DSCOVR (kompendium)

[Scorus]

NISTAR
Zaawansowany radiometr Instytutu Standardów i Technologii jest jednym z dwóch instrumentów przeznaczonych do badań Ziemi prowadzonych przez Odział Badań Ziemi (Earth Science Division) Dyrekcji Misji Naukowych Naukowych NASA (NASA Science Mission Directorate). Służy on do wykonywania pomiarów całkowitej emisyjności i odbijalności (albedo) Ziemi. Pomiary takie obejmują całą oświetloną tarczę Ziemi i są wykonywane systematycznie. Ziemia nie odbija światłą słonecznego jednorodnie  z powodu nierównomiernego rozmieszczenia oceanów i lądów oraz sezonowo zmieniających się pokryw śnieżnych i roślinności, dlatego też modelowanie całkowitej energii radiacyjnej odbitej od niej jest poważnie utrudnione. NISTAR dostarcza natomiast pierwszych pomiarów tego typu obejmujących całą oświetloną powierzchnię Ziemi, co jest bardzo przydatne podczas modelowania klimatu. Dane te pozwalają na lepsze zrozumienie zmian zachodzących w budżecie radiacyjnym Ziemi na skutek działalności człowieka i procesów naturalnych. Wpływ procesów antropogenicznych i naturalnych na bilans energetyczny Ziemi zależy zarówno od emisji gazów cieplarnianych powodujących wzrost temperatury planety jak i od zmian albedo. Emisja gazów cieplarnianych powoduje wzrost temperatury. Jednak działalność człowieka  wprowadzająca zmiany we właściwościach aerozoli i chmur wywołuje wzrost albedo Ziemi a tym samym zmniejszenie jej temperatury. Jednocześnie efekt cieplarniany również wpływa na chmury i aerozole wywołując sprzężenie zwrotne obejmujące zarówno promieniowanie przyjmowane ze Słońca jak i emitowane przez Ziemię. Ponadto albedo zmienia się dynamicznie na skutek przestrzennych i czasowych zmian w pokrywie chmur oraz w aerozolach. Ponadto nawet gdyby zmiany w albedo miały zauważalny wpływy na globalny bilans energetyczny to nadal w bilansie mogłoby występować duże wahania lokalne. Układ dodatkowo komplikują aerozole pochłaniające światło, prowadzące do nagrzewania atmosfery, jednoczesnego ochładzania powierzchni Ziemi i zmniejszania powierzchni pokrywy chmur, co prowadzi do dalszego zmniejszenia albedo. Dlatego też precyzyjne zrozumienie globalnego bilansu energetycznego Ziemi wymaga uwzględnienia pomiarów albedo wykonywanych jednocześnie z użyciem wielu metod. Do tej pory w tym celu stosowano np. pomiary światła odgnitego od Ziemi i od tarczy Księżyca, radiometrię szerokopasmową wykonywaną z niskiej orbity okołoziemskiej oraz radiometrię wykonywaną z powierzchni. Każda metoda wymaga zastosowania odrębnego modelu teoretycznego pozwalającego na kalibrację pomiarów albedo i każda opiera się na innych założeniach teoretycznych. Dlatego też ich wzajemne porównanie i walidacja to krytyczne punkty badań nad bilansem energetycznym Ziemi. NISTAR pozwala na uzyskanie zupełnie innego rodzaju pomiarów radiometrycznych, dlatego też ma wysoką wartość dla analiz tego typu. Dane radiometryczne z NISTAR pozwalają zwłaszcza na śledzenie błędów w pomiarach radiometrycznych wykonywanych z orbity okołoziemskiej. Pomiary radiometryczne tego typu oraz oszacowania albedo uzyskane po uwzględnieniu obserwacji z instrumentu EPIC pozwalają również na ewaluację obliczeń globalnej radiacji Ziemi uzyskiwanych za pomocą aktualnych modeli klimatycznych.

Instrument NITSAR znajduje się na panelu górnym struktury podpierającej instrumenty naukowe satelity DSCOVR. Stanowi pojedynczą jednostkę. W jego skład wchodzi system detekcyjny zintegrowany z jednostką elektroniki. urządzenie znajduje się w obejmie o konstrukcji ażurowej przykręconej do panelu struktury podpierającej instrumenty w czterech punktach. Jest to aktywy radiometr jamowy z substytucją elektryczną. Całkowita masa urządzenia wynosi 25.5 kg.

[Scorus]

