New Horizons (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Amerykańska sonda New Horizotns została zaprojektowana w celu wykonania pierwszego w historii przelotu koło Plutona i Charona. Później, w ramach misji rozszerzonej będzie kontynuowała lot do Pasa Kuipera, gdzie odwiedzi jeden, dwa obiekty (maksymalnie trzy). Misja pozwoli na zbadanie powierzchni, atmosfer, budowy wnętrza i otoczenia Plutona i Charona poprzez obrazowanie w świetle widzialnymi i  podczerwieni, spektroskopię UV, pomiary parametrów plazmy, monitoring pyłu oraz pomiary radiowe. Cele naukowe misji zostały podzielone na trzy grupy w zależności od istotności. Do grupy 1 (celów podstawowych które muszą zostać wykonane) zaliczają się: scharakteryzowanie globalnej geologii i geomorfologii Plutona i Charona; zmapowanie składu powierzchni tych ciał; scharakteryzowanie neutralnej atmosfery Plutona i określenie tempa ucieczki tworzących ją gazów.  Do grupy 2 (celów pożądanych) zaliczają się: zobrazowanie i zmapowanie fragmentów Plutona i Charona w wysokiej rozdzielczości blisko terminatora; uzyskanie obrazów stereoskopowych; badania zmienności powierzchni i atmosfery Pluton w czasie; zmapowanie składu wybranych fragmentów powierzchni w wysokiej rozdzielczości; scharakteryzowanie  jonosfery Plutona (jeśli istnieje) i jej oddziaływań z wiatrem słonecznym; wykonanie poszukiwań neutralnych składników atmosfery Plutona, takich jak H, H2, HCN, CxHy, innych węglowodorów i nitryli oraz uzyskiwanie informacji o składzie izotopowym jeśli będzie to możliwe; wykonanie poszukiwań atmosfery Charona; określenie albedo Bonda Plutona i Charona; oraz zmapowanie temperatur powierzchni Plutona i Charona. Do grupy 3 (celów opcjonalnych) zaliczono: scharakteryzowanie środowiska cząstek energetycznych wokół Plutona; precyzyjne określenie promieni, mas i gęstości Plutona i Charona oraz parametrów ich orbit; oraz wykonanie poszukiwań dodatkowych satelitów i pierścieni Plutona. Misja pozwala na zrealizowanie prawie wszystkich celów zdefiniowanych w czasie wyboru misji do Plutona w 2001r. Jedynym nie uwzględnionym celem jest wykonanie poszukiwań pola magnetycznego. Pluton jednak najprawdopodobniej nie posiada magnetosfery. Statek nie został wyposażony w magnetometr dzięki czemu nie musiał być też czysty magnetycznie. Uprościło to projekt i zmniejszyło koszty. Gdyby jednak pole magnetyczne istniało jego występowanie zostanie odkryte na podstawie pomiarów cząstek naładowanych.

W czasie planowania misji księżyce Nix i Hydra nie były znane, dlatego też ich badania nie zostały uwzględnione w celach misji. Planuje się jednak wykonanie ich obserwacji  - obrazowania, mapowania składu powierzchni, pomiarów temperatury i uściślenia parametrów orbity, jako celów dodatkowych. W przypadku zatwierdzenia misji rozszerzonej pojazd scharakteryzuje jeden lub kilka obiektów Pasa Kuipera w sposób podobny do badań Plutona i Charona.

Misja New Chorizons jest prowadzona przez John Hopkins Applied Physics Lab (APL) i Southwest Research Institute (SwRI). APL jest odpowiedzialny za projektowanie i budowę sondy, oraz operacje statku. W nim znajduje się Centrum Operacji New Horizons (New Horizons Mission Operations Center). To centrum będzie przyjmowało dane z sondy, obrabiało je i rozprowadzało. SwRI jest odpowiedzialny za projektowanie i budowę większości instrumentów naukowych oraz planowanie obserwacji. W nim znajduje się Centrum Operacji Naukowych misji (Science Operations Center). Tam dane z sondy zostaną ostatecznie skalibrowane. Pozostali partnerzy to Goddard Space Flight Center, Jet Propulsion Laboratory (JPL), Ball Aerospace, oraz Stanford University. Jest jedną z najtrudniejszych wypraw planetarnych z powodu konieczności nadania sondzie ekstremalnie wysokiej energii w czasie startu (około 10 razy większej niż przy typowej misji na Marsa), długiego czasu lotu, konieczności obserwacji wielu obiektów w czasie krótkiego przelotu oraz długiemu opóźnieniu w łączności. Całkowity koszt misji (pojazdu, instrumentów, rakiety nośnej, obsługi startu i prowadzenia misji nominalnej) wynosi około 550 mln dolarów.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Sonda New Horizons ma w przybliżeniu kształt graniastosłupa trójkątnego o ściętych narożach, z radioizotopowym generatorem termoelektrycznym (Radioizothope Thermal Generator - RTG) zainstalowanym na jednym z końców i paraboliczną anteną wysokiego zysku o średnicy 2.1 metra na jednej z płaskich podstaw. Masa pojazdu bez paliwa wynosi 401 kilogramów. Masa startowa wynosi 478 kilogramów, wraz z paliwem hydrazydowym o masie 77 kilogramów i instrumentami naukowymi o masie 30 kilogramów. Wymiary zasadniczej struktury pojazdu to 0.68 x 2.11 x 2.74 m. Wysokość statku od łącznika z górnym stopniem rakiety na powierzchni dolnej do szczytu anteny wysokiego zysku na powierzchni górnej wynosi 2.2 m.  Podsystemy statku są oparte na rozwiązaniach zastosowanych w szeregu innych projektów Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (APL). W dużej mierze zastosowano systemy zaprojektowane dla sondy CONTOUR (Comet Nucleus Tour), która częściowo opierała się na satelicie TIMED (Thermosphere-Ionosphere-Mesosphere Energetics and Dynamics) umieszczonym na orbicie w 2001 roku. Użycie elementów rozwiniętych dla projektu CONOTUR zmniejszyło ryzyko związane z pracami nad nowym projektem. Oprócz pokryć ochronnych na pięciu instrumentach, migawki w jednym instrumencie oraz żaluzji termicznych i zaworów zamykających w systemie paliwowym używanych na początku misji sonda nie ma żadnych ruchowych części i platform skanujących, co zwiększyło niezawodność. Ponadto pojazd posiada w pełni podwojone elementy systemów nawigacyjnych, elektronicznych i rejestrujących dane. Znacznie zwiększa to niezawodność pojazdu. Jednymi pojedynczymi elementami są: generator RTG, zbiornik paliwa i filtr paliwa, łącznik hybrydowy systemu komunikacyjnego, oraz antena wysokiego zysku. Wszystkie te urządzenia są bardzo niezawodne. Dużą wiarygodność awioniki zapewnia też stosowanie trybu hibernacji podczas większej części lotu międzyplanetarnego. W trybie takim większość elementów elektronicznych jest wyłączonych dzięki czemu nie zużywa się. Raz na tydzień wysyłany jest sygnał radiolatarni informujący o stanie podstawowych systemów sondy. Metoda taka pozwala też na ograniczenie kosztów prowadzenia misji. Jest to pierwsze praktyczne zastosowanie takiego rozwiązania, wcześniej użyto go w misji Deep Space 1, gdzie stanowiło demonstrację technologiczną. Duża niezawodność jest niezbędna przy misji która zasadniczych danych naukowych dostarczy dopiero po 10 latach od startu. Jest to pod tym względem najbardziej długotrwała misja realizowana przez NASA. Całkowity czas trwania misji jest planowany na 15.25 roku, a w przypadku misji rozszerzonej - na okres nie krótszy od 18.35 roku. W czasie przelotu koło Plutona sonda znajdzie się w odległości 33 AU od Ziemi. Misja rozszerzona obejmie przelot koło KBO w odległości do około 40 AU od Ziemi. Zakończenie misji nastąpi prawdopodobnie w odległości około 50 AU. Zastosowane rozwiązanie pozwoliły jednak na osiągnięcie prawdopodobieństwa sukcesu misji większego od 85%. Czas trwania misji na poziomie 15 lat nie jest dłuższy od okresu trwałości niektórych satelitów komunikacyjnych.

