Radiation Belt Storm Probes - RBSP (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Misja RBSP (Radiation Belt Storm Probes) jest przygotowywaną konstelacją dwóch satelitów NASA przeznaczonych do badań dynamicznych procesów zachodzących w pasach radiacyjnych Ziemi. Satelity są oznaczone jako RBSP A i RBSP B. Zastosowanie dwóch satelitów da unikalną możliwość jednoczesnych pomiarów w dwóch punkach w obrębie pasów radiacyjnych ze zmieniającą się z czasem odległością miedzy nimi. Do tej pory w wewnętrznej magnetosferze nie realizowano misji złożonej z kilku identycznych pojazdów. Ponadto poszczególne rodzaje pomiarów będą bardzo różne i wzajemnie uzupełniające się. Umożliwią wykonanie jednych z najdokładniejszych badań wewnętrznej magnetosfery w historii.

Podstawowymi zjawiskami badanymi w czasie misji będą:
- przyspieszanie elektronów przez lokalne interakcje z falami plazmowymi o bardzo niskiej częstotliwości (Very Low Frequency - VLF) powstających na skutek niestabilnego rozkładu plazmy w czasie burz geomagnetycznych;
- przyspieszanie i transport elektronów i jonów  w pasach radiacyjnych na drodze radialnej dyfuzji wywoływanej przez zaburzenia pola magnetycznego i elektrycznego o ultraniskich częstotliwościach (Ultralow Frequency - ULF);
- rola międzyplanetarnych fal uderzeniowych (wytwarzanych przez koronalne wyrzuty masy) w wyzwalaniu nagłych epizodów przyspieszania elektronów i jonów w magnetosferze;
- utrata jonów i elektronów na skutek wchłaniania przez atmosferę oraz ucieczki z magnetosfery;
- burze geomagnetyczne oraz niewielkie uwolnienia energii typu substorm, w tym powstawanie i zanik prądu pierścieniowego (powstającego gdy jony i elektrony wprowadzone w trakcie epozidów typu substorm okrążają Ziemię w płaszczyźnie równika);
- rekonfiguracje pól elektrycznych i magnetycznych w dużych skalach;
- wykształcanie ultrastabilnego rozkładu plazmy odpowiedzialnego za wzmacnianie fal plazmowych i szereg innych procesów w pasach van Allena. Procesy związane z przyspieszaniem cząstek, ich transportem oraz utratą mają charakter fundamentalny, zachodzą w magnetosferach planet, w wietrze słonecznym, koronie słonecznej i koronlanych wyrzutach masy, a także w atmosferach innych gwiazd. Tym samym badania pasów radiacyjnych wykonane podczas misji pozwolą na lepsze zrozumienie podstawowych procesów zachodzących we Wszechświecie.

Szereg procesów odpowiedzialnych za przyspieszanie cząstek w pasach radiacyjnych już zidentyfikowano. Jednak wiele zjawisk jest nadal słabo scharakteryzowanych. Nie jest też jasne  w jaki sposób poszczególne procesy oddziałują ze sobą w zmiennych warunkach geomagnetycznych. Tak więc ogólnym celem misji jest określenie sposobu w jaki formują się populacje relatywistycznych elektronów oraz wysokoenergetycznych jonów w zależności od zmieniającego się dopływu energii ze Słońca. Do szczegółowych celów naukowych misji zaliczają się:
- rozróżnienie poszczególnych procesów odpowiedzialnych za przyspieszanie i transport cząstek w pasach radiacyjnych; rozróżnienie pomiędzy różnorodnymi procesami powodującymi zanik populacji wysokoenergetycznych cząstek;
- poznanie sposobu powstawania i zanikania przejściowych struktur w rejonie pasów radiacyjnych; określenie wpływu procesów adiabatycznych i nieadiabatycznych na cząstki energetyczne; określenie roli wyjściowych populacji cząstek w nagłych epizodach wytarzania populacji cząstek o wysokich energiach;
- określenie wpływu wywieranego przez prąd pierścieniowy i inne zjawiska związane z burzami geomagnetycznymi na elektrony i jony w pasach radiacyjnych;
- określenie zmian zachodzących w prądzie pierścieniowym w czasie burz geomagnetycznych;
- zbudowanie modeli opisujących zachowanie się pasów radiacyjnych w trakcie cyklu aktywności słonecznej. Badania te pozwolą na rozwiązane szeregu podstawowych problemów naukowych takich jak:
- przyczyny bardzo różnej odpowiedzi pasów radiacyjnych w trakcie burz geomagnetycznych;
- przyczyny zaniku strumieni elektronów w czasie głównej fazy burz;
- mechanizmy wytwarzania i ewolucji wysokiego ciśnienia gorącej plazmy;
- mechanizmy wzbogacających środowisko pasów radiacyjnych;
- mechanizmy odpowiedzialne za zanikanie relatywistycznych elektronów;
- wpływ prądów pierścieniowych na zachowanie się pasów radiacyjnych.