 System detekcyjny obejmuje trzy kanały radiometryczne oraz fotodiodę krzemową. Mieści się w cylindrycznej obudowie. Każdy kanał radiometryczny składa się z absorbera wyposażonego w  filtr spektralny, czujników temperatury w postaci termistora dodatniego współczynnika temperatury (Positive Temperature Coefficient Thermistor - PTC) oraz grzejników elektrycznych w postaci zwoju drutu. Absorbery są umieszczone na przedzie instrumentu w metalowych cylindrach. Mają postać czarnych w środku jam o kształcie stożków z kątem rozwarcia 30 stopni. Światło wchodzące do wnętrza takiej jamy poprzez filtr spektralny jest całkowicie absorbowane nagrzewając ją. Temperatura jamy jest utrzymywana na stałym poziomie za pomocą grzejników elektrycznych. Natężenie prądu potrzebnego do utrzymywania stałej temperatury spada wraz z jej nagrzewaniem przez promieniowanie. Tak więc pomiary oporu elektrycznego w obrębie grzejników pozwalają na określenie całkowitej mocy promieniowania wpadającego do jamy. Są one wykonywane przez mostki AC z częstotliwością 35 - 155 Hz. Zastosowana elektronika pozwala na uzyskanie pomiarów oporu z rozdzielczością 10 mOm. Rozdzielczość czasowa wynosi kilka minut. Trzy kanały radiometryczne instrumentu pozwalają na obserwacje w zakresie spektralnym od ultrafioletu do dalekiej podczerwoni (0.2 - 100 μm, całkowite promieniowanie odbite i emitowane przez Ziemię), od ultrafioletu do bliskiej podczerwieni (0.2 - 4 μm, światło słoneczne odbite od Ziemi) oraz bliskiej podczerwoni (0.7 - 4 μm, światło słoneczne odbite od Ziemi). Tak więc zebrane dane pozwalają zarówno na oszacowanie globalnego albedo Ziemi jak i jej emisji cieplnej. Dokładność pomiarów radiometrycznych wynosi 0.1 - 1.5%. Jest 10 razy lepsza od uzyskiwanej za pomocą instrumentów znajdujących się na innych satelitach. Jest to najlepsza dokładność jaką można uzyskać za pomocą detektora nie chłodzonego kriogenicznie. Zmiany w odpowiedzi radiometrycznej są bardzo małe, rzędu 0.03%. Kanały radiometryczne mają pole widzenia o szerokości 1 stopnia. Obejmuje ono całą Ziemię, mającą średnicę kątową około 0.5 stopnia.

Fotodioda rejestruje światło w zakresie spektralnym 0.3 - 1 μm. Jest odniesieniem kalibracyjnym pozwalającym na śledzenie zmian w przepuszczalności filtrów kanałów radiometrycznych. Ponadto pozwala na zweryfikowanie współliniowości NISTAR i EPIC oraz na stałą obserwację światła słonecznego odbitego do Ziemi z wyższą rozdzielczością czasową niż kanały radiometryczne (mniej niż 1 s).

Jednostka elektroniki instrumentu ucyfrawia sygnały z radiometrów i fotodiody, formatuje dane i przesyła je do systemu informatycznego satelity. Ponadto kontroluje pracę instrumentu i wykonuje komendy. W urządzeni zastosowano modułową elektronikę firmy Ball Aerospace and Technology Corporation z Boulder w stanie Colorado, użytą również w instrumentach Teleskopu Spitzera (Spitzer Space Telescope) wyniesionego na orbitę 25 sierpnia 2003 r.

Instrument NISTAR został zbudowany w latach 1999 - 2001 przez firmę Ball Aerospace and Technology Corporation, odpowiedzialną za jego projekt, konstrukcję i testy. Oddział Technologii Optycznych (Optical Technology Division) Instytutu Standardów i Technologii (National Institite of Standards and Technology - NITS) z Gaithersburg w stanie Maryland przeprowadził jego kalibrację. Ponadto w projekcie uczestniczyły Instytut Oceanografii (Scripps Institute of Oceanography - SIO) w San Diego w stanie California i NASA. Urządzenie zostało ponownie skalibrowane w 2010 i 2013 r w laboratorium SIRCUS (Spectral Irradiance and Radiance Responsivity Calibrations Using Uniform Sources) instytutu NIST.

[Scorus]

EPIC
 Kamera do multsipektralnego obrazowania Ziemi jest jednym z dwóch instrumentów przeznaczonych do badań Ziemi prowadzonych przez Odział Badań Ziemi (Earth Science Division) Dyrekcji Misji Naukowych Naukowych NASA (NASA Science Mission Directorate). Stanowi system obrazujący pozwalający na regularne otrzymywanie globalnych obrazów spektralnych Ziemi w zakresie ultrafioletu, światła widzialnego i bliskiej podczerwieni. Podstawowym celem naukowym instrumentu jest globalne mapowanie rozkładu ozonu (całkowitej zawartości w kolumnie), pary wodnej, aerozoli (indeksu aerozoli, głębokości optycznej oraz wysokości), właściwości chmur (wysokości i frakcji oraz kształtu cząstek), właściwości szaty roślinnej (np indeksów spektralnych takich jak Vegetation Index i Leaf Area Index - LAI) oraz albedo Ziemi. Dane te są przydatne do badań z zakresu klimatologii, hydrologii, biogeochemii i ekologii. Są również używane do obróbki danych z instrumentu NISTAR prowadzącej na uzyskanie pomiarów radiometrycznych i oszacowań globalnego albedo Ziemi. Informacje te są wykorzystywane podczas badań bilansu energetycznego Ziemi. Ponadto instrument pozwala na uzyskiwanie obrazów barwnych (kompozycji RGB) regularnie udostępnianych jako część programu edukacyjnego misji.