[Scorus]

Czynnikami które zdefiniowały konstrukcję struktury mechanicznej pojazdu były: konieczność prowadzenia pojazdu w ruch obrotowy wokół osi przebiegającej przez antenę wysokiego zysku; zachowanie odpowiedniej orientacji osi obrotu po starcie; zainstalowanie instrumentów naukowych oraz silników kontroli orientacji w miejscach gdzie wzajemnie nie wpływają na siebie; uzyskanie odpowiedniej przestrzeni dla poszczególnych podsystemów; oraz sprostanie naprężeniom podczas startu. Bardzo podobne wymogi posiadała konstrukcja sondy Ulysses, dlatego też była punktem wyjścia przy projektowaniu struktury mechanicznej New Horizons. Główny moment bezwładnościowy został więc zorientowany zgodnie z osią anteny wysokiego zysku (osią +Y), a generator RTG umieszczono w płaszczyźnie X-Y w celu zwiększenia momentu kątowego oraz maksymalnego oddalenia RTG od elektroniki i instrumentów. Taka konfiguracja sprawiła, że statek kosmiczny jest bardzo stabilną platformą pozwalającą na precyzyjne pozycjonowanie na wybrany kierunek (zwykle do Ziemi) w czasie gdy jest stabilizowany obrotowo.

Centralną elementem struktury pojazdu jest cylinder główny. Jest on wykonany ze stopu aluminium 7075-T73. Stanowi pojedynczy element. Zapewnia on maksymalną sztywność konstrukcji, ponieważ przejmuje wszystkie siły i naprężenia działające na nią. W dolnej części cylindra znajduje się łącznik z górnym stopniem rakiety nośnej (Payload Adapter Fitting - PAF). We wnętrzu cylindra umieszczono zbiornik paliwa systemu napędowego. Do zewnętrznej powierzchni cylindra są przyłączone panele wewnętrzne. Wnętrze sondy jest podzielone na przegrody przez 3 panele wewnętrzne i 2 małe wstawki od strony RTG. Stanowią one płaskie powierzchnie montażowe dla jednostek elektroniki i miejsca przebiegu kabli łączących poszczególne systemy. Struktura jest zamknięta przez panele boczne, panel górny oraz panel dolny. Powierzchnie boczne są wykonane z 5 paneli. Powierzchnia górna jest złożona z pojedynczego panelu. Powierzchnia dolna składa się z jednego dużego panelu  w przedniej części oraz dwóch paneli małych w części tylnej. W czasie prac nad sondą zdejmowane były dwa małe panele dolne oraz panel boczny zlokalizowany naprzeciw RTG. Dwa panele boczne koło RTG zostały zainstalowane po zakończeniu montażu systemu napędowego. Wszystkie panele są wykonane z płyt aluminiowych mających strukturę pilasta miodu. Ich połączenia na krawędziach, narażone na silne naprężenia są wykonane z magnezu.

Generator RTG jest przymocowany do statku za pomocą struktury mocującej wykonanej z tytanu. Znajduje się ona na panelu zewnętrznym znajdującym się po przeciwnej stronie cylindra w stosunku do panelu zawierającego większość instrumentów naukowych. Zastosowanie tytanu zapewniło małą masę, małą przewodność cieplną oraz wysoką sztywność. Struktura ta musiała zapewnić też izolację elektryczną. Dlatego też zaprojektowano dla niej system izolacji elektrycznej złożony w całości z elementów metalowych, nie zmniejszający jej sztywności. System ten obejmuje wielokrotne nieprzewodzące warstwy powierzchniowe naniesione na metalowe powierzchnie w obrębie łączników elementów struktury tytanowej. Sam generator jest przymocowany do struktury tytanowej za pomocą aluminiowego kołnierza. W celu zapewnienia maksymalnej sztywności tej konstrukcji i zapobieżeniu degradacji materiału wywołanej przez jego nagrzewanie przez RTG na adapterze RTG umieszczono też powierzchnie chłodzące. Zapewniły one też wysoką wytrzymałość całego interfejsu w czasie uruchomienia silnika górnego stopnia rakiety, gdy przeciążenia osiągnęły 10.8G a jego temperatura wzrosła do 260°C.

Zbiornik paliwa jest scentrowany na głównej osi sondy oraz jej środku ciężkości. W takiej pozycji zmiany poziomu paliwa w trakcie jego zużywania mają minimalny wpływy na pozycję osi obrotu sondy. Gwarantuje to, że w czasie całego okresu trwania misji oś anteny wysokiego zysku może być wycelowana w konkretnym kierunku w czasie gdy pojazd znajduje się w ruchu obrotowym. W zbiorniku można było umieść maksymalnie 90 kg hydrazyny. Łączna masa zastosowanego paliwa i helu podnoszącego ciśnienie w systemie napędowym w czasie startu wynosiła natomiast 77 kg. Wynikało to z ograniczenia masy startowej. Ponadto zagwarantowało stabilność zestawu sonda/górny stopień rakiety. Pozycja zbiornika paliwa zapewniła też dwie inne korzyści. Jest on otoczony centralnym cylindrem przenoszącym wszystkie naprężenia na łącznik z górnym stopniem rakiety. Ponadto znajduje się on pomiędzy RTG a modułami elektroniki i instrumentami naukowymi. Zmniejsza dzięki temu poziom działającego na nie promieniowania. Niewielka emisja promieniowania z RTG i jego umieszczenie za zbiornikiem paliwa zagwarantowało, ze całkowita dawka przyjmowana przez elektronikę (ze wszystkich źródeł) wyniesie 5 krad w czasie trwania misji nominalnej. Większa część tej dawki została przejęta w czasie przelotu koło Jowisza, gdy sonda znajdowała się w odległości 32 promieni Jowisza od tej planety. Pozycja zbiornika pomiędzy RTG i elektroniką pozwoliła też na wykorzystywanie odpadowego ciepła z obu źródeł do utrzymywania odpowiedniej temperatury hydrazyny z minimalnym zaangażowaniem grzejników.

[Scorus]

System napędowy sondy obejmuje 12 silników o ciągu 0.8N, 4 silniki o ciągu 4.4N, zbiornik paliwa oraz zawory. Do normalnego prowadzenia misji potrzeba tylko 8 silników, pozostałe są elementami zapasowymi. Całkowita zamiana szybkości możliwa do osiągnięcia za pomocą systemu napędowego wynosi 397 m/s. Silniki są identyczne z silnikami sond Voyager i Cassini. Zbiornik paliwa jest podzielony na dwie części. Pierwsza z nich jest sekcją wypełniioną helem używanym do podnoszenia ciśnienia w systemie. Jest ona oddzielona od sekcji paliwa poziomą przegrodą. Zbiornik jest wykonany z tytanu. Dostarcza on paliwo do silników poprzez filtr, wylot pozwalający na regulację przepływu, oraz zestaw zaworów zamykających. Te ostatnie zapobiegały przepływowi paliwa do czasu otwarcia w krótkim czasie po starcie, według komend z Ziemi. Do podnoszenia ciśnienia używany jest hel. Użycie helu zamiast azotu pozwoliło na umieszczenie w zbiorniku dodatkowego kilograma hydrazyny. Pomiary ciśnienia w zbiorniku oraz temperatur w różnych miejscach pozwalają na monitorowanie pracy systemu napędowego i określanie poziomu pozostałego paliwa.

Poszczególne silniki (Rocket Engine Assemblies - REAs) są połączone w 8 zestawów rozmieszczonych wokół sondy. Pary silników o ciągu 0.8N, w których każdy silnik wchodzi w skład innego zestawu po przeciwnych stronach sondy są zwykle uruchamiane w celu uzyskania rotacji statku wokół jednej z osi. Połączone uruchomienia silników nie są stosowane w czasie kontroli tempa rotacji wokół osi +/-X w czasie obserwacji naukowych. Wtedy pojedyncze uruchomienia są niezbędne do utrzymania tempa dryfu statku mniejszego od maksymalnego dopuszczalnego w trakcie obserwacji. Jedna z par silników o ciągu 4.4N jest zorientowana wzdłuż osi -Y. Jest używana do uzyskiwania większych zmian szybkości, głównie w trakcie korekt trajektorii. Druga para pozwala na  uzyskiwania ciągu skierowanego wzdłuż osi +Y. Silniki te są obrócone o 45 stopni w płaszczyźnie Y-Z. Dzięki temu kontakt wyrzucanych gazów z anteną HGA jest zminimalizowany. Ogranicza to jednak przydatność tych silników do manewrów. Nadal jednak jest zapewniona pełna redundancja silników 4.4N.

Każdy silnik posiada grzejnik pozwalający na nagrzanie jego katalizatora do minimalnej temperatury operacyjnej przed uruchomieniem. Każdy katalizator posiada grzejnik główny i dodatkowy. Każdy z nich pobiera 2.2 W mocy. Obwody kontrolne tych grzejników są funkcjonalnie połączone w pary, w celu zminimalizowana ilości potrzebnych przełączników. Tak więc wszystkie grzejniki silników obsługuje 16 przełączników. Zapewnia to dużą plastyczność w obsłudze systemu napędowego przy minimalnym poborze mocy. Czas trwania uruchomienia każdego silnika jest programowany bardzo precyzyjnie, co pozwala na dokładną kontrolę całkowitego impulsu generowanego podczas danego manewru. Silniki 0.8N mogą być uruchamiane na okres tak krótki jak 5 ms.