Osiągnięcie celów naukowych misji wymaga wykonania bardzo różnorodnych pomiarów jonów, elektronów, pól elektrycznych i magnetycznych oraz fal plazmowych. W celu scharakteryzowania populacji elektronów w plazmosferze, prądzie pierścieniowym oraz wewnętrznym i zewnętrznym pasie van Allena pomiary muszą zaczynać się w okolicach 1 eV i rozciągać do około 1 GeV, czyli pokrywać 9 rzędów wielkości. Różne rodzaje jonów (H, He, O) mają różny wkład do ciśnienia gorącej plazmy, dlatego w celu poznania globalnej elektrodynamiki układu konieczne jest określenie składu populacji jonów o energiach występujących w prądzie pierścieniowym. Oszacowanie rozkładu kątowego trajektorii cząstek w prądzie pierścieniowym oraz elektronów w  pasach radiacyjnych jest niezbędne do poznania procesów odpowiedzialnych za ich wytwarzanie i transport. W celu zaobserwowania struktur w rozkładzie cząstek pomiary ich parametrów muszą być prowadzone z dużą rozdzielczością energetyczną i kątową. Ponadto pomiary częstotliwości pół elektrycznych i magnetycznych również muszą być niezwykle szerokie. Muszą sięgać od DC do ponad 10^5 Hz. Instrumenty na obu satelitach mogą wykonywać wszystkie tych rodzajów pomiarów. Rozkład cząstek w pasach radiacyjnych przedstawia złożony profil zmieniający się w różnych skalach czasowych. Dlatego też jego zmiany w przestrzeni i czasie mogą być rozpoznane tylko poprzez jednoczesne pomiary z kilku statków kosmicznych. Zastosowanie dwóch satelitów na eliptycznych orbitach pomiędzy którymi odległość będzie zmieniała się w czasie pozwoli na zarejestrowanie zmienności w różnych skalach czasowych i przestrzennych. Orbity obu satelitów będą przecinać pasy radiacyjne w pobliżu równika magnetycznego, dzięki czemu pozwolą na pełne pomiary rozkładu kątowego trajektorii cząstek. Z czasem satelity wykonają pomiary we wszystkich chwilowych regionach magnetycznych (nocy, dnia, zmierzchu i świtu), charakteryzując procesy przyspieszania i utarty cząstek przeważające w różnych obszarów wewnętrznej magnetosfery.

Nawet misja złożona z dwóch satelitów nie może wyjaśnić wszystkich problemów naukowych związanych z fizyką wewnętrznej magnetosfery. Jedną z przyczyn jest fakt, iż zmiany w gęstości cząstek obserwowane wzdłuż danej orbity mogą wynikać z procesów zachodzących w regionach magnetosfery nie próbkowanych podczas danego obiegu. Dlatego też, w celu uzyskania globalnego pokrycia wykorzystywane będą dane pochodzące z innych misji i eksperymentów. Eksperymentem przygotowanym specjalnie do wsparcia misji jest BARREL (Balloon Array for RBSP Relativistic Electron Losses). W jego ramach z obszaru Antarktyki wypuszczonych zostanie 20 balonów z instrumentami rejestrującymi elektrony wyrzucone z pasów radiacyjnych i przenikające atmosferę. Kampania ta zostanie przeprowadzona w styczniu 2013 r i styczniu 2014 r.