Globalne obserwacje spektralne Ziemi po raz pierwszy pozwalają na wyznaczenie dziennych cykli zmian zawartości ozonu, aerozoli i pary wodnej na całym globie w stosunkowo wysokiej rozdzielczości. Dla przykładu anomalie w zawartości ozonu powodowane przez różnorodne źródła mogą być śledzone z większą dokładnością niż poprzednio i odniesione do konkretnego środowiska meteorologicznego. Pozwala to na lepsze zrozumienie zachowania się ozonu w atmosferze. Umożliwia też dokładniejsze modelowanie i przewidywanie różnic w stężeniu ozonu. W połączeniu z odpowiednim modelowaniem dane te są przydatne do badań fal atmosferycznych, w tym fal wywoływanych przez pole grawitacyjne Ziemi w stratosferze z większą dokładnością niż możliwa do osiągnięcia poprzednio. Umożliwiają również monitorowanie innych dynamicznych zjawisk, takich jak zawirowanie polarne, cyrkulacja w pobliżu tropopauzy, oraz wiatry związane z prądami strumieniowymi. Pozwalają również na wykrywanie arktycznych dziur ozonowych i oszacowanie ich efektów ekologicznych związanych ze wzrostem przepuszczalności atmosfery dla ultrafioletu. Wraz z pomiarami właściwości chmur i aerozoli pozwalają na obliczenie godzinowej intensywności promieniowania ultrafiletowego na powierzchni Ziemi używanej podczas oszacowań poziomu ryzyka zdrowotnego związanego z UV. Tym samym uwzględnienie tych danych zwiększa dokładność takich szacunków.

Aerozole są monitorowane w skali godzinowej z zastosowaniem kombinacji obserwacji wykonywanych w ultrafiolecie i świetle wizualnym. Wcześniej do podobnych analiz używano tylko zakresu widzialnego, przez co pomiary ograniczały się tylko do kropel wody. Większy zakres informacji uzyskiwanych z wysoką rozdzielczością czasową i przestrzenną jest niezwykle przydatny do badań i modelowania procesów odpowiedzialnych za dyspersję i zanik aerozoli. Pozwala to na lepsze niż wcześniej oszacowanie i prognozowanie ich wpływu na cechy chmur i bilans radiacyjny. Pomiary cech aerozoli w obszarze arktycznym, gdzie mgły pochodzenia antropogenicznego (tzw. mgły arktyczne) stanowią istotny czynnik wpływający na środowisko pozwalają na dokładniejsze oszacowania wpływu aerozoli na tą bardzo właściwą część świata. Ponadto możliwość wykrywania aerozoli w odstępach czasu rzędu godziny pozwala również na wykrywanie pyłów wulkanicznych i anomalii w widoczności istotnych dla ruchu lotniczego.

Informacje na temat właściwości chmur, pary wodnej i albedo powierzchni Ziemi również mają szereg istotnych zastosowań. Kształt cząstek tworzących chmury jest parametrem używanym w wielu modelach klimatycznych. Jego oszacowanie w skali globalnej zmniejsza niepewności w modelach chmur i radiacji oraz  w oszacowaniach wielkości i trajektorii cząstek. Możliwości oszacowania  zawartości pary wodnej w całej kolumnie atmosfery w odstępach czasu rzędu godziny uzupełnia podobne pomiary wykonywane dla górnej troposfery. Pomiary odbijalności różnych typów szaty roślinnej poprawiają oszacowania struktury koron drzew i kondycji roślinności w skali globalnej. Dobowe wahania albedo spektralnego pozwalają na dokładniejsze modelowanie radiacji, co jest wykorzystywane we współczesnych modelach klimatycznych i innych modelach atmosfery.

[Scorus]

Instrument EPIC znajduje się na strukturze podpierającej instrumenty naukowe satelity DSCOVR. Jest to spektroradiometr obrazujący pracujący w w 10 kanałach spektralnych w zakresie 317 - 780 nm, pozwalających na uzyskanie różnorodnych produktów opisujących zawartość ozonu i pary wodnej, cechy chmur i aerozoli, właściwości szaty roślinnej oraz albedo powierzchni Ziemi. Tempo uzyskiwania zdjęć jest nie większe niż 10 obrazów spektralnych na godzinę. Instrument obrazuje całą oświetloną tarczę planety (od wschodu do zachodu Słońca) przy prawie stałych kątach rozpraszania w zakresie 165 - 178 stopni, prawie nie zachodzących na zakres kątów dostępnych z innych satelitów. Tym samym pozwala na uzyskanie unikalnej perspektywy kątowej. W połączeniu z innymi pomiarami zebrane w ten sposób dane pozwalają na oszacowanie kształtu cząstek aerozoli i chmur, ich rozkładu faz, głębokości optycznej, efektów trójwymiarowych i wysokości na podstawie pomiarów stereoskopowych. W skład urządzenia wchodzą trzy jednostki: zespół kamery i teleskop (Camepra and Telescope Assembly - CTA); komputer EPIC (EPIC Computer - EC); jednostka elektroniki systemów mechanicznych (Mechanisms Electronics Box - MEB). Całkowita masa instrumentu wynosi 63.2 kg. Pobór mocy przez elektronikę wynosi 32 W a przez grzejniki utrzymujące temperaturę operacyjną - 30 W.