Ilość paliwa zużytego w trakcie manewrów korekcyjnych i manewrów zmiany orientacji w trakcie misji nominalnej oraz ich marginesy pozwoli na zachowanie zapasu wystarczającego na wykonanie misji rozszerzonej do jednego lub dwóch obiektów KBO we fragmencie przestrzeni dostępnym dla sondy. Tłumienie nutacji jest wykonywane zarówno pasywnie jak i aktywnie. W trakcie przeprowadzania korekt trajektorii lub w czasie gdy pojazd znajduje się w trybie pozycjonowania na Słońce wykorzystywana jest metoda pasywna. W czasie gdy pojazd znajduje się  w trybie precesji osi obrotu metoda aktywna jest używana tylko gdy kąty nutacji wzrosną do skrajnych wartości. Pod koniec manewru precesji (w czasie ostatnich kilku dziesiątych stopnia) dedykowane programowanie pokładowe uruchamia wtedy silniki. Dzięki temu precesja statku redukuje kąty nutacji, a zredukowane kąty nutacji powodują odpowiednie zorientowanie osi precesji. Ponieważ wartości częstotliwości obrotu i nutacji różnią się od siebie zakończenie manewru precesji wymaga kilku dodatkowych minut. Wartość progowa kątów nutacji wyzwalająca opisany manewr zmniejsza się wraz ze zużywaniem paliwa. W czasie trwania misji zawsze jednak będzie występowała konieczność pasywnego usuwania nutacji. Ilość paliwa potrzebnego do usuwania aktywnego jest jednak bardzo niewielka.

[Scorus]

System kontroli orientacji obejmuje zestaw sensorów nawigacyjnych, silniki systemu napędowego będące elementami wykonawczymi, oraz procesory pozycjonowania sondy jako elementy logiczne. Sensorami nawigacyjnymi są dwie bezwładnościowe jednostki pomiarowe (Inertial Measurements Unit - IMU) firmy Honeywell, dwa szperacze gwiazd (Star Trackers - ST) dostarczone przez Galileo Avionica, oraz dwa sensory Słońca (Sun Sensors - SS) firmy Adcole. Każda jednostka IMU posiada trzy przyspieszeniomierze i trzy żyroskopy. Szperacze gwiazd znajdują się na panelu bocznym, niedaleko instrumentu LORRI. Cały system pozwala na określanie pozycji osi obrotu sondy z dokładnością +/-0.027 stopnia oraz kąta fazowego obrotu z dokładnością +/-0.30 stopnia. W czasie gdy pojazd jest stabilizowany trójosiowo pozycja każdej osi jest znana z dokładnością również +/-0.027 stopnia. Algorytmy kontroli orientacji pozwalają na utrzymywanie orientacji statku z dokładnością +/-0.059 stopnia i tempa obrotu z dokładnością +/-0.0019 stopnia na sekundę.

Kontrola orientacji może być realizowana w trzech grupach trybów - trójosiowym, obrotowym aktywnym i obrotowym pasywnym. Obejmuje też cztery nominalne klasy stanu sondy - manewr korekty trajektorii, stan nominalny, stan pozycjonowania na Ziemię oraz stan pozycjonowania na Słońce. Manewr korekty trajektorii może być wykonywa w każdym z trzech trybów. Wybór konkretnego trybu zależy od wielkości zmiany szybkości, dostępności możliwości transmisji danych  w trakcie manewru i innych czynników. Stosowanie danego trybu operacyjnego zależy od aktualnej aktywności statku, czasu trwania danego trybu kontroli orientacji, potrzeby oszczędzania paliwa oraz możliwości kontroli pracy sondy z Ziemi.

W czasie startu pojazd znajdował się w trybie określanym jako pasywny obrotowy hiberncyjny (Passive Spin Hibernation - PS-H). Wykluczał on stosowanie systemu kontroli orientacji oraz minimalizował zapotrzebowanie na energię. Ponadto tryb ten jest wykorzystywany w trakcie lotu od Jowisza do Plutona, gdy sonda jest zahibernowana. Tryb pasywny obrotowy normalny (Passive Spin Normal - PS-N) również wyklucza używanie aktywnej kontroli orientacji, ale nie limituje poboru energii. Tryb ten był używany w czasie lotu z Ziemi do Jowisza. Jest też okresowo używany w dalszej części misji. Tryb aktywny rotacyjny normalny (Active Spin Normal - AS-N) jest używany w czasie gdy potrzebny jest manewr zmiany orientacji a pojazd rotuje. Pozwala on na utrzymywanie tempa obrotów na nominalnym poziomie 5 rpm lub na uzyskania nowej orientacji przestrzennej.

Tryby trójosiowej kontroli orientacji pozwala na obrót wzdłuż danej osi w celu zwrócenia pojazdu w wybranym kierunku. Pozwala on na pozycjonowanie danego instrumentu na wybrany cel albo na skowanie wybranego celu jego polem widzenia. Tryb kontroli trójosiowej normalny (3-Axis Normal - 3A-N) jest używany podczas większości obserwacji za pomocą instrumentów naukowych, w tym podczas ich pierwszego uruchomienia, testów inżynieryjnych, oraz obserwacji układu Jowisza. Tryb kontroli obrotowej podczas przelotu (3-Axis Encounter - 3A-E) jest przezaczony do zastosowania w czasie największego zbliżenia do Plutona, gdy uzyskiwanie danych ma najwyższy priorytet. Różnicą w stosunku do trybu 3A-N jest sposób w jakim pokładowy system pracy autonomicznej reaguje na krytyczne problemy, np reset procesora obróbki danych. W trybie 3A-E system autonomiczny próbuje skorygować problem i zachować aktualny stan kontroli orientacji w celu kontynuowania zbierania danych. W stanie 3A-N poważny problem powoduje natomiast przejście w jeden ze stanów bezpiecznych - pozycjonowania na Słońce lub Ziemię.

Stan bezpieczny z pozycjonowaniem na Ziemię polega na przełączeniu kontroli orientacji na tryb obrotowy aktywny ze zwróceniem na Ziemię (Active Spin Earth Acquisition - AS-EA). W trybie tym antena wysokiego zysku zostaje zwrócona na Ziemię, co pozwala na użycie awaryjnych trybów łączności w kierunku Ziemia - sonda (z szybkością 7 8125 bps) i sonda - Ziemia (z szybkością 10 bps).

Stan bezpieczny z pozycjonowaniem na Słońce jest uzyskiwany przez system pracy autonomicznej sondy w przypadku niemożliwości nawiązania łączności z Ziemią w stanie pozycjonowania na Ziemię, jako ostatnia szansa nawiązania łączności. Może to być spowodowane wadliwymi efemerydami pokładowymi (potrzebnymi do zwrócenia anteny na Ziemię), awarią szperacza gwiazd (potrzebnego do uzyskiwania układu odniesienia) itp. W trybie obrotowym aktywnym ze zwróceniem na Słońce (Actove Spin Sun Acquisition - AS-SA) system autonomiczny kieruje natnę HGA na Słońce i wysyłka sygnał radiolatarni informujący o wystąpieniu krytycznej awarii. Jest on używany w przypadku utraty wszelkich informacji na temat pozycji Ziemi. Słońce stanowi tutaj jedyny punkt w który może być wycelowana antena.

W czasie pozycjonowania danego instrumentu lub skanowania za jego pomocą wykorzystywane są silniki, pozwalające na wykonanie zadanego obrotu statku. Podczas obserwacji za pomocą instrumentów optycznych można używać dwóch głównych strategii. W pierwszej pole widzenia instrumentu jest celowane na dany obiekt a obroty statku są minimalizowane do wartości mniejszych o szerokości kątowej pojedynczego piksela. W drugiej wykonywane jest skanowanie wzdłuż osi Z w tempie pozwalającym na uzyskanie opóźnienia czasowego integracji podczas obserwacji z użyciem systemu Ralph.

