano mniej niż  10^-7 gaussów); oraz zredukowania ciśnienia w otoczeniu do poziomu 10^-11 torr (uzyskano mniej niż 10^-11 torr). W celu spełnienia tych wymogów konieczne było opracowanie 12 technologii nie istniejących w czasie gdy eksperyment został zaproponowany (koniec 1959 r i wczesne lata 60-te XX wieku).

Misja była prowadzona przez NASA i Uniwersytet w Stanford (Stanford University) w Stanford w stanie Kalifornia. Był to najdłużej realizowany projekt prowadzony przez Amerykańską Agencję Kosmiczną. Koszty misji wyniosły około 700 mln dolarów.

[Scorus]

KONSTRUKCJA I WYPOSAŻENIE
Satelita Gravity Probe B był kompleksowym systemem, w którym nie można było wyraźnie oddzielić sprzętu używanego podczas pomiarów naukowych od komponentów inżynieryjnych. Głównym konstruktorem pojazdu była firma Lockheed Martin. Satelita miał kształt zbliżony do walca. Wysokość wyniosła 6.43 m a średnica - 2.64 m. Całkowita masa startowa wynosiła 3 100 kg. Główną częścią satelity był kriostat o pojemności 2 441 litrów. Miał on wysokość 2.7 m i średnicę 2.6 m. Był jednym z największych kriostatów jaki zbudowano na potrzeby lotów kosmicznych. Stanowił podstawowy element strukturalny satelity, statek kosmiczny został zbudowany wokół niego. Zawierał zasadniczy sprzęt pomiarowy.

[Scorus]

Poszczególne elementy inżynieryjne pojazdu były umieszczone na kratownicy otaczającej kriostat. Kratownica ta została wykonana z belek złożonych ze stopu aluminium. Były one połączone spawami. Zastosowanie konstrukcji ażurowej sprawiło, że powierzchnia zewnętrza kriostatu była wystawiona w przestrzeń kosmiczną. Ułatwiało to wypromieniowywanie ciepła. Poszczególne systemy były zamocowane na kratownicy za pośrednictwem dedykowanych podkładów. W czasie prac naziemnych mogły być usuwane i montowane ponownie bez potrzeby dezintegracji całego pojazdu. W dolnej części kratownicy znajdował się pierścień łączący z górnym stopniem rakiety.

[Scorus]

System zasilania (Electrical Power System - EPS) obejmował cztery panele słoneczne ulokowane w dolnej części satelity. Każde z nich było prostokątne i miało wymiary 3.5 x 1.3 metra. Były wyłożone komórkami słonecznymi GaAs po obu stronach. Łącznie użyto 9 522 komórki. Charakteryzowały się one wydajnością 18.5%, standardową dla satelitów na orbitach polarnych. W czasie startu były złożone - odgięte w kierunku teleskopu. Rozłożono je po wejściu na orbitę, ale jeszcze przed oddzieleniem pojazdu od górnego stopnia rakiety. Mechanizm rozkładający był złożony z prętów wykonanych ze stopu Nitinol. Jest to materiał o pamięci kształtu. Po rozgrzaniu pręty zmieniły kształt uwalniając panele. Panele te były nieruchome, ponieważ każdy ruch mógłby zakłócić przebieg eksperymentu. Satelita był ponadto zawsze skierowany na gwiazdę odniesienia i nigdy nie był pozycjonowany na Słońce. Dlatego też panele charakteryzowały się unikalną pozycją na satelicie. Były ustawione pod różnymi kątami tak, że zawsze utrzymywały wystarczającą ilość światła słonecznego, niezależnie od pory roku. Ponieważ satelita był zawsze skierowany na gwiazdę kąt pomiędzy kierunkiem do gwiazdy a kierunkiem do Słońca (kąt gamma) zmieniał się w trakcie roku i satelita nie otrzymywał stałej ilości światła słonecznego. Kąty pod jakimi ustawiono panele gwarantowały, że nawet przy najbardziej niekorzystnej wartości kąta gamma (22 stopnie, 12 września 2004 r) ilość produkowanej energii była zadowalająca. W czasie gdy występował największy kąt gamma (158 stopni, 20 marca 2004 r) i kąt najmniejszy (22 stopnie) czas trwania zaćmienia satelity był najdłuższy (36 minut). W tym czasie jedna Słońce znajdowało się bezpośrednio pod gwiazdą odniesienia a kąty pod którymi ustawiono panele słoneczne pozwalały na maksymalne naładowanie baterii. Patrząc w dół wzdłuż osi Z satelity (od końca teleskopu do dna kriostatu) cztery panele słoneczne były ustawione pod kątami około 90 stopni w stosunku do siebie, tworząc kształt litery X. Panele 1 i 3 były pochylone o 90 stopni w kierunku osi Z, więc patrząc od końca teleskopu widoczne były tylko ich krawędzie. Panel 2 był nachylony pod kątem 25 stopni w przód w stosunku do płaszczyzny Z, w kierunku końca teleskopu (góry statku). Panel 4 był pochylony o 25 stopni w stronę przeciwną, w tył w stosunku do płaszczyzny Z, w kierunku dołu statku. Statek nie musiał więc obracać się w osi Z. Na orbicie polarnej na średniej wysokości 640 km i przy okresie obiegu  97.5 minuty pojazd wchodził w cień Ziemi 14 - 16 razy na dzień, prawie 5000 razy w ciągu roku. W tym czasie używane były dwie baterie Super NiCAD o pojemności 35 A/h ładowane wcześniej przez panele słoneczne. Ten rodzaj baterii został wybrany z uwagi na dużą wiarygodność, był stosowany w lotach kosmicznych od lat 60-tych. Zastosowany system paneli wraz z bateriami dostarczał 3 razy więcej energii elektrycznej niż to było konieczne, zapewniając dużą niezawodność. Normalny pobór mocy wynosił 606 W, z  czego na zasadniczy sprzęt naukowy przypadało 313 W.