[Scorus]

Jednostka CTA znajduje się na panelu górnym struktury podbierające instrumenty. Składa się z układu optycznego, systemu płaszczyzny ogniskowej oraz jednostki kontrolnej detektora CCD (CCD Control Unit - CCU). Wszystkie komponenty znajdują się w obrębie cylindrycznej konstrukcji mechanicznej. Jej najdłuższą częścią  jest tubus teleskopu. Składa się on z tuby metrycznej oraz z tuby zewnętrznej. Tuba metryczna pozwala na niezmienne utrzymywanie odległości pomiędzy głównym i wtórnym zwierciadłem teleskopu. Jest wykonana z kompozytu grafitowego o współczynniku rozszerzalności cieplnej (Coefficient of Thermal Expansion - CTE) bliskim zeru. Na jej przedzie znajduje się rama osiowa na której umieszczono zwierciadło wtórne teleskopu. Jest ona wykonana z invaru 36 pozwalającego na zminimalizowanie rozszerzalności cieplnej. Część tylna łączy się natomiast z pierścieniem podpierającym zwierciadło główne. Pierścień ten jest również wykonany z inlvaru 36. Od tyłu łączy się z pierścieniem pośrednim. Tuba zewnętrzna otacza tubę metryczną i łączy się z pierścieniem podpierającym zwierciadło główne. Na jej przedzie znajduje się otwierana okrągła klapa osłaniająca otwór wejściowy. Pierścień podpierający zwierciadło główne jest połączony od tyłu z pierścieniem pośrednim. Pierścień ten jest natomiast przymocowany do tylnej płyty podpierającej. Płyta ta osłania strukturę podpierającą migawkę systemu optycznego, układ kół filtrów oraz silniki obsługujące migawkę i koła filtrów. Przymocowano też do niej cylinder zawierający soczewki przekaźnikowe układu optycznego. Na zewnątrz tej płyty znakuje się komora zawierająca system płaszczyzny ogniskowej, jednostka CCU oraz radiator chłodzący detektor. Cała jednostka CTA jest zamocowana do panelu górnego struktury podpierającej instrumenty naukowe satelity za pomocą 6 rozpór - 4 połączonych z tubą zewnętrzną teleskopu i 2 połączonych z pierścieniem pośrednim.

[Scorus]

 W skład układu optycznego EPIC wchodzi teleskop, trójelementowy zepsuł soczewek przekaźnikowych (Field Lens Group - FLG), układ kół filtrów oraz migawka. Wydajność układu optycznego (ilość fotonów padających na detektor w stosunku do ilości fotonów wchodzących do teleskopu) wynosi 70 - 80%.

Teleskop ma postać reflektora zbudowanego w układzie Ritcheya-Chrétiena. Jego zwierciadła zostały wykonane z zeroduru w celu zminimalizowania rozszerzalności cieplnej. Są pokryte glinem. Warstwa odbijająca składa się dwutlenku krzemu (SiO2)  w przypadku zwierciadła głównego i fluorku magnezu (MgF2) w przypadku zwierciadła wtórnego. Teleskop ma pole widzenia o szerokości 0.61 stopnia, obejmujące całą tarczę Ziemi która widziana z orbity operacyjnej wokół punktu L1 ma szerokość 0.45 - 0.53 stopnia. Efektywna długość ogniskowej wynosi 282 cm a stosunek ogniwkowej - f/9.38. Błąd frontu wali wynosi 0.054 rms przy 633 nm w osi optycznej. Światło wchodzące do instrumentu pada najpierw na zwierciadło główne o średnicy 30.5 cm. Następnie jest odbijane na zwierciadło wtórne. Jego geometria może być dostsowywana na orbicie za pomocą siłownika w celu uzyskania optymalnego skupienia wiązki. Zwierciadło to jest otoczone przegrodą chronią przed rozproszonym światłem.

[Scorus]

Po odbiciu od zwierciadła wtórnego wiązka przechodzi przez otworów w zwierciadle głównym i przechodzi przez zespół trzech soczewek przekaźnikowych FLG. Znajdują się one  w cylindrycznej strukturze podpierającej. Skupiają one światło na detektorze, oraz redukują aberracje wprowadzane przez teleskop minimalizując powstawanie obrazów - duchów. Podczas przygotowań do misji oryginalny zespół FLG z czasów projektu Tirana została wymieniony na nowy, poprawiający ochronę przez światłem rozproszonym.

[Scorus]