Misja ma również wymiar praktyczny. Okresowe wzrosty intensywności promieniowania w magnetosferze Ziemi mogą wywoływać uszkodzenia elektroniki na satelitach, a także stanowić zagrożenie dla zdrowia astronautów. Zebrane dane pozwolą na zbudowanie precyzyjniejszych modeli wewnętrznej magnetosfery Ziemi. Znajdą one zastosowanie w trakcie projektowania sztucznych satelitów i zabezpieczeń przed promieniowaniem dla misji załogowych. Poprawienie dokładności przewidywania pogody kosmicznej pozowali ponadto na identyfikację okresów w których działanie dużych sieci przesyłu energii elektrycznej może być zakłócane. Tym samym pozwoli na uniknięcie większych przerw w dostawach prądu, głównie w USA i Kanadzie.

Misja jest realizowana w ramach programu NASA Living With a Star (LWS) prowadzonego przez Centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Space Flight Center - GSFC) w Greenbelt. Jest zarządzana przez Laboratorium Fizyki Stosowanej na Uniwersytecie Johna Hopkinsa (Johns Hopkins University / Applied Physics Laboratory - JHU/APL) w Laurel w stanie Maryland.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Oba satelity RBSP charakteryzują się identyczną konstrukcją i praktycznie identycznym wyposażeniem. Każdy z nich ma masę startową (wraz z paliwem) 669 kg. Ma kształt graniastosłupa ośmiokątnego. Wysokość jego zasadniczej konstrukcji wynosi 0.91 metra, a szerokość - 1.83 metra. W trakcie projektowania satelitów główny nacisk położono na osiągnięcie czystości magnetycznej minimalizującej wpływ satelity na pomiary pola magnetycznego; zapewnienie wysokiej przewodności elektrycznej powierzchni zewnętrznych zapobiegające gromadzeniu się ładunku elektrycznego zaburzającego pomiary; oraz na wysoką odporność elektroniki na cząstki energetyczne oraz pola elektromagnetyczne.

Konstrukcja mechaniczna jest złożona z ośmiokątnego panelu górnego, podobnego do niego panelu górnego, oraz 8 prostokątnych paneli bocznych. W centrum satelity znajduje się centralny cylinder mieszczący komponenty systemu napędowego. Zapewnia on wysoką sztywność konstrukcji. Na zewnątrz panelu górnego i dolnego jego przedłużeniem są pierścienie mocujące. W konfiguracji startowej jeden z satelitów (RBPS B) będzie połączony za pomocą swojego dolnego pierścienia z górnym stopniem rakiety. Natomiast jego górny pierścień będzie się łączył z pierścieniem dolnym satelity drugiego (RBSP A). RBSP A również posiada nieużywany pierścień górny. Identyczna konstrukcja struktury mechanicznej obu satelitów uprościła projekt i zredukowała koszty. Jednostki awioniki są ulokowane na wewnętrznych powierzchniach paneli zewnętrznych. Przymocowano do nich również kable łączące poszczególne komponenty.

System napędowy pojazdu został opracowany przez firmę Aerojet. Stanowi główny element jego układu kontroli orientacji przestrzennej (Reaction Control System - RCS). Pozwala na zmiany orientacji przestrzennej satelity (tempa obrotu i orientacji osi wirowania). W czasie misji nominalnej korekty orientacji będą wykonywane co 21 godzin. Ponadto system ten umożliwia wykonywanie niewielkich korekt trajektorii. Jest złożony z 4 niewielkich silników, zbiornika paliwa i gazu podnoszącego ciśnienie w układzie paliwowym, oraz odpowiednich linii i zaworów. Zbiorniki są ulokowane w centralnym cylindrze struktury mechanicznej. Paliwem jest hydrazyna. System nie korzysta z utleniacza, paliwo jest rozkładane katalitycznie. Masa paliwa wynosi 28.1 kg.