[Scorus]

System kontroli orientacji przestrzennej (Attitude and Translation Control System - ATC) pozwalał na bardzo precyzyjną kontrolę pozycji satelity. Gravity Probe B był pierwszym statkiem kosmicznym który wymagał aż 6 stopni swobody w aktywnej kontroli orientacji w celu usunięcia wleczenia w czasie 17 miesięcy trwania misji nominalnej. 3 stopnie swobodny dotyczyły tempa obrotów (kołysania, pochylania i obrotu) a trzy pozostałe ruchów góra - dół, przód - tył i na boki. Dzięki temu możliwe były usunięcie wleczenia - na ruch elementów eksperymentu (rotorów żyroskopów) wpływ miała tylko grawitacja. Na wysokości 642 km zawsze występowało niewielkie wleczenie spowodowane tarciem szczątkowej atmosfery, ciśnieniem promieniowania słoneczne i innymi niewielkimi siłami. Można było je usunąć umieszczając jedne obiekt stanowiący w praktyce niezależnego satelitę w obiekcie drugim. W przypadku Gravity Probe B takimi "satelitami w satelicie", czyli masami próbnymi były cztery rotory żyroskopów eksperymentu. Natomiast orientacja przestrzenna "satelity zewnętrznego", czyli całego statku kosmicznego była bardzo precyzyjnie kontrolowana za pomocą odpowiednich silników na podstawie danych z sensorów nawigacyjnych. Tak więc "zewnętrzny satelita" gonił masy próbne i dostosowywał swoją orientacje tak, aby być na nie centrowanym. Dla powodzenia misji miało to kluczowe znaczenie, ponieważ wleczenie mogło wywołać przyspieszenia maskujące precesję wywołaną przez efekt geodezyjny oraz efekt Lensea-Thirringa.