Po przejściu przez soczewki światło przechodzi przez jeden z 10 filtrów. Znajdują się one na dwóch kołach z których każde posiada 6 pozycji w postaci okrągłych otworów. Koła znajdują się na wspólnej strukturze podpierającej, jedno za drugim. Każde koło posiada po pięć filtrów oraz jeden pusty otwór. Poszczególne filtry charakteryzują się centralną długością fali (w nawiasie podano szerokość FWHM)  317.5 +/- 0.1 nm (0.11 +/- 0.2 nm) - do mapowania ozonu; 325 +/- 0.1 nm (1 +/- 0.2 nm) - do mapowania ozon; 340 +/- 0.3 nm (3 +/- 0.6 nm) - do mapowania ozonu, aerozoli, chmur i albedo Ziemi; 388 +/- 0.3 nm (3 +/- 0.6 nm) - do mapowania aerozoli, albedo, cech roślinności i uzyskiwania obrazów RGB; 443 +/- 1 nm (3 +/- 0.6  nm) - do mapowania aerozoli, chmur, albedo, cech roślinności i uzyskiwania obrazów RGB; 551 +/- 1 nm (3 +/- 0.6 nm) - do do mapowania aerozoli, albedo, cech roślinności, indeksu LAI, uzyskiwania odniesienia dla  pasma O2B i uzyskiwania obrazów RGB; 680 +/- 0.2 nm (3 +/- 0.6 nm) - do mapowania aerozoli, cech roślinności i albedo; 687.75 +/- 0.2 nm (0.8 +/- 0.2 nm) - do mapowania wysokości chmur w paśmie O2B i wysokości aerozoli; 764 +/- 0.2 nm (1 +/- 0.2 nm) - do mapowania wysokości chmur w paśmie O2B; oraz 779.5 +/- 0.3 nm (2 +/- 0.4 nm) - do mapowania aerozoli, albedo, cech roślinności, indeksu LAI oraz uzyskiwania odniesienia dla pasma O2B. W celu uzyskania większości produktów używane są stosunki lub różnice pomiędzy dwoma kanałami spektralnymi. Wyjątkiem są pomiary albedo w zakresie 340 i 388 nm, gdzie używane są dane z pojedynczych kanałów. Wybrane kanały spektralne są identyczne ze stasowanymi na innych satelitach. Pozwala to na bezpośrednie porównanie produktów wyprowadzanych z danych oraz na walidację metod kalibracji i redukcji danych. W czasie przygotowań do misji stare filtry z czasów projektu Tirana zostały wymienione na nowe, z lepszym pokryciem antyodbiciowym i precyzyjniejszym odrzucaniem fal spoza właściwego zakresu spektralnego. Przenikanie fal spoza danego zakresu jest bardzo małe, rzędu 0.04% dla filtra 325 nm. Obrót kół jest dokonany za pomocą silnika krokowego według sekwencji precyzowanej przez instrukcje z Ziemi.

[Scorus]

Po przejściu przez filtr wiązka przechodzi przez otwór migawki. Ma ona postać koła z trzema wycięciami o różnej szerokości, pozwalającym na uzyskanie trzech różnych czasów ekspozycji - 2 ms (wcięcie najwęższe), 10 - 46 ms (wcięcie o średniej szerokości) oraz od 46 ms do ponad 1 minuty (wcięcie najszersze). Podczas przygotowań do misji zrezygnowano z używania najwęższego wcięcia w celu poprawienia jednorodności ekspozycji na całym detektorze. Ponadto można zastosować tryb wykonywania wielokrotnych ekspozycji w zakresie 2 - 40 ms z krokiem 2 ms. Podczas uzyskiwania różnych czasów ekspozycji koło migawki jest wprowadzane w ruch, zwalania a nastopnie przyspiesza. Dla ekspozycji o długości około 60 ms koło jest całkowicie zatrzymywane w pozycji otwartej (z najszerszym wycięciem w ścieżce optycznej) a następnie jest przekręcane do pozycji zamkniętej. Dokładne czasy ekspozycji wyznaczono w czasie misji po pierwszych testowych obserwacjach Ziemi tak, aby wypełnienie detektora CCD wynosiło 80% dla każdego kanału spektralnego. Pozwoliło to na zoptymalizowanie współczynnika sygnału do szumu oraz na zapobieżenie degradacji obrazów z powodu nasycenia pikseli detektora.

[Scorus]

Ostatecznie światło pana na system płaszczyzny ogniskowej zawierający detektor CCD oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Detektor ma wymiary 2048 x 2048 pikseli. Jego rozmiar fizyczny wynosi 3.072 x 3.072 cm. Pojedynczy piksel ma wymiary fizyczne 15 x 15 μm. Rozdzielczość kątowa wynosi 1.078 sekundy kątowej na piksel. Rozdzielczość przestrzenna na równiku Ziemi z orbity operacyjnej wynosi 8 km na piksel, a rozdzielczość optyczna - 12 km na piksel dla światła widzialnego. Po reprojekcji obrazu rozdzielczość spada wraz z odległością od równika, zmniejsza się 2 razy na szerokości geograficznej 60 stopni. Detektor jest oświetlany tylnie. Jest pokryty hafnem w celu poprawienia wydajności kwantowej. Pracuje w zakresem spektralnym 200 - 950 nm. Jest schłodzony do temperatury -40ºC w sposób bierny, za pomocą radiatora. Redukuje to prąd ciemny. Wydajność kwantowa jest większa od 25% - wynosi 80% dla 317 nm i 50% dla 780 nm. Pojemność pojedynczego piksela jest większa od 95 000 elektronów. Prąd ciemny znajduje się na poziomie mniej niż 5 elektronów na sekundę na piksel. Detektor jest odczytywany przez elektronikę odzyskiwania informacji z częstotliwością 500 kHz. Odczyt jest dokonywany począwszy od jednego z rogów detektora. Szum odczytu jest mniejszy od 209 elektronów rms. Szum systemu na szczycie łańcucha analogowego wynosi 1.6 DN a na dole - 3 DN. Ucyfrawianie sygnału jest dokonywane do 12 bitów (20 elektronów na bit) z intensywnością w zakresie 0 - 4095.

[Scorus]

 Dane z detektora są przesyłane do jednostki CCU. Zawiera ona elektronikę przekazującą dane do jednostki EC a także kontrującą stan i cykl pracy detektora CCD. Znajduje się w prostopadłościennej obudowie na zewnątrz CTA.