[Scorus]

Podsystem zarządzania danymi i komendami (Command and Data Handling Subsystem - C&DH) pozwala na obróbkę poleceń z Ziemi, zarządzanie danymi z instrumentów naukowych i danymi inżynieryjnymi, utrzymywanie czasu oraz wykonywanie funkcji autonomicznych pozwalających na automatyczne rozwiązywanie problemów lub wprowadzanie sondy w tryb bezpieczny. Składa się on z systemów elektronicznych zlokalizowanych w dwóch redundancyjnych zintegrowanych modułach elektroniki (Integrated Electronic Modules - IEMs). Obejmuje on płytę procesora C&DH; rejestrator jednoczęściowy (Solid - State Recorder - SSR); płytkę interfejsów z instrumentami; dekoder poleceń z Ziemi zlokalizowany na płycie obsługującej transmisje odbierane z Ziemi; oraz formater na płycie obsługującej transmisje wysyłane na Ziemię. Płyty w obrębie IEM są połączone za pomocą interfejsów PCI (Peripheral Component Interconnect). Jednostki RIO (Remote Input/Output) dostarczają pomiarów temperatur i woltaży potrzebnych do monitorowania stanu pojazdu. Komunikują się z C&DH za pomocą obwodów I2C (Inter-Integrated Circuit). Obie jednostki IEM są połączone interfejsami MIL-STD-1553. Ponadto w skład C&DH wchodzi oprogramowanie wykonywane przez jego procesor. Procesor w IEM 1 jest oznaczony jako C&DH 1, a w IEM 2 - C&DH 2. Podczas normalnego działania sekcja C&DH jednego z modułów IEM jest w pełni uruchomiona i stanowi jednostkę główną, natomiast analogiczna sekcja w drugim module IEM znajduje się w trybie oczekiwania. W czasie lotu z Jowisza na Plutona ten drugi element pozostaje wyłączony. System chroniący przed błędami odbiera z jednostki aktywnej sygnał informujący o jej prawidłowym działaniu. Jest on emitowany raz na sekundę. Jeśli impuls taki nie jest odbierany przez 180 sekund, automatycznie uruchamiany jest zapasowy układ C&DH, który przejmuje następnie rolę jednostki głównej.

Komendy z Ziemi są przetwarzane przez płytę obsługującą odebrane transmisje. Dekoder komend znajdujący się na tej płycie pozwala na odbiór i wykonanie części komend bez zaangażowania procesora C&DH. Komendy takie obejmują resety procesora C&DH, przełączanie pomiędzy obiema jednostkami IMU, oraz wszystkie polecenia przełączania zasilania. Płyta dla transmisji z Ziemi przekazuje też telemetrię z Ziemi do oprogramowania C&DH. Wyodrębnia ono komendy, które są przesyłane do inny podsystemów statku albo wykonywane przez sam procesor C&DH. Komendy te są wykonywane w czasie rzeczywistym lub przechowywane do późniejszego użycia. Te ostatnie są nazywane makrami komend. Mogą one być pojedynczymi instrukcjami dla konkretnych komponentów, albo też zawierać zestawy instrukcji. Każda jednostka C&DH posiada pamięć 0.75 mb do ich przechowywania. Ponadto C&DH może wykonywać instrukcje z makr w określonym czasie, gdy czas liczony od rozpoczęcia misji osiąga zapisaną w nich wartość lub ją przekracza. Metoda taka jest używana dla wszystkich działań na pokładzie, w tym obserwacji naukowych na Jowiszu i Plutonie. Pamięć pozwala na zapisanie 512 takich komend. Oprogramowanie C&DH wykonuje też czynności systemu pracy autonomicznej.

Utrzymywanie czasu na pokładzie, polegające na skorelowaniu czasu upływającego od rozpoczęcia misji (Mission Elapsed Time - MET) z czasem uniwersalnym UTC jest istotne dla nawigacji, kontroli orientacji przestrzennej oraz zbierania danych naukowych. Oscylator ultrastabilny (Ultra-Stable Oscillator - USO) stanowi źródło impulsu emitowanego raz na sekundę, będącego podstawą czasu pokładowego. Korelacja pomiędzy czasem pokładowym a czasem na Ziemi będzie lepsza od +/- 4 sekund w czasie przelotu koło Plutona.

Połączenie C&DH z instrumentami umożliwia płyta interfejsów. Pozwala ona na przesyłanie komend i wzorca czasu (MET) z IEM do instrumentów, odbieranie i formatowanie danych z instrumentów oraz danych nagłówkowych generowanych przez IEM, przesyłanie pokładowych znaczników czasu do instrumentów; oraz obróbkę i przesyłanie analogowych pomiarów woltaży (danych z RIO przesyłanych za pośrednictwem łącz I2C). Każdy z dwóch IEM posiada niezależne interfejsy, które natomiast łączą się z również podwojonymi systemami elektronicznymi instrumentów. Zapewnia to wysoki poziom niezawodności.

Rejestrator SSR charakteryzuje się pojemnością 64 gigabitów. Pamięć ta jest podzielona na 16 segmentów dopowiadających 16 fizycznym kością pamięci zainstalowanym na karcie SSR. Surowe dane z instrumentów mogą być przesyłane do pamięci z szybkością do 13 mbps. Po wypełnieniu jednego segmentu rejestrator przełącza się na zapisywanie danych w następnym segmencie. Następnie surowe dane są odczytywane, poddawane kompresji, formatowania do standardu CCSDS (Consultative Committee for Space Data Systems) i zapisywane ponownie w celu późniejszego przesłania na Ziemię. Kasowanie jest wykonywane w obrębie jednego segmentu, gdy wszystkie zawarte w nim dane zostaną przesłane na Ziemię albo odczytane, skompresowane i zapisane w innym segmencie. Po skasowaniu segment jest gotowy do zapisania nowych danych. Oprogramowanie C&DH zapewnia kilka mechanizmów kontrolujących transmisję i zapisywanie danych w obrębie rejestratora. W rejestratorze zastosowano podział danych na różne typy pozwalający na ich kontrolowanie. Łącznie istnieje 51 rodzajów danych, w tym surowe dane naukowe z instrumentów przesyłających je  z wysoką szybkością, skompresowane dane naukowe, dane naukowe z instrumentów przesyłających je z niskimi szybkościami, oraz dane inżynieryjne. Każdy poziom kompresji definiuje inny typ danych. System zakładek realizowany przez programowanie C&DH pozwala na dostęp do danych związanych z konkretnymi działaniami na pokładzie. Zakładki są otwierane przy starcie danego działania i zamykane po jego zakończeniu. Uwzględniają też rodzaj danych. Są one substytutem używania MET do wyboru danych przeznaczonych do transmisji lub kompresji. Możliwe jest ustalenie priorytetów w transmisji poszczególnych rodzajów danych. Oprogramowanie pojazdu obsługuje zarówno kompresję stratną jak i bezstratną. Ponadto istnieje opcja odczytu surowych danych z SSR, formatowania ich do postaci pakietów CCSDS i ponownego zapisywania bez kompresji. Kompresja bezstratna może być połączona z uzyskiwaniem subklatek. Można wykonać sekwencję do 8 subklatek a następnie poddać je kompresji. Dla sensora LEISA instrumentu Ralph zastosowano specjalną metodę uzyskiwania subklatek, tzw Dark-Sky Editing. Każdy obraz z LEISA zawiera jeden wymiar przestrzenny (X) i jeden spektralny (Y). Obserwacje są wykonywane przy orientacji statku kosmicznego pozwalającej na obrót w ten sposób, że obraz obserwowanego obiektu przesuwa się w płaszczyźnie ogniskowej w tempie jednego piksela w wymiarze przestrzennym na klatkę. Dla każdej klatki wykonywana jest subklatka zestawu pikseli który z największym prawdopodobieństwem zawiera obraz obserwowanego obiektu i tylko ona jest zapisywana w SSR. Pojedyncza subklatka "spaceruje" w sekwencji obrazów z LEISA. Kierunek przesuwania z obrazu do obrazu i szybkość przesuwania pikseli pomiędzy obrazami mogą być zaprogramowane, podobnie jak wielkość subklatki.

[Scorus]

System komunikacyjny pozwala na przesyłanie danych na Ziemię i ich odbiór z Ziemi, wykonywanie pomiarów nawigacyjnych oraz przeprowadzanie eksperymentu radiowego REX. Łączność ze stacjami DSN jest możliwa zarówno w trybach obrotowej kontroli orientacji jak i w trybach kontroli trójosiowej. System ten obejmuje układ anten, sieć przełączającą transmisje radiowe, łącznik hybrydowy, dwa redundancyjne wzmacniacze (Traveling Wave Tube Amplifiers - TWTAs), dwa redundancyjne oscylatory ultrastabilne USO, oraz karty elektroniki obsługujące transmisje odbierane i wysyłane zlokalizowane w dwóch redundancyjnych modułach IEM.