W skład instrumentów nawigacyjnych ATC wchodziły: żyroskopy nawigacyjne, system GPS, magnetometry i szperacze gwiazd. Używał on też danych na temat pozycji satelity z teleskopu eksperymentu naukowego oraz danych na temat pozycji jednego z żyroskopów pomiarowych, stanowiącego w tym wypadku masę próbną. Oprogramowanie Używało danych z tych sensorów (pozycji, przyspieszeń, orientacji przestrzennej i tempa rotacji) do kontroli orientacji pojazdu za pomocą urządzeń wykonawczych. Wybór sensorów nawigacyjnych zależał od aktualnej konfiguracji ACS. Istniało 6 takich konfiguracji, z których najczęściej używano dwóch. Urządzeniami wykonawczymi były mikrosilniki proporcjonalne oraz pręty magnetyczne (Magnetic Torquing System - MTS). Ponadto uzupełnieniem był system korygujący masę (Mass Trim Mechanism - MTM). W czasie fazy naukowej misji pozycja pojazdu była scentrowana na jednym z żyroskopów kompleksu naukowego. Ponadto w czasie rozpędzania rotorów żyroskopów naukowych i w fazie pomiarów pojazd musiał być precyzyjnie zorientowany na gwiazdę odniesienia.

Satelita był wyposażony w cztery standardowe żyroskopy nawigacyjne, podobne do stosowanych na innych satelitach i niezależne od żyroskopów używanych do pomiarów naukowych. Dwa z nich działaby jednocześnie i pozwalały na określanie orientacjęiprzestrzennej w osiach X i Y. Zostały uruchomione po starcie. Dwa pozostałe zostały uruchomione na początku naukowej fazy misji. Dostarczały informacji na temat obrotów statku używanych do precyzyjnej kalibracji danych naukowych.

System GPS obejmował 4 anteny - dwie zlokalizowane na przednim końcu satelity i dwie na tylnym. Dostarczał on danych na temat pozycji statku około 100 razy dokładniejszych od dostarczanych przez standardowe odbiorniki GPS używane na powierzchni Ziemi. Pozycja pojazdu była określana z dokładnością na poziomie centymetrów. Było to możliwe, ponieważ sygnał z satelitów GPS nie przechodził przez dolną atmosferę.

Orientację względem gwiazd umożliwiały dwa szperacze gwiazd, z których jeden był zapasowy. Ich pola widzenia charakteryzowały się szerokością 8 stopni. Pozwalały na zidentyfikowanie gwiazdy odniesienia w początkowej fazie misji. Za pomocą teleskopu nie byłoby to możliwe, ponieważ jego pole widzenia było bardzo wąskie. Po zorientowaniu statku na gwiazdę z dokładnością 60 milisekund kątowych funkcję tą przejął teleskop.

Magnetometry pozwalały na określanie orientacji przestrzennej satelity względem pola magnetycznego Ziemi. Zastosowano 2 magnetometry, z czego jeden był zapasowy. Mierzyły one pole magnetyczne w trzech osiach.

[Scorus]

Mikrosilniki proporcjonalne w liczbie 16 były zlokalizowane na górze i na dole statku kosmicznego. Po każdej stronie satelity użyto 8 silników połączonych w 4 zestawy po 2 silniki. W każdej parze jeden z silników był zapasowy. Zestaw zaworów pozwalał na odizolowanie i tym samym wyłączenie jednego silnika w każdym zestawie. Na początku misji utracono dwa silniki, prawdopodobnie z powodu zanieczyszczenia, ale pozostałe działały prawidłowo w trakcie zbierania danych naukowych i po nim. Silniki te wyrzucały gazowy hel uchodzący z kriostatu dając ciąg na poziomie kilku milinewtonów. Przepływ helu na zewnątrz statku był precyzyjnie kontrolowany z użyciem danych z teleskopu oraz z żyroskopu służącego jako masa próbna. Pozwalało to na precyzyjną kontrolę orientacji przestrzennej pojazdu. Pozycja statku była balansowana wokół żyroskopu-masy próbnej poprzez zmniejszanie lub zwiększanie przepływu gazu w silnikach na przeciwległych końcach satelity. Masa próbna, tak jak wszystkie rotory żyroskopów pomiarowych nie była podparta i znajdowała się na trajektorii spadku swobodnego. Satelita niejako spadał wraz z nią. Tym samym ruch po orbicie był pozbawiony wleczenia. Silniki pracowały w parach. Gdy przepływ gazu w obu przeciwległych silnikach był stały statek nie zmieniał swojej pozycji w stosunku do masy próbnej wzdłuż osi łączącej silniki. Jednak gdy odczyt z magnetometru SQUID (Superconducting Quantum Interference Device, patrz dalej) w żyroskopie lub odczyt z teleskopu wskazywały, że konieczna jest korekta orientacji przepływ gazu był zmieniany. Wtedy statek nieznacznie obracał się w żądanym kierunku. Silniki te pozwoliły na uzyskanie precyzji pozycjonowania na poziomie 10 milisekund kątowych (3x10^-6 stopnia) i na zorientowanie satelity na środek optyczny gwiazdy odniesienia z dokładnością 1 milisekundy kątowej (3x10^-7 stopnia). System ten został zaprojektowany i zbudowany przez firmę Lockheed Martin.