Jednostka elektroniki EC mieści się w prostopadłościennej obudowie umieszczonej na płycie podstawowej przymocowanej w czterech punkach do struktury podpierającej instrumenty naukowe satelity, w jej wnętrzu. Formatuje ona obrazy odebrane z CCU do formatu RAW lub JPEG/JFIF i przesyłką je do systemu informatycznego satelity. Morze ona zmniejszać rozmiar obrazów do 1024 x 1024 pikseli (rozdzielczość przestrzenna 17 km na piksel na równiku Ziemi, rozdzielczość efektywna 24 km na piksel na równiku) w celu zmniejszenia ilości danych wysyłanych na Ziemię. Ponadto EC kontroluje stan instrumentu i cykl jego pracy oraz wykonuje komendy.

Jednostka elektroniki MEB znajduje się w prostopadłościennej obudowie przymocowanej za pomocą 10 stopek do struktury podpierającej instrumenty naukowe satelity, również w jej wnętrzu. Kontruje pracę silników obsługujących koła filtrów, migawkę i klapę osłaniającą otwór wejściowy oraz siłownik obsługujący zwierciadło wtórne teleskopu.

[Scorus]

 EPIC nie posiada pokładowego źródła kalibracyjnego tak więc wszystkie korekty danych podczas ich obróbki są wykonywane na podstawie pomiarów laboratoryjnych uzyskanych w trakcie testów instrumentu. Zostały one wykonane podczas przygotowań do misji DSCOVR, z uwzględnieniem zmian wprowadzonych w stosunku o misji Tirana. W czasie misji mierzony jest jedynie prąd ciemny detektora. Okresowo obserwowany jest również Księżyc.

Flatfiled został uzyskany na drodze pomiaru różnic w czułości wszystkich 4 mln pikseli detektora w warunkach jednorodnego oświetlenia. Uzyskana mapa korekt pozwala na skorygowanie zliczeń fotonów dostarczanych przez detektor. Gorące piksele są wykrywane w trackie misji podczas okresowych pomiarów prądu ciemnego. Są one wykonywane raz w miesiącu przy zamkniętej migawce. Czas pomiaru jest równy czasowi ekspozycji podczas normalnych obserwacji Ziemi,  z uwzględnieniem optymalizacji dla każdego kanału spektralnego. Większym problem stanowią natomiast piksele ciemne, wymagające ręcznej korekty na obrazach Ziemi.

Istotnym problemem podczas obróbki danych jest poziom światła rozproszonego. Jego źródłem są odbicia w obrębione zespołu soczewek FLG, odbicia pomiędzy powierzchnią filtrów a oświetlonym detektorem CCD, oraz odbicia od niektórych elementów podpierających elementy optyczne. Zaburza ono odczyt z poszczególnych pikseli w różnym stopniu, powodując że niektóre produkty takie jak pomiary ozonu nie są użyteczne bez odpowiedniej korekty. W celu jego uwzględnienia opracowano złożony algorytm korygujący. Jest on oparty na laboratoryjnych pomiarach dyfrakcji i funkcji rozciągania źródła punktowego (Point Spread Function - PSF). Polegały one na obrazowaniu małych źródeł światła o różnej wielkości i ocenie stopnia oświetlenia pikseli poza średnicą źródła. Pomiary PSF uzyskano dla każdego filtra i dla wszystkich pikseli. Wraz z obliczeniami dokonanymi na modelu optycznym instrumentu informacje te pozwoliły na uzyskanie skumulowanej macierzy funkcji PSF. Jej odwrotnością jest macierz światła rozproszonego (efektu wywieranego przez światłom skierowanego na dany piksel na inne piksele). Jest ona używana do korygowania danych na poziomie 1, pozwalając na uzyskanie skalibrowanych zliczeń z detektora i wartości jasności.

Dla fal świetlnych dłuższych od 550 nm krzemowy detektor CCD jest częściowo przezroczysty co powoduje powstawanie interferencji pomiędzy jego powierzchnią przednią i tylną (etalonopwanie). Efekt ten jest stosunkowo stabilny. Został on również uwzględniony podczas obróbki pomiarów radiometrycznych poprzez zastosowanie odrębnego algorytmu.

Stabilność radiometryczna instrumentu jest śledzona za pomocą pomiarów odbijalności wykonywanych dla obszarów pokrytych lodem oraz dzięki obserwacjom tarczy Księżyca przechodzącej na tle Ziemi. Okazje do obserwacji Księżyca występują okresowo. Z satelity widoczna jest półkula Księżyca niewidoczna z Ziemi. Jest ona oświetlona prawie w całości i za każdym razem znajduje się w tej samej fazie. Do kalibracji używane jest albedo powierzchni Księżyca w funkcji długości fali i przy kącie patrzenia około 170 stopni. Dane odniesienia pochodzą z sondy LRO (Lunar Reconaissiance Orbiter) wystrzelonej 8 czerwca 2008 r. Dane na temat albedo Księżyca są używane do przekształcenia zliczeń z detektora na jasności z zastosowaniem znanej intensywności światła słonecznego docierającego do powierzchni Księżyca. Uwzględniane jest pociemnienie tarczy Księżyca w okolicach jej krawędzi, ogólna wydajność instrumentu, efekty geometryczne wynikające z relatywnej pozycji satelity DSCOVR względem Księżyca oraz różnice w czułości pomiędzy poszczególnymi pikselami.