W skład zestawu anten wchodzi pojedyncza antena wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA), pojedyncza antena średniego zysku (Medium Gain Antenna - MGA), oraz dwie anteny niskiego zysku (Medium Gain Antenna - MGA). W dolnej części pojazdu znajduje się pierwsza antena LGA, skierowana wzdłuż osi -Y. Posiada ona pokrycie półseryczne. Układ anten znajdują się w górnej części statku (skierowany wzdłuż osi +Y) obejmuje paraboliczną antenę HGA o średnicy 2.1 metra, paraboliczną antenę LGA o średnicy 30 cm umieszczoną przy zwierciadle wtórnym HGA, oraz drugą półsferyczną antenę LGA. HGA jest podwójnym reflektorem. Pozwala na transmisję danych z minimalną szybkością 600 bps w odległości 36 AU od Ziemi.  Maksymalna szybkość transmisji w tej odległości wynosi 1 200 bps, a podczas przelotu koło Jowisza - 38 kbps. HGA zapewnia zysk lepszy od 42 dBic przy kątach pomiędzy osią +Y i Ziemią w granicach 0.3 stopnia. Antena ta pracuje w paśmie X. Antena MGA zapewnia łączność w szerszym zakresie kątów pomiędzy osią +Y i Ziemią (do 4 stopni) oraz odbiór komend przy odległościach od Ziemi do 50 AU. Pozwala na transmisję z szybkością do 7.8 bps z odległości 50 AU. Dwie anteny LGA posiadają pola widzenia o szerokości +/-40 stopni. Pozwalały na łączność we wszystkich orientacjach przestrzennych statku na początku misji. Zapewniały łączność dwukierunkową w odległości do 1 AU od Ziemi. Ponadto były przeznaczone do użycia w czasie nagłych problemów w czasie lotu do Jowisza, do odległości 3 AU. W większych odległościach użyteczne pozostają tylko MGA i HGA.

Płyta elektroniki obsługująca transmisje odbierane  z Ziemi zapewnia zdolność odbioru komend oraz przeprowadzania konwersji sygnału dla eksperymentu REX. Odbiornik komend wykorzystuje architekturę odbiornika cyfrowego, co znacznie redukuje pobór mocy. Wcześniejsze odbiorniki zużywały około 12 W mocy, natomiast cyfrowy odbiornik New Horizons zużywa tylko 4 W. Ponieważ normalnie włączone są oba odbiorniki oszczędność wynosi 16 W. Jest to istotne ponieważ budżet mocy dla całej sondy to tylko około 200 W. Ponadto karta ta zapewnia też dekodowanie komend, demodulację sygnału używanego do nawigacyjnych pomiarów odległości do sondy, oraz demodulację sygnału śledzenia nawigacyjnego w paśmie X. Pomiary szybkości sondy na podstawie przesunięć dopplerowskich do celów nawigacyjnych charakteryzują się dokładnością lepszą od 0.1 mm/s w czasie całej misji. Pomiary odległości polegają na przesyłaniu modulowanego sygnału radiowego ze stacji DSN do sondy, gdzie jest on odbierany przez odbiornik szerokopasmowy i retransmitowany do stacji DSN. Tam sygnał jest obrabiany w celu precyzyjnego pomiary czasu jego przelotu w obu kierunkach i tym samym odległości pomiędzy Ziemią i sondą. Głównym źródłem błędu jest tutaj szum w sygnale odbieranym na sondzie. New Horizons posiada regenerowalny obwód pomiarów odległości (Regenerative Ranging Circuit - RRC) pozwalający na jego ograniczenie i zwiększenie dokładności pomiarów. Wykorzystywana jest w nim pętla stabilizująca opóźnienie (Delay-Locked Loop - DLL). Generuje ona pokładową replikę odebranego sygnału i dopasowuje sygnał pokładowy do sygnału odebranego z Ziemi w czasie. Dzięki temu sygnał retransmitowany na Ziemię jest wolny od szerokopasmowego szumu w sygnale odebranym z Ziemi, co znacznie redukuje poziom błędu pierwszego rzędu w pomiarach odległości. Dzięki temu odległości do sondy może być wyznaczona z dokładnością lepszą od 10 m w zakresie odległości od 1 do 50 AU od Ziemi. Technika ta została opracowana przez APL.

Oscylator ultrastabilny USO jest krytycznym elementem systemu komunikacyjnego, dostarczającego częstotliwości odniesienia (30 MHz) dla łącza sonda - Ziemia, Ziemia - sonda oraz eksperymentu REX. Został on opracowany przez APL na bazie doświadczeń zebranych na przestrzeni 30 lat podczas realizacji misji Mars Observer, Cassini, GRACE (Gravity Recovery and Climate Experiment) i Gravity Probe B. Sonda posiada dwa urządzenia tego typu. Każde z nich jest oscylatorem krystalicznym (Ovenized Crystal Oscillator - OCO). Stabilność sygnału w krótkim czasie, 1 s i 10 s wynosi odpowiednio 3 x 10^-13 i 2 x 10^-13, co jest istotne dla eksperymentu REX.

Płyta elektroniki obsługującej transmisje wysyłane na Ziemię jest pobudzana przez TWTA a następnie koduje dane z C&DH do postaci bloków CCSDS. Ponadto oblicza i wprowadza do transmisji sygnały nawigacyjne używane do śledzenia dopplerowskiego. Ponadto służy do wysyłania sygnałów radiolatarni okresowo określających stan sondy w czasie hibernacji. Układy TWTA wzmacniają sygnał przeznaczony do wysłania na Ziemię. Łącznik hybrydowy łączy wyjście TWTA pobudzające transmisję oraz wejście RF TWTA. Pozwala to na przyłączenie obu TWTA do obu płyt transmisji sonda - Ziemia. Sygnał wyjściowy z TWTA jest następnie przenoszony do anteny przez przełącznik RF. Siec przełączająca transmisje umożliwia na jednoczesną transie przez HGA sygnałów z obu TWTA, jeśli pozwala na to poziom zasilania. Wtedy też jeden z sygnałów jest spolaryzowany kołowo prawo a drugi - kołowo lewo. DSN może odbierać oba sygnały i łączyć je w celu poprawienia współczynnika sygnału do szumu i tym samym zwiększenia szybkości transmisji danych 1.9 razy w stosunku do użycia pojedynczego TWTA. System transmisji danych pozwoli na przesłanie całego zestawu danych z przelotu koło Plutona (5 gigabitów po kompresji) teoretycznie w czasie 178 dni, jeśli dostępne będzie codzienne okno komunikacyjne trwające 8 godzin na antenach DNS o średnicy 70 metrów. Jeśli poziom zasilania pozwoli na używanie dwóch wzmacniaczy okres ten teoretycznie może zostać skrócony do około 88 dni.

[Scorus]

W skład systemu zasilania wchodzi generator radioizotopowy zaprojektowany dla różnorodnych misji (General Purpose Heat Source Radioisotope Thermoelectric Generator - GPHS-RTG); regulator przepływu (Shunt Regulator Unit - SRU); jednostka dystrybucji zasilania (Power Distribution Unit - PDU); oraz jednostka diod systemu napędowego (Propulsion Diode Box - PDB). Pojazd nie posiada baterii.

Generator RTG został dostarczony przez Departament Energii USA (U.S. Department of Energy), w jego przygotowaniu brała też udział firma Lockheed Martin. Jest najnowszym generatorem z serii RTG o podobnej konstrukcji stosowanych od końca lat 80-tych. Jest on prawie identyczny z generatorami sondy Cassini, różni się od nich głównie parametrami paliwa. Dostarczy on około 200 W mocy (najprawdopodobniej 202 W) podczas spotkania z Plutonem w 2015 roku (po starcie dostarczał 240 W). Moc generatora spada o około 3.5 wata na rok. Generator przetwarza na elektryczność ciepło powstające podczas rozpadu promieniotwórczego plutonu-238 w postaci tlenku plutonu (PuO2). Do konwersji ciepła na elektryczność służą obwody termoelektryczne SiGe. Zapas tlenku plutonu to około 11 kg. Jest on złożony z 72 indywidualnych kul PuO2. Każda kula jest zamknięta w okładzinie z irydu. Są one połączone po cztery w moduły paliwowe. Generator zawiera łącznie 18 takich modułów.

SRU stanowi interfejs przesyłu energii z RTG. Reguluje on napięcie w sieli elektrycznej pojazdu na 30 V. Nadmiarowy woltaż z RTG przesyła do zewnętrznych elementów usuwających napięcie lub do wewnętrznych grzejników elektrycznych gdy jest to potrzebne. Ponadto zawiera też kondensator 33.6 mF pozwalający na krótkotrwałe gromadzenie ładunku używanego np. podczas wyrównywania skoków energii produkowane przez RTG  czy podczas nagłych problemów w systemie zasilania. Dodatkową ochronę przed skokami napięcia z RTG zapewniają szybkie bezpieczniki elektroniczne.

Jednostka PDU zawiera jednoczęściowe przełączniki zasilania oraz elementy monitorujące sieć elektryczną. Są one w pełni redundancyjne. Ponadto pozwala na sprzętową ochronę przed błędami. Jest ona połączona z modułami IEM poprzez redundancyjne interfejsy 1553 z redundancyjnymi łączami seryjnymi UART (Universal Asynchronous Receiver/Transmitter) pozwalającymi na przesyłanie krytycznych komend i danych telemetrycznych. Ponadto PDU zawiera przekaźniki danych na temat konfiguracji statku, interfejsy z sensorami Słońca oraz elementy mierzące napięcia, woltaże i temperatury w systemie zasilania. Przekaźniki konfiguracji pozwalają na nieulotne gromadzenie informacji na temat aktualnej konfiguracji statku. Są używane przez system zabezpieczający przed błędami w przypadku wystąpienia konkretnych anomalii, np. przejściowej utraty zasilania lub automatycznego przełączenia na zapasową jednostkę C&DH. Gwarantują zachowanie krytycznych informacji na pokładzie.