[Scorus]

Pręty magnetyczne MTS działaby razem z mikrosilnikami powalająca na uzyskanie bardzo wysokiej dokładności pozycjonowania. Ponadto służyły do pozycjonowania satelity po wyczerpaniu zapasu helu, kiedy mikrosilniki stały się nieprzydatne. Satelita posiadał ich 3 sztuki. Były to elektromagnesy. Oddziaływały z polem magnetycznym Ziemi, pozwalającym na korygowanie orientacji przestrzennej pojazdu. Zostały dostarczone przez Ithaco, odział firmy Goodrich. Każdy z nich miał długość 91 cm i średnicę 3 cm. Składał się z rdzenia żelaznego oraz nawiniętej na niej zwojnicy miedzianej. Dla redundancji każdy pręt posiadał dwa druty miedziane. Poszczególne urządzenia były zasilane niezależnie. MTS były zainstalowane na kratownicy blisko podstawy statku. Ich orientacja odpowiadała osią X i Y i Z w systemie koordynatów statku. Każdy z nich był ustawiony więc prostopadle do dwóch pozostałych. Po przepuszczeniu prądu przez zwojnicę pręt stawał się elektromagnesem. Przepływ prądu był kontrolowany tak, że pręt przyciągał lub odpychał się z polem magnetycznym Ziemi.

System korygujący masę MTM składał się z 6 obciążników o masie 20 kg przesuwanych w zamkniętej prostokątnej obudowie przez odpowiedni silnik elektryczny. Pozwalało to na precyzyjne scentrowanie środka masy pojazdu względem żyroskopu-masy próbnej w czasie zużywania helu w kriostacie.

[Scorus]

Na górnej części kriostatu znajdowała się osłona przeciwsłoneczna, która chroniła teleskop przed rozproszonym światłem. Chroniła ona zarówno przed światłem słonecznym jak i przed światłem z Ziemi, Księżyca i jasnych planet. W jej wnętrzu znajdowały się czarne, metalowe przegrody, pochłaniające światło.

[Scorus]

System komputerowy zarządzający pracą satelity (Command and Control Computer Assembly - CCC) zawierał dwa komputery - główny (CCCA) i zapasowy (CCCB). Zostały one dostarczone przez Southwest Research Institute. Były oparte na procesorze (Central Processing Unit - CPU) IBM RS6000. Dysponowały pamięcią RAM o objętości 4 Mb. Były uodpornione na promieniowanie. Wraz z zasilaczami znajdowały się w obudowach aluminiowych o ścianach grubości 1/4 cala, co dodatkowo zabezpieczało je przed promieniowaniem.

Pamięć RAM komputerów CCC (a także pamięci RAM 3 MB elektroniki SSE oraz SRE, patrz danej) była chroniona za pomocą algorytmów wykrywania i korygowania błędów (Error Detection and Correction Logic - EDAC) wbudowanych w oprogramowanie sprzętowe. Wykorzystano podtyp EDAC korygujący pojedyncze błędy i wykrywający błędy podwójne (Single Error Correction, Dual Error Detection - SECDED). Dla każdych 64 bitów RAM zarezerwowanych było 8 bitów dla EDAC. Pozwalało to na sumowanie bitów z każdego bloku 64 bitów i kontrolę tej sumy  w całym banku pamięci co 2.5 sekundy.  Gdy EDAC znalazł błąd  w którym nieprawidłowy był tylko 1 bit (Single-Bit Error - SBE) wysyłał tą informację do CPU, a ten wykonywał korektę błędu. W przypadku wykrycia błędu w którym nieprawidłowych było wiele bitów (Multi-Bit Error - MBE) do CPU wysyłana była informacja pozwalająca na zapisanie lokalizacji błędu i transmisję tych danych na Ziemię. Tam wykonywano analizę błędu i przesyłano komendy pozwalające na jego skorygowanie.