Ponieważ wahania w orientacji przestrzennej satelity powodują przesunięcia obrazu o około 1 piksel i tym samym rozszerzenie efektywnego pola widzenia instrumentu dochodzi do niepewności w automatycznym wyznaczaniu geolokalizacji poszczególnych pikseli w trakcie automatycznej obróbki danych. Dlatego też w tym celu wykorzystywane są kontury kontynentów oraz krawędź traczy Ziemi. Jest to szczególnie iustone dla algorytmów używających stosunków poszczególnych kanałów spektralnych.

Instrument EPIC został opracowany przez Instytut Oceanografii (Scripps Institute of Oceanography - SIO) w San Diego w stanie California oraz Uniwersytet Kalifornijski w San Diego (University of California at San Diego - USCD). Został zbudowany przez Centrum Zaawansowanych Technologii Firmy Lockeed Martin (Lockheed Martin's Advanced Technology Center - LMATC) w Palo Alto w stanie California.

[Scorus]

HISTORIA MISJI
 Satelita DSCOVR, początkowo znany pod nazwą Tiarana został zaproponowany przez wiceprezydenta USA Ala Gorea w 1998 r. Gore był zainspirowany globalnymi zdjęciami Ziemi uzyskanym poducza misji Apollo 17 i chciał wykorzystać regularnie otrzymywane obrazy Ziemi w polityce dotyczącej zmian komatu. Ponadto głównym zadaniem naukowym miało być wykonywanie pomiarów albedo i radiacji Ziemi znajdujących zastosowanie w badaniach klimatycznych. W 2000 r dodano również zestaw sensorów do badań otoczenia plazmowego, stanowiący wtedy wyposażenie dodatkowe. Satelita został zbudowany w ciągu 21 miesięcy a jego start zaplanowano na 2002 r. Konfiguracja pojazdu nie odbiegała w dużej mierze od konfiguracji ostatecznej. Niektóre instrumenty znajdowały się jednak w innej lokalizacji - magnetometr MAG pakietu PlasMag znajdował się w połowie długości wysięgnika a spektrometr elektronów ES - na jego końcu. Miał on zostać wyniesiony na orbitę przez wahadłowiec. W grafiku lotów promów kosmicznych znalazł się on w misji STS-107. Satelita miał zostać skierowany z orbity okołoziemskiej na orbitę transferową do puklu L1 przez dodatkowy moduł napędowy - żyroskopowy stopień górny (Gyroscopic Upper Stage - GUS) odrzucany po zakończeniu manewru.

W 1999 r inspektor generalny NASA przedstawił analizę wskazującą iż podstawowa koncepcja misji Tirana nie spełnia standardów i nie jest właściwym wykorzystaniem ograniczonych środków finansowych przeznaczanych na badania naukowe. Wiosną 2001 r program Tirana został zawieszony. Nowa administracja Geogea Busha skreśliła go z manifestu lotów wahadłowców, głównie z przyczyn politycznych. Jako oficjalnie wyjaśnienie podano ograniczenie lotów promów kosmicznych do 6 rocznie wymuszonych przez ograniczenia budżetowe. Priorytet miały być również loty do Międzynarodowej Stacji Kosmicznej oraz misja serwisowa do Teleskopu Hubblea. Misję STS-107 przeznaczono natomiast na wykonanie programu badań mikrograwitacyjnych. W listopadzie 2001 r zbudowany już satelita został przekazany do magazynu w Centrum Lotów Kosmicznych im Goddarda (Goddard Space Flight Center - GSCF) w Greenbelt w stanie Maryland. Koszty programu wyniosły do tej pory 100 mln dolarów. W 2003 r nazwa satelity została zmieniona na DSCOVR. W 2006 r misja została anulowana w całości a satelita pozostał w magazynie,  w kontrolowanych warunkach środowiskowych. W czerwcu 2007 r w GSFC wykonano wstępnie studium zdolności satelity do wykorzystania.

[Scorus]

 W 2008 r satelitą zainteresowała się agencja NOAA. Mógł on stanowić dodatkowe źródło danych na temat właściwości wiatru słonecznego zastępujące pomiary wykonywane przez satelitę ACE. Na orbitę mógł zostać wyniesiony  za pomocą takich rakiet jak Delta 2 lub Falcon 9. Agencja ta sfinansowała podstawowe testy satelity weryfikujące jego zdolność do lotu kosmicznego. Satelita pozostawał w bardzo dobrym stanie. W tym samym roku Komitet ds. Sensorów Wiatru Słonecznego (Committee on Space Environmental Sensor Mitigation Options) prowadzący międzyagencyjny audyt możliwości monitoringu pogody kosmicznej na zlecenie Biura Polityki Naukowej i Technologicznej Białego Domu (White House Office of Science and Technology Policy) stwierdził, iż DSCOVR jest optymalnym rozwiązaniem dla programów przewidywania pogody kosmicznej prowadzących przez NOAA i siły powietrzne. Satelita został więc przeznaczony do wykonywania ciągłych pomiarów otoczenia plazmowego.