System nawigacyjny statku dostarcza danych pozwalających na zmiany tempa wirowania i orientacji satelitów za pośrednictwem silników kontroli orientacji. Po oddzieleniu od rakiety satelity zostaną ustabilizowane poprzez ruch obrotowy. Normalne tempo wirowania wynosi 5 RPM. W celu zapewnienia stabilności środek ciężkości satelity jest położony blisko jego środka geometrycznego. Zostało to osiągnięte poprzez odpowiednie rozmieszczenie poszczególnych komponentów wewnątrz satelity oraz odpowiednie umiejscowienie mas stanowiących balast. Po oddzieleniu satelitów od rakiety system nawigacyjny pozwala na zachowanie stabilności wirowania przez okres całej misji. Monitoruje tempo wirowania oraz orientację przestrzenną. Każdy satelita musi być stabilny podczas wielokrotnych zmian parametrów związanych z jego masą zachodzących podczas rozkładania wysięgników instrumentów oraz podczas stopniowego zużywania paliwa. Sensorami nawigacyjnymi są dwa sensory Słońca (Sun Sensor - SS) oraz bezwładnościowa jednostka pomiarowa (Inertial Reference Unit - IRU). SS pozwala na pomiary tempa wirowania satelity na podstawie czasu kolejnych detekcji Słońca w czasie obrotów. IRU wykonuje pomiary szybkości kątowych. Dane z sensorów są przesyłane na Ziemię przez system telemetryczny. Na ich podstawie przygotowywane są komendy zmian tempa wirowania i orientacji za pomocą RCS.

Energii elektrycznej dostarczają cztery prostokątne panele słoneczne. Ich konstrukcja nie jest identyczna. Na końcu dwóch z nich (położonych na przeciwległych stronach satelity) znajdują się wysięgniki magnetometrów instrumentu EMFISIS. Na górnej powierzchni tych paneli znajdują się mocowania utrzymujące wysięgniki w stanie złożonym w czasie startu i odzielenia od rakiety. Dlatego też na panelach tych umieszczono 3 tablice komórek fotowoltaicznych - jedną dużą i dwie mniejsze. Pozostałe panele są wyposażone w dwie duże tablice komórek fotowoltaicznych. Każdy z paneli jest przymocowany w dwóch miejscach do krawędzi górnego panelu konstrukcji pojazdu. W czasie startu panele słoneczne będą złożone po bokach  paneli bocznych struktury mechanicznej. Zostaną rozłożone zaraz po starcie. Wszystkie panele są jednostronne, ale system ten nie ma zdolności obracania się za Słońcem. Płaszczyzna paneli jest ustawiona prostopadle do osi wirowania satelity tak, że w nominalnej orientacji przestrzennej pojazdu ich górna strona jest zwrócona na Słońce. Wyprodukowana energia elektryczna jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterie chemiczne. Te ostatnie są używane w czasie pracy po nocnej stronie Ziemi. Tam również musi być wykonywane pełny zestaw pomiarów naukowych. Średni pobór mocy wynosi  269 W.

System kontroli temperatury obejmuje grzejniki, radiatory oraz izolację wielowarstwową.

System obróbki i zarządzania danymi (Command and Data Handing Subsystem - C&DH) pozwala na autonomiczne wykonywanie pomiarów i zarządzanie danymi naukowymi, kontrolowanie działania poszczególnych systemów, oraz na gromadzenie i formatowanie danych inżynieryjnych i naukowych. Ponieważ miejscem pracy satelity są pasy van Allena elektronika musiała zostać zabezpieczona przed promieniowaniem. Satelita musi zachować pełną aktywność w warunkach dużej gęstości cząstek o wysokich energiach oraz dynamicznie zmieniających się pól elektrycznych i magnetycznych. W związku  z tym zastosowano komponenty elektroniczne o dużej odporności na promieniowanie. Główne kontrolery systemów statku oraz instrumentów naukowych zostały umieszczone w pojedynczej głównej jednostce elektroniki (Main Electronics Box - MEB). Obudowa MEB posiada stosunkowo grube, aluminiowe ściany co w dużym stopniu ochrania elektronikę przed warunkami zewnętrznymi. Dane przed transmisją są zapisywane przez rejestrator jednoczęściowy (Solid-State Recorder - SSR).