Oprogramowanie komputerów CCC zawierało też oprogramowanie trybu bezpiecznego (Safe Mode). Obejmowało ono: testy (Safemode Tests) - automatyczne sprawdzanie stanu sprzętu i oprogramowania w poszukiwaniu anomalii; maski (Safemode Masks) - schematy łączące poszczególne testy z poszczególnymi sekwencjami odpowiedzi na błędy; oraz odpowiedzi (Safemode Responses) - zaprogramowane komendy aktywowane automatycznie w czasie gdy dany test nie dostarczył spodziewanych rezultatów. Testy i odpowiedzi pozwalały na wprowadzenie poszczególnych systemów w znany i bezpieczny stan w czasie gdy wystąpił wykrywalny błąd. Część testów była wykonywana tylko po starcie oraz  w fazie inicjowania eksperymentu. Ponadto aktywne testy i odpowiedzi mogły być ponownie programowane w czasie lotu.

Do przechowywania danych służył rejestrator jednoczęściowy (Solid State Recorder - SSR) o pojemności 185 MB. Mógł przechowywać dane z 15.33 godziny pracy statku. Nie wystarczało to na gromadzenie danych ze wszystkich sensorów w różnych komponentach satelity (około 9 000), dlatego też rodzaje danych zapisywane w danym czasie były wybierane przez obsługę misji. Wiele monitorów było wyposażonych we własne banki pamięci. Szybkość transmisji danych z różnych sensorów różniła się. Większość z nich przesyłała pakiety danych co 0.1 sekundy, ale część robiła to wolniej lub szybciej. Dane były przesyłane następnie do komputera CCCA, który kierował je do systemu telemetrycznego. Podstawowymi rodzajami gromadzonych danych były: programowalna telemetria z sensorów, w tym dane naukowe z żyroskopów pomiarowych; dane na temat poszczególnych wydarzeń, takich jak wejście w cień Ziemi; odczyty bazy danych pozwalające na stwierdzenie czy baza jest wolna od błędów; odczyt pamięci (Memory Readout - MRO) pozwalający na stwierdzenie, czy pamięć jest wolna od błędów spowodowanych np. przez promieniowanie; oraz dane typu snapshot. Ten ostatni rodzaj danych był bardzo szybką telemetrią (1/200 sekundy) odczytów z systemów odczytujących magnetometry SQUID, pozycje żyroskopów oraz sensory teleskopu. Komputer CCC wykonywał pokładową redukcję niektórych danych z systemu SRE poprzez szybkie przekształcenia Fouriera (Fast Fourier Transforms - FFT) pozwalającą na ograniczenie miejsca zajmowanego przez nie w SSR. Tryb snapshot pozwalał na pozyskanie oryginalnych, nieprzekształconych danych w krótkich okresach czasu. Pozwalało to na oszacowanie, czy algorytm FFT nie spowodował utraty informacji wynikających z różnych warunków początkowych. Po przekroczeniu pojemności SSR dane były nadpisywane tak, że tracone były dane najstarsze. Dlatego też dla bezpieczeństwa transmisja danych z SSR była przeprowadzana co 12 - 15 godzin. Pozwalało to na uniknięcie całkowitego zapełnienia pamięci.

System komunikacyjny satelity pozwalał na łączność ze stacjami naziemnymi z szybkością 32 kbps oraz satelitami TDRS z szybkością 2 kbps. Pojazd posiadał dwie anteny omnikierunkowe. Jedna była zainstalowana na końcu osłony przeciwsłonecznej teleskopu  a druga - w tylnej części pojazdu, na kratownicy. W czasie każdego dnia satelita wykonywał 6 - 10 sesji wymiany danych z satelitami TDRS oraz 4 sesje wymiany ze stacjami naziemnymi. Szybkość transmisji do satelitów TDRS była niewielka, więc sesje te służyły do odbioru danych inżynieryjnych oraz transmisji komend. Sesje ze stacjami naziemnymi służyły przede wszystkim do odbioru danych naukowych.