W styczniu 2009 r w GSFC opracowano szczegółowy raport na temat możliwości technicznych wykorzystania satelity (tzw. Serotine Report) sfinansowany przez NOAA. Oszacował on wykonalność zastosowania satelity bez instrumentów przeznaczonych do badań Ziemi. Poza tym na satelicie miał być umieszczony dodatkowy instrument - kompaktowego koronografu (Compact Coronagraph - CCOR). Miał on zostać zbudowany przez NOAA we współpracy wraz z Laboratorium Badawczym Marynarki Wojennej (Naval Research Laboratory - NRL). Jego celem miało być obrazowanie koronalnych wyrzutów masy. Urządzenie miało być małe, jego masę szacowano na 6 kg, pobór mocy na 12 W a szybkość transmisji danych - na mniej niż 7 kbps. Zdecydowano się również na zmianę trajektorii lotu do punktu L2 tak aby przyspieszyć osiągnięcie stanu operacyjnego. Według planów misji Tirana lot miał trwać około 200 dni, zmniejszono go jednak do około 110 dni. Ponadto zmodyfikowano parametry orbity wokół punktu L1 tak aby była ona bardziej podobna do orbity satelity ACE o amplitudzie  269 000 km w płaszczyźnie Y i 162 000 km w płaszczyźnie Z. Tirana miał charakteryzować się orbitą o amplitudzie 292 000 km w płaszczyźnie Y i 277 000 km w płaszczyźnie Z. Nowo zaplanowana orbita DSCOVR charakteryzowała się natomiast amplitudami 281 476 km w płaszczyźnie Y i 160 538 w płaszczyźnie Z. Koszty misji bez startu i obsługi oszacowano na 47.3 mln dolarów.

[Scorus]

 W lipcu 2009 w NASA powstał raport wskazujący na przydatność obserwacji Ziemi prowadzących za pomocą DSCOVR. Dzięki temu badania Ziemi zostały się dodatkowym celem misji. W dalszym czasie Odział Badań Ziemi (Earth Science Division) Dyrekcji Misji Naukowych Naukowych NASA (NASA Science Mission
Directorate) sfinansował testy i rekalibrację instrumentów NSTAR i EPIC oraz ponowne opracowanie programu obserwacji Ziemi. W kamerze EPIC wymieniono zestaw filtrów, dzięki czemu poza celami edukacyjnymi stała się ona przydatna do celów naukowych. Wymieniono również zestaw soczewek przekaźnikowych. Koszty tych prac wyniosły 6.3 mln dolarów. Start satelity został wstępnie zaplanowany na koniec 2014 r lub początek 2015 r. Z powodu braku funduszy w roku budżetowym 2011 zbudowanie instrumentu CCOR w terminie umożliwiającym start w 2014 r stało się niemożliwe. Zdecydowano przy tym że opóźnienie startu mogłoby zaszkodzić w stałym monitoringu wiatru słonecznego, tak więc koncepcja dodatnia dodatkowego urządzenia do obserwacji Słońca została anulowana.

W styczniu 2011 r NOAA otrzymała 31.1 mln dolarów na kontynuowanie programu DSCOVR w roku budżetowym 2012. W październiku tego roku siły powietrzne otrzymały również 134.5 mln dolarów pozwalających na sfinansowanie startu satelity.  W grudniu 2012 r NOAA i siły powietrze zawarły kontrakt na mocy którego satelita został przygotowany do startu za pomocą rakiety Falcon 9. W następnych latach wykonano niezbędne prace nad starym satelitą. Objęły one wymianę baterii, ponowną instalację  elementów przechowywanych oddzielnie - szperacza gwiazd, transponderów, bezwładnościowej jednostki pomiarowej i kół kreacyjnych. W szperaczu gwiazd zastosowano nową przegrodę chroniącą przed zabłąkanym światłem oraz nowe oprogramowanie. Ponadto wykonano reklaibację sensorów instrumentów analizujących wiatr słoneczny, wymianę elementów elektronicznych i wszechstronne testy środowiskowe. Odział Badań Heliofizycznych (Heliophysics Science Division) Dyrekcji Misji Naukowych NASA sfinansował ponadto rekalibrację i zmianę lokalizacji spektrometru elektronów ES przydatnego do badań naukowych nad koroną słoneczną. Spektrometr ten został przeniesiony z wysięgnika na moduł napędowy. Magnetometr MAG został natomiast przeniesiony  ze środkowej części wysięgnika na jego koniec. Zmniejszało to zakłócenia pomiarów pola magnetycznego. Opracowano również segment naziemny oraz przygotowano obsługę satelity po starcie. Czynności te zostały przeprowadzone przez NASA i trwały 18 miesięcy. We wrześniu 2013 r NASA potwierdziła, iż satelita zostanie wyniesiony na orbitę na początku 2015 r.

Odnowiony satelita został przetransportowany z GSFC na Przylądek Canaveral 21 listopada 2014 r. Tam, w zakładzie Astrotech położonym w Titusville, wykonano jego ostatnie testy. Następnie satelita został zintegrowany z rakietą nośną. 4 lutego 2015 r pomyślnie wykonano przegląd gotowości do lotu (Flight Readiness Review  - FRR). 7 lutego zakończono przygotowania do startu.

Start był pierwotnie planowany na 8 lutego. Tego dnia został jednak anulowany na 2 godziny i 30 minut przed planowany czasem. Przyczyną były problemy z systemami śledzącymi rakietę po starcie. Ponadto wystąpił problem z transmiterem sygnału wideo na pierwszym stopniu rakiety. Kolejnym terminem startu był 10 lutego. Tego dnia start również został odwołany z powodu niekorzystnych warunków atmosferycznych. Szybkość wiatru na wysokości 25 000 stóp przekraczała dopuszczalny poziom 100 węzłów. Nową datą startu stał się 11 lutego.