Jednostka PDB jest interfejsem zasilania pomiędzy PDU a silnikami systemu napędowego, zaworami zamykającymi i grzejnikami katalizatorów silników.

Pobór mocy zależy od działań wykonywanych przez statek. Jest on najmniejszy w czasie lotu międzyplanetarnego, gdy większość instrumentów i część systemów (np. transmiter i IMU) są wyłączone. Po przelocie koło Plutona dane będą transmitowane  w trybie stabilizacji obrotowej. Normalnie pracować będzie tylko jeden wzmacniacz TWTA. Zastawanie drugiego wzmacniacza w celu zwiększenia szybkości transmisji danych będzie wymagało zastosowania trybu pasywnej stabilizacji obrotowej. W trybie tym część elementów (np grzejniki katalizatorów silników) może zostać wyłączonych, dostarczając dodatkowych 31W mocy dla systemu komunikacyjnego. W czasie obserwacji naukowych, gdy statek jest stabilizowany trójosiowo normalnie w danej chwili używany jest tylko jeden instrument wykonujący konkretną obserwację, co ogranicza pobór mocy. W obu trybach bezpiecznych (pozycjonowania na Ziemię i na Słońce) grzejniki katalizatorów muszą być włączone, co zwiększa pobór mocy.

[Scorus]

Sonda posiada autonomiczny system chroniący przed błędami wykorzystujący podwojenie systemów. W przypadku wykrycia anomalii dany elementem jest automatycznie przełączany na zapasowy. Zwiększa do szanse na wykonanie starannie zaplanowanych obserwacji w odpowiednim czasie podczas przelotu koło Plutona. Szereg tych funkcji jest związanych z PDU. Monitoruje on przesył danych w obrębie C&DH i automatycznie przełącza pojazd na zapasową jednostkę C&DH, gdy wykryje zaprzestanie normalnej pracy procesora C&DH dla konkretnego systemu który kontroluje. Większość innych funkcji wykonuje oprogramowanie wykonywane przez procesor C&DH, będące nadrzędnym składnikiem systemu autonomii pojazdu. Analizuje ono dane telemetryczne w czasie rzeczywistym. Na tej podstawie może wykonać jedno lub kilka działań, takich jak: wykonanie serii komend korygujących wykrytą anomalię; wysłanie na Ziemię sygnału radiolatarni informującej o konieczności podjęcia działań przez kontrolerów; lub wprowadzenie statku w jeden z dwóch trybów bezpiecznych w przypadku wystąpienia krytycznej awarii.

[Scorus]

System kontroli temperatury pozwala na zbalansowanie utraty ciepła przez izolację, otwory wejściowe instrumentów i silniki oraz emisji ciepła przez RTG i system elektryczny w celu zachowania odpowiedniej temperatury wewnętrznej statku. Do konstrukcji pojazdu nie przenika nadmiar ciepła z RTG dzięki zastosowaniu koło niego osłony przeciwcieplnej. Konstrukcja statku stanowi rodzaj termosu. W czasie misji temperatura we wnętrzu statku wahał się w granicach od +40°C (po starcie, gdy górny panel sondy był zwrócony w stronę Słońca w odległości 1AU) od około +20°C. Wszystkie elementy systemu napędowego, w tym moduły silników są termicznie połączone z korpusem statku i utrzymywane w cieple dzięki kontaktowi z ciepłymi powierzchniami jego struktury. Temperatura instrumentów jest kontrolowana dzięki przewodzeniu ciepła ze struktury statku. Tylko HGA i szperacze gwiazd są termicznie izolowane od korpusu statku. Zewnętrze powierzchnie pojazdu są pokryte izolacją wielowarstwową. Do nagrzewania jego wnętrza używane jest odpadowe ciepło z elektroniki oraz około 15 W odpadowego ciepła z RTG. W początkowej fazie misji usuwanie nadmiaru ciepła z wnętrza było wykonywane poprzez otrawcie żaluzji, gdy temperatura wewnętrzna przekraczała +25°C. Zapobiegało to przegrzaniu komponentów wewnętrznych. Okresy takie występowały gdy duża emisja ciepła z elektroniki następowała w czasie gdy orientacja przestrzenna pojazdu powodowała przyjmowanie dużych ilości ciepła ze Słońca. Żaluzje znajdują się w czterech zestawach na dolnym panelu sondy. Sonda posiada też grzejniki elektryczne. Są one kontrolowane nie przez pomiary temperatur, ale przez pomiary całkowitego poziomu mocy używanej przez systemy pojazdu. Pozwala na to konfiguracja termosu, w której większość ciepła we wnętrzu pojazdu pochodzi z odpadowej emisji elektroniki. Połączenie funkcji kontroli temperatury i zasilania uprościło konstrukcję całego systemu. Oprogramowanie kontrolujące grzejniki monitoruje całkowity poziom mocy rozpraszanej w postaci ciepła w systemach sondy poprzez dodawanie mocy poszczególnych włączonych w danym czasie systemów i włącza lub wyłącza odpowiedniej grzejniki w celu zachowania go na zaprogramowanym poziomie. W centralnej części pojazdu umieszczono grzejniki o mocach 2.5 W, 5 W, 10 W i 20 W. Ich rozmieszczenie jest mniej istotne od całkowitej mocy dostarczanego ciepła. Ponieważ niektóre systemy, takie jak TWTA i katalizatory silników nie rozpraszają całego ciepła do wnętra sondy, oprogramowanie kontrolujące grzejniki uwzględnia tylko część produkowanego przez nie ciepła. Ponadto pojazd posiada dwa radiatory umieszczone na panelu dolnym, dwa osobne radiatory dla systemu komunikacyjnego na panelu górnym, oraz radiator dla instrumentu LORRI na panelu dolnym. Nie posiadają one rur odprowadzających ciepło, działają na zasadzie przewodnictwa cieplnego.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
W skład instrumentów naukowych pojazdu wchodzą:
- system obrazujący w zakresie światła widzialnego i podczerwieni Ralph (nazwa pochodzi od postaci z serialu komediowego The Honeymooners z lat 50-tych);
- spektrometr ultrafioletu Alice (nazwa pochodzi od postaci z The Honeymooners);
-  system obrazujący dalekiego zasięgu (Long Range Reconnaisance Imager - LORRI);
- instrument do badań wiatru słonecznego wokół Plutona (Solar Wind Around Pluto - SWAP);
- spektrometr cząstek energetycznych występujących w okolicach Plutona (Pluto Energetic Particle Spectrometer Investigation - PEPSSI);
- studencki licznik pyłu (Student Dust Counter - SDC).

Ponadto sonda wykona eksperyment radiowy (Radio Exploration Experiment - REX). Całkowita masa instrumentów naukowych wynosi 31 kg, a ich pobór mocy - 21W.

Na sondzie umieszczono też amerykańską flagę, płytę CD z 434 738 nazwiskami osób którzy wpisali się w Internecie, fragment pojazdu SpaceShipOne oraz pojemnik z prochami odkrywcy Plutona, Clyde Tombaugha.

[Scorus]

Ralph
System obrazujący w zakresie światła widzialnego i podczerwieni Ralph jest głównym systemem obrazującym sondy New Horizons, pozwalającym też na spektrometrię obrazującą. Do celów instrumentu w obszarze obrazowania w świetle widzialnym należą: wykonanie monochromatycznych map Plutona i Charona obejmujących całe półkule z maksymalną rozdzielczością 0.5 km na piksel; wykonanie map multispektralnych w 4 zakresach obejmujących całe półkule Plutona i Charona z rozdzielczością lepszą od 5 km na piksel; wykonanie poszukiwań i ewentualne zmapowanie występowania mgieł w atmosferze Plutona z rozdzielczością pionową <5 km; wykonanie monochromatycznych mozaik wysokiej rozdzielczości obejmujących obszar w okolicach terminatora; wykonanie obserwacji Plutona, Charona oraz księżyców Nix i Hydra w szerokim zakresie kątów fazowych; uzyskanie obrazów stereoskopowych Plutona i Charona; uściślenie parametrów orbit oraz promieni i objętości Plutona i Charona; wykonanie poszukiwań pierścieni pyłowych; oraz wykonanie poszukiwań nieznanych księżyców. Do celów obserwacji w podczerwieni zaliczają się: wykonanie map spektralnych całych półkul Plutona i Charona z rozdzielczością lepszą od 10 km na piksel; zmapowanie występowania N2, CO i CH4 na całych półkulach z rozdzielczością lepszą od 10 km na piksel; wykonanie mapowania temperatur powierzchni Plutona i Charona na podstawie albedo w zakresie linii lodów H2O, CH4 i N2; oraz wykonanie map spektralnych Plutona i Charona przy różnych kątach fazowych. Dla nowo odkrytych księżyców Nix i Hydra możliwe będzie uzyskanie zarówno obrazów monochromatycznych i multispektralnych jak i obserwacji w podczerwieni.