[Scorus]

Kriostat był on wypełniony nadciekłym helem. Pozwalał na schłodzenie komponentów używanych do pomiarów naukowych do temperatury bliskiej zeru bezwzględnemu - 1.8 K, stabilnej w czasie całej misji. Ponadto był źródeł gazu używanym przez mikrosilniki proporcjonalne kontrolujące orientację przestrzenną satelity. W czasie gdy w kriostacie znajdował się hel ciepło nie mogło penetrować z zewnątrz przez warstwę próżni oraz izolację wielowarstwową. Jednak istniały dwie drogi przenikania ciepła: przewodzenie ciepła z górny kriostatu do ciekłego helu, oraz promieniowanie cieplne przenikające wzdłuż teleskopu służącego do orientacji satelity na gwiazdę. Temperatura zestawu naukowego była ustabilizowana z dokładnością 5 milionowych części stopnia pomimo działania promieniowania cieplnego odbitego od Ziemi oraz cykli dni i nocy orbitalnych. Osłona zewnętrza była oddzielona warstwą próżni od osłony wewnętrznej, co minimalizowało przenoszenie ciepła. Ponadto na zewnętrznej powierzchni kriostatu znajdowała się izolacja wielowarstwowa. Pary helu chłodziły metalowe osłony. Siły pyłowe w nadciekłym helu były tłumione przez metalowe grzbiety w jego zbiorniku.

[Scorus]

Pary helu przedostały się ze zbiornika helu nadciekłego do zewnętrznej komory kriostatu przez tzw zatyczki porowate. Zostały one opracowane na Uniwersytecie w Stanford i wykonane w Centrum Lotów Kosmicznych im. Marschalla (Marshall Space Flight Center) w Huntsville w Alabamie, Ball Aerospace Corp. w Boulder w Kolorado oraz Jet Propulsion Laboratory (JPL) w Pasadenie w Kalifornii. Opracowano je specjalnie dla Gravity Probe B, ale wcześniej użyto ich na satelitach IRAS (Infrared Astronomical Satellite) i COBE (Cosmic Background Explorer). Przepuszczały one pary pozwalając jednocześnie na zachowanie stanu nadciekłego w zbiorniku helu. Zatyczki były wykonane ze stali nierdzewnej poddanej obróbce  (spiekaniu) w sposób który uczynił z niej materiał podobny do pumeksu. Polegało to na uzyskaniu drobnych granulek, a  następnie podgrzaniu ich tak, aby spiekły się w materiał porowaty a  nie stopiły. Nadciekły hel migrował w górę zbiornika wewnętrznego po jego ścianach (cecha nadciekłej cieczy) i wchodził do zatyczek. Zanim wyciekł z kriostatu osiągał stan w którym parował (granica ciecz / para).  Opary przechodziły przez pory pozostałej części zatyczki. Bez zastosowania takiego rozwiązania nadciekły hel poruszający się po ścianie wytryskiwałby z kriostatu zanim rozpocząłby parowanie. Parujący hel usuwał ciepło z zapasu helu, co pozwalało na zbalansowanie temperatury. Opary przechodziły do zewnętrznych warstw kriostatu i chłodziły jego metalowe osłony. Następnie były wykorzystywane w charakterze paliwa przez mikrosilniki proporcjonalne.

[Scorus]

Zespół płużący do pomiarów naukowych (Science Instrument Assembly - SIA) był zlokalizowany wokół środka ciężkości satelity / kriostatu. Znajdował się w cylindrycznym pojemniku próżniowym nazywanym próbnikiem (Probe). Obejmował teleskop używany do zorientowana satelity na gwiazdę odniesienia oraz blok kwarcowy (Quartz Block Structure - QBS) z żyroskopami pomiarowymi.