Instrument pozwoli na scharakteryzowanie geologii, geomorfologii, właściwości albedo i składu chemicznego powierzchni Plutona, Charona i innych jego księżyców; określenie topografii tych ciał, scharakteryzowanie atmosfery oraz uściślenie ich parametrów fizycznych. Obrazowanie multispektralne pozwoli na scharakteryzowanie typów struktur występujących powierzchni, określenie historii kraterowania, oszacowanie zmienności przestrzennej powierzchni, oraz na określenie wpływu sezonowego transportu substancji lotnych na wygładzanie reliefu powierzchni. W ten sposób zrewolucjonizuje poglądy na temat pochodzenia i ewolucji układu Pluton - Charon. Mapowanie w podczerwieni w połączeniu z obrazowaniem multispektralnym pozwoli na określenie rozmieszczenia powierzchni głównych substancji (CH4, N2 i CO), wykonanie poszukiwań obszarów pokrytych czystymi lodami tych związków oraz zawierających ich mieszaniny, określenie efektów sezonowego transportu substancji lotnych, wykonanie poszukiwań bardziej złożonych związków chemicznych w obrębie wybranych fragmentów powierzchni, oraz wyszukanie związków pomiędzy budową geologiczną a składem chemicznym różnych obszarów. Znacznie zwiększy to poziom zrozumienia procesów fizycznych i chemicznych zachodzących na obiektach lodowych oraz procesów zachodzących w zewnętrznej części Układu Słonecznego w okresie jego formowania się. Obok badań powierzchni obserwacje kraterów lub odsłonięć innego typu dadzą wgląd w budowę skorupy.

Instrument Ralph został umieszczony na jednej ze ścian bocznych sondy New Horizons, koło instrumentu Alice. Urządzenie zostało zaprojektowane w 1993 r na potrzeby misji PFF (Pluto Fast Flyby) w ramach programu NASA Advanced Technology Insertion (ATI). W tym czasie wchodziło w skład pakietu HIPPS (Highly Integrated Pluto Payload System) wraz ze spektrometrem Alice. W czasie planowania misji New Horizons HIPPS został przekształcony w pakiet PERSI (Pluto Exploration Remote Sensing Instrument). Następnie Ralph został przekształcony w osobny instrument. Pozwoliło to osobne zoptymalizowane optyki obu urządzeń dla zakresu ultrafioletu oraz podczerwieni i światła widzialnego. Zmniejszyło też zanieczyszczenie ścieżki optycznej Alice.

W skład instrumentu funkcjonalnie wchodzą dwa kanały: multispektralna kamera obrazująca światła widzialnego (Multispectral Visible Imaging Camera - MVIC); oraz macierz do obrazowania spektralnego z etalonem liniowym (Linear Etalon Imaging Spectral Array - LEISA). Światło do obu podzespołów jest dostarczane przez pojedynczy teleskop. System uzupełnia zestaw elektroniki. Instrumenty oparte na koncepcji LEISA zostały wcześniej zastosowane na satelitach do testów inżynieryjnych i badań Ziemi - Lewis i EO-1 (Earth Observing Mission 1). Lewis wszedł w atmosferę zanim jego instrumenty rozpoczęły zbieranie danych, ale instrument LAC (LEISA Atmospheric Corrector) na EO-1 dostarczyła użytecznych danych. MVIC został zastosowany po raz pierwszy.

Fizycznie urządzenie składa się z dwóch pakietów - układu teleskopu i detektorów (Telescope and Detector Assembly - TDA) i jednostki elektroniki (Electronics Box - EB). Oba elementy są połączone w jedną jednostkę. TDA zawiera teleskop, przegrodę, płaszczyzny ogniskowej MVIC i LEISA, dwustopniowy bierny radiator chłodzący układy płaszczyzn ogniskowej oraz układ oświetlający detektory światłem słonecznym (Solar Illumination Assembly - SIA) służący do uzyskiwania flatfieldów. Otwór wejściowy teleskopu był choriony jednorazowo otwieraną klapa chroniącą przed zanieczyszczeniami w czasie prac naziemnych i startu oraz intensywnym promieniowaniem słonecznym na początku misji. Została otwarta gdy pojazd znajdował się w odległości 2.3 AU od Słońca. Ponownie nie może być zamknięta. TDA jest przymocowany do powierzchni statku za pomocą tytanowych łączników. Jego temperatura w czasie lotu wynosi ok. 220 K. Jednostka elektroniki EB znajduje się pod TDA i jest bezpośrednio przymocowana do powierzchni statku. Jej temperatura w czasie misji wynosi ok. 290 K. Niska temperatura TDA minimalizuje przenoszenie ciepła do płaszczyzn ogniskowej na drodze przewodnictwa i promieniowania. Pozwala to na zminimalizowanie szumu tła w części zakresu spektralnego LEISA przy falach dłuższych. Stopień wewnętrzny radiatora chodzi detektor LEISA do temperatury niższej od 130 K. Zewnętrzny pierścień radiatora pozwala na ochłodzenie detektorów MVIC do 175 K oraz na zmniejszenie temperatury osłony LEISA do 190 K. System Ralph jest bardzo wrażliwy - może pracować przy poziomach oświetlenia 1 000 razy mniejszych niż oświetlenie słoneczne na Ziemi i 400 razy mniejszymi niż na Marsie. Masa instrumentu wynosi 10.67 kg a średni pobór mocy - 6.74 W( szczytowy 7.1 W).

[Scorus]

Światło do obu kanałów jest wprowadzane przez anastygmatyczny teleskop pozaosiowy. Jest on zbudowany z trzech zwierciadeł. Wszystkie jego elementy, w tym zwierciadła wykonano ze stopu aluminium 6061-T6. Jego struktura mechaniczna (w tym elementy podpierające optykę), za wyjątkiem otwieranej pokrywy ochronnej została wykonana z pojedynczego bloku aluminium. Dzięki temu cały zestaw jest lekki i nie wrażliwy na zmiany objętości pod wpływem zmian temperatury. Otwór wejściowy ma średnicę 75 mm. Został wyposażony w przegrodę usuwającą zabłąkane światło. Zapewniło to wysoką czułość niezbędną do fotografowania Plutona przy minimalnej masie i wielkości instrumentu. Pole widzenia teleskopu ma wymiary 5.7 x 1.0 stopnia. Jest rzutowane na płaszczyzny ogniskowych obu kanałów. Efektywna długość ogniskowej wynosi 657.5 mm, f /8.7 co pozwoliło na osiągnięcie dobrego kompromisu pomiędzy przepustowością fotometryczną a stabilnością ustawienia elementów instrumentu względem siebie. Asferyczne zwierciadła zostały oszlifowane diamentowo. Stopień nierówności ich powierzchni wynosi 6.0 nm. Światło rozproszone wewnątrz instrumentu zostało wyeliminowane poprzez zastosowanie przegród pomiędzy zwierciadłem wtórnym i trzeciorzędowym oraz blokady Lyota za otworem wyjściowym za zwierciadłem trzeciorzędowym. Dychromiczny rozdzielacz wiązek przepuszcza światło z teleskopu o długości fali większej od 1.1 μm dzięki czemu trafia ono na płaszczyznę ogniskowej kanału LEISA. Krótsze długości fal są natomiast odbijane na płaszczyznę ogniskowej kanału MVIC.

[Scorus]

Płaszczyzna ogniskowej kanału MVIC jest złożona z 7 niezależnych detektorów CCD znajdujących się na wspólnym substracie. Zostały one wykonane na zamówienie przez firmę E2V Corp z Chelmsford w Anglii. Znajdują się na powierzchni pozwalającej na odprowadzanie ciepła, pod układem filtrów. Dwa detektory o całkowitym rozmiarze 5024 x 32 piksele (powierzchnia aktywna na wymiary 5000 x 32 piksele) pracują w trybie opóźnienia integracji w czasie (Time Delay Integration - TDI) wytwarzając obrazy monochromatyczne  w zakresie 400 - 975 nm. 4 dalsze, identyczne detektory o wymiarach 5024 x 32 piksele, również pracujące w trybie TDI zostały wyposażone w filtry spektralne. Pozwala to na uzyskiwanie obrazów w 4 zakresach spektralnych - w obszarze światła niebieskiego (400 - 550 nm), czerwonego (540 - 700 nm), bliskiej podczerwieni (780 - 975 nm) oraz pasma absorpcyjnego metanu (860 - 910 nm).