[Scorus]

Próbnik był tubą o długości 2.74 metra, umieszczoną we wnętrzu kriostatu i schłodzoną do temperatury 1.8 K. Został zaprojektowany przez firmę  Lockheed Martin w Palo Alto w Kalifornii. Zapewniał mechaniczną i strukturalną stabilność SIA. Umożliwiał obserwowanie gwiazdy przez teleskop dzięki czterem oknom znajdującym się w jego przedniej sekcji. Trzy z nich wykonane z krzemu redukowały przewodzenie ciepła do wnętrza kriostatu. Czwarte, wykonane z szafiru i umieszczone na górze próbnika zapewniało próżniowe zamknięcie jego wnętrza. W czasie misji wnętrze próbnika było utrzymywane w bardzo głębokiej próżni, lepszej od występującej w termosferze gdzie znajdowała się orbita satelity. Dlatego też w czasie prac naziemnych zewnętrze okno musiało wytrzymać znaczną różnicę ciśnień pomiędzy wnętrzem próbnika a atmosferą. Ponadto zarówno na Ziemi jak i w kosmosie musiało być bardzo dobrym przewodnikiem ciepła, odprowadzając ciepło równomiernie ze swojego centrum na boki. Musiało być przejrzyste optycznie a jednocześnie nieprzepuszczalne dla niskoenergetycznej części spektrum elektromagnetycznego. Szafir był najlepszym materiałem spełniającym te wymogi. Był bardzo odporny mechanicznie, charakteryzował się wysoką przewodnością cieplną oraz przejrzystością optyczną. Jednak z powodu struktury krystalicznej powodował podwójną refrakcję przechodzącego przez niego światła. Grubość okna była bardzo mała, dzięki czemu nie stanowiło to problemu. Poza pokryciem warstwą antyodbiciową (tak jak w przypadku pozostałych trzech okien krzemowych) okno to zostało pokryte warstwą interferencji elektromagnetycznych (Electromagnetic Interference Coating - EMI) pozywającą na zablokowanie fal elektromagnetycznych o niskiej częstotliwości oraz mikrofal. Dzięki temu nie przechodziły one do wnętrza próbnika zarówno na Ziemi jak i w kosmosie. Ponieważ warstwa EMI była złożona z metalu przejrzystość zwierciadła i efektywność EMI zostały odpowiednio zbalansowane. Ponadto okno numer 4 było pokryte warstwą o niskiej emisyjności cieplnej zapobiegającej przenikaniu ciepła do wnętrza próbnika. Jednym z górnych problemów związanych z oknem nr 4 było wykonanie zamknięcia próżniowego Typowe uszczelki gumowe nie wytrzymałyby temperatury niższej od 200 K. Innym rozwiązaniem było przylutowanie metalowej uszczelki do krawędzi zewnętrznej okna. Była to jednak metoda zbyt ryzykowna - powodowała dużą rozszerzalność cieplną, co mogłoby doprowadzić do zniszczenia okna, a koszt czystego szafiru był bardzo wysoki. Ostatecznie Uniwersytet w Stanford i Lockheed Martin zaprojektowały zupełnie nowy typ uszczelnienia, nie stosowany nigdy wcześniej. Krawędź okna nr 4 została otoczona uszczelką węglową pokrytą irydem, przymocowaną na szafiru cienką warstwą złota i utrzymywaną na miejscu przez pierścień złożony ze sprężystego stopu Incline (stopu niklu, chromu i żelaza).

[Scorus]

Próbnik był otoczony nadprzewodzącym ołowiem, wciśniętym między jego ścianę a wewnętrzną cześć kriostatu jako rozciągliwe worki. Zapewniała ona nieprzenikalną osłonę przed pole elektromagnetycznym, które mogłoby zaburzyć orientację osi wirowania żyroskopów lub zakłócić odczyt magnetometrów SQUID. Zastosowano cztery warstwy ołowiu. Redukowały one pole magnetyczne wewnątrz próbnika do mniej niż 10^-6 gaussów. Ponadto osłona otaczająca każdy żyroskop pomiarowy zmniejszała je dalej, do poziomu mniejszego od 10^-14 gaussów.

Na górze próbnika znajdował się kołnierz stanowiący interfejs termiczny pozwalający na przyłączenie 450 plomb oraz 81 kabli elektrycznych przebiegających od różnorodnych elementów elektronicznych na kratownicy otaczającej kriostat do wnętrza próbnika i kriostatu. Przed zainstalowaniem próbnika w kriostacie wszystkie jego elementy były testowane na przestrzeni wielu lat. Część zbudowano wtedy na nowo od podstaw.