Filtry tworzą pojedynczy 5-segmentowy element położony w odległości 700 mikronów od płaszczyzny detektorów. Zostały dostarczone przez firmę Barr Associates z Chelmsford w Maryland. 4 segmenty filtra pozwalają na obrazowanie mutispelktarlne. Segment piąty jest filtrem czystym i pokrywa detektory monochromatyczne.

W czasie obrazowania starek kosmiczny wykonuje skanowanie polem widzenia wzdłuż powierzchni. Tryb TDI polega na synchronizacji tempa transferu ładunku z każdego detektora CCD (zachodzącego równolegle we wszystkich detektorach) z relatywnym ruchem obrazu na płaszczyźnie detektora. Każda linijka obrazu jest odczytywany w czasie w którym obraz przesuwa się o jeden piksel na detektorze. Pozwala to na wydłużenie czasu naświetlania, bez konieczności utrzymywania fotografowanego obiektu w tym samym miejscu pola widzenia kamery. Tak więc obraz zarejestrowany przez linię nr 1 jest przenoszone do linii nr 2 a w tym samym momencie fotografowany cel przesuwa się o tyle, że obraz wcześniej oświetlający linię nr 1 teraz oświetla linię nr 2. Efektywny czas integracji jest dzięki temu większy 32 razy od czasu transferu każdej linijki. Pozwala to na zwiększenie współczynnika sygnału do szumu i skrócenie czasu uzyskiwania obrazu. Skanowanie takie pozwala na uzyskanie obrazu o bardzo dużym formacie gdy statek kosmiczny powoli przesuwa pole widzenia instrumentu wzdłuż obserwowanej powierzchni. Nie wymaga to wielokrotnego pozycjonowana pojazdu, co jest konieczne podczas uzyskiwania mozaik klasycznych obrazów typu klatka. Typowe tempo skanowania wynosi 1600 μrad/s dla detektorów monochromatycznych i 1000 μrad/s dla detektorów pasm spektralnych. Odpowiada to czasom integracji odpowiednio 0.4 i 0.6 s.

Detektory monochromatyczne pozwolą na uzyskanie obrazów powierzchni Plutona i Charona o rozdzielczości 1 km na piksel lub lepszej. Statyczne pole widzenia każdego detektora trybu TDI ma wymiary 5.7 x 0.037 stopnia. Linijka obrazu składa się z 5000 pikseli, co pozwala na uzyskanie obrazu całej półkuli Plutona (o średnicy 2300 km) w czasie jednego skanu. Wymaga to linijki o długości 4600 pikseli. 400 dodatkowych pikseli pozwala na skompensowanie niedokładności w pozycjonowaniu statku oraz dryfu w trakcie skanowania. Ponadto w każdym detektorze zastosowano 24 zasłonięte piksele (12 na każdym końcu detektora) będące pikselami odniesienia. Rozdzielczość kątowa w przypadku każdego detektora wynosi 20 x 20 μrad. Pojedynczy piksel ma fizyczne wymiary 13 x 13 μm.

MVIC posiada ponadto dodatkowy klasyczny detektor CCD typu klatka - transfer o wymiarach całkowitych 5024 x 264 pikseli umieszczony na osobnym substracie, pod czystym segmentem układu filtrów. Pozwala on na wykonywanie obrazów monochromatycznych. Jego głównym zadaniem jest dostarczenie danych używanych do nawigacji optycznej. Umożliwia on rejestrowanie gwiazd o jasności do 10 mag ze współczynnikiem sygnału do szumu rzędu 7 przy ekspozycji trwającej 0.25 s. Powierzchnia aktywna ma wymiary 5024 x 128 pikseli. Pozostała część w wymiarach 5024 x 136 pikseli służy do przechowywania obrazu. Dodatkowe 9 linijek w powierzchni aktywnej pozwala na zredukowanie pułapkowania ładunku. Ponadto podobnie jak w detektora TDI zastosowano 24 zasłonięte piksele odniesienia. Pole widzenia tego detektora ma wymiary 5.7 x 0.15 stopnia.

[Scorus]

Kanał LEISA pozwala na obrazowanie spektralne w zakresie podczerwieni krótkofalowej (Short Wave Infrared - SWIR) 1.25 - 2.5 nm, istotnym dla mapowania składu chemicznego powierzchni. Pole widzenia ma wymiary 0.9 x 0.9 stopnia. Dostarcza on obrazu obserwowanego obiektu poprzez etalon będący filtrem w którym przepuszczana długość fali zmienia się wzdłuż długiego wymiaru (Linear Variable Filter - LVF). Jest on umieszczony na nośniku zainstalowanym w odległości 100 μm od detektora. Sam detektor ma postać powierzchni czułej na podczerwień PICNIC wykonanej z HgCdTe. 

Detektor został dostarczony prze firmę Rockwell Scientific Corporation (obecnie Teledyne) z Camarillo w Kalifornii.  Ma on wymiary 256 x 256 pikseli. Pojedynczy piksel ma wymiary 40 x 40 μm, co kątowo odpowiada 60.83 x 60.83 μrad. Zastosowany detektor jest oparty na detektorze kamery NICMOS (Near Infrared Camera and Multi-Object Spectrometer) Telskopu Hubblea. W stosunku do standardowych detektorów PICNIC zastosowano modyfikacje. Warstwa HgCdTe została wytworzona na substracie CdTe z zastosowaniem techniki MBE (Molecular Beam Epitaxy). Pozwoliło to na uzyskanie niskiego poziomu prądu ciemnego. Detektor taki został przyłączony do standardowego multipleksera PICNIC, a zestaw ten został umieszczony na podkładzie z molibdenu. Montaż taki ograniczył naprężenia mechaniczne powstające podczas ochładzania detektora do temperatury operacyjnej za pomocą radioatora. Zestaw może pozostawać w dobrym stanie przez co najmniej 1000 cykli ochładzania. Interfejs elektryczny z detektorem jest utworzony przez dwa kable taśmowe i wielowarstwową płytę elektroniki zbudowaną jako pojedynczy element.

Filtr LVS został dostarczony przez JDSU Uniphase/Optical Coating Laboratories Inc. z Santa Rosa w Kalifornii. Przepuszcza różne długości fali, zmieniające się wzdłuż jednego kierunku będącego kierunkiem skanowania. Sprawia on, że każda kolumna detektora jest czuła tylko na wąski zakres długości fal. Filtr ten działa więc jak zestaw 256 filtrów wąskopasmowych. Obraz spektralny jest wytwarzany poprzez skanowanie pola widzenia wzdłuż powierzchni w trybie Pushbroom. Umożliwia to obrót statku kosmicznego względem obrazowanej powierzchni. Częstotliwość odczytywania klatki jest zsynchronizowana z tempem skanowania tak, że klatka jest odczytywana za każdym razem gdy obraz przesunie się o jeden piksel doraźnego pola widzenia. W przeciwieństwie do techniki TDI obraz jest odczytywany linia po linii i poziom sygnału nie wzrasta po każdym interwale spektralnym. Tempo skanowania wynosi 120 μrad/s dla częstotliwości odczytywania klatki 2 Hz. Dokładność synchronizacji jest ograniczona przez dokładność pomiarów tempa obrotu statku wynoszącą 2.5 μrad/s. Przy nominalnym tempie rotacji odpowiada to błędowi 2% na piksel na klatkę.

Filtr jest złożony z dwóch części połączony w pojedynczy element. Pierwsza pozwala na obrazowanie w zakresie 1.25 - 2.5 mikronów z mocą rozdzielczości spektralnej 240. Pozwala na uzyskiwanie map składu chemicznego powierzchni. Drugi segment pokrywa zakres 2.1 - 2.25 mikrona z mocą rozdzielczości spektralnej 560. Pozwala on zarówno na mapowanie składu powierzchni jak i jej temperatury poprzez pomiary kształtu spektralnego linii lodu N2 (2.15 μm). Metoda ta jest szczególnie przydatna dla okolic temperatury 35 K, gdzie lód azotowy przechodzi z fazy alfa w beta. 35 K jest bliskie szacowanej temperaturze powierzchni Plutona w czasie przelotu. Dokładność pomiarów temperatury jest uzależniona od całkowitej kalibracji radiometrycznej. Jest jednak ograniczona dokładnością kalibracji odpowiedzi na poszczególne długości fal. Szacuje się, że dokładność pomiarów wyniesie +/-2 K przy rozdzielczości 60 km. Na Plutonie dodatkowych danych na temat temperatury dostarczy kształt linii lodu CH4. Na Charonie linia N2 nie jest spodziewana, ale temperatura będzie mogła zostać wyprowadzona z kształtu linii lodu wodnego. W obu połowach filtra moc rozdzielczości spektralnej jest stała. Osiągnięto to poprzez zastosowanie rozmieszczenia przepuszczanych długości fal zależnego logarytmicznie od pozycji na filtrze.