System komunikacyjny (Radio Frequency Subsystem - RF) pozwala na przesyłanie komend do satelity, transmisję danych inżynieryjnych i naukowych, oraz wykonywanie pomiarów dopplerowskich do celów nawigacyjnych. Pracuje w paśmie S. Częstotliwości transmisji danych i odbioru komend są różne dla obu satelitów. Było to konieczne, ponieważ satelity będą okresowo mijać się nawzajem. RF obejmuje następujące komponenty: dwie anteny szerokowiązkowe niskiego zysku; kombinator mocy; półprzewodnikowy wzmacniacz mocy (Solid-State Power Amplifier - SSPA); oraz nadajnik/odbiornik połączony  z C&DH. Anteny, SSPA i nadajnik/odbiornik zostały zaprojektowane i zbudowane przez JHU/APL. Mogą być wykorzystywane również w innych misjach. SSPA oraz nadajnik/odbiorą mogą przyjąć dawkę promieniowania do 100 krad Ich obudowy posiadają ściany wykonane z aluminium o grubości 350 mm. Ponadto interfejs pomiędzy systemem nadawczo/odbiorczym a C&DH jest pokryty ołowianą taśmą redukującą gromadzenie się ładunku elektrycznego na izolacjach kabli.

System komunikacyjny pozwala na przesył do 6.7 gigabita danych  z każdego statku na dzień. Dane naukowe i inżynieryjne są produkowane w średnim tempie 60 kbps. Tempero produkcji danych inżynieryjnych wynosi 2 kbps podczas normalnej pracy lub 11.4 kbps w czasie manewrów. W celu przesłania całości danych szybkość transmisji musi sięgać 2 Mbps. Może być zmieniana w zakresie 250 bps - 2 Mbps w trakcie sesji łączności wraz ze zmianami parametrów łącza. Wykonają one ze zmian odległości pomiędzy satelitą a stacją odbiorczą. W czasie użytkowania głównej stacji odbiorczej w APL szybkość transmisji w apogeum orbity wynosi 500 kbps. Szybkość 2 Mbps jest osiągana gdy dległość stacja  - satelita wynosi połowę wysokości apogeum. Średnia szybkość transmisji w okresie roku wyniesie około 1 Mbps. W trakcie dnia sesja łączności ze stacją naziemną trwać nieprzerwanie przez 1.8 godziny. W tym okresie są transmitowane dane zebrane w przeciągu 24 godzin. Dostępna pojemność SSR pozwala jednak na dodatkowe gromadzenie danych bez ich transmisji przez okres 1 dnia, w przypadku problemów z infrastrukturą naziemną.

Komendy z Ziemi mogą być wysyłane z dwoma szybkościami - 125 i 2000 bps. Nominalna szybkość transmisji wynosi 2000 bps. Może zostać osiągnięta na dowolnym punkcie orbity z dowolnej stacji naziemnej uczestniczącej w projekcie (gdy satelita jest widoczny z danej stacji). Szybkość 125 bps będzie używana po starcie oraz w trakcie poważniejszych problemów. W przypadku łączności z satelitami TDRS z największej możliwej odległości (77 800 km) szybkość transmisji wynosi również 125 bps.

Nadajnik/odbiornik kontroluje tempo transmisji danych i koduje dane. Odbywa się to za pośrednictwem układu FPGA (Field-Programmable Gate Array). Urządzenie charakteryzuje się masą 1.8 kg i poborem mocy 11.8 W. Jest złożone z czterech kart elektroniki osadzonych w osobnych ramach aluminiowych. Komponenty umożliwiające łączność są zlokalizowane na karcie odbiornika oraz na karcie wzbudnicy. Obsługują one odpowiednio łącze Ziemia - satelita i satelita - Ziemia. Karta obróbki cyfrowej sygnału (Digital Signal Processing Card - DSP) pełni rolę centralnego kontrolera całego urządzenia. Osobną kartę zajmuje przetwornik mocy, dostarczający zasilania do pozostałych komponentów. DSP posiada specjalistyczną funkcję dekodera krytycznych komend (Critical Command Decoder - CCD) chroniącą przed błędami na poziomie C&DH. Dzięki temu po odebraniu odpowiedniej komendy system nadawczo - odbiorczy może zresetować cały system C&DH. Modułowa konstrukcja urządzenia pozwala na jego zastosowanie w różnorodnych misjach kosmicznych. W zależności od charakteru misji można dodawać dodatkowe karty elektroniki oraz zastosować wzbudnicę obsługującą pasmo S lub Ka.

Wzmacniacz SSPA wzmacnia moc sygnału z poziomu występującego na wyjściu systemu nadawczo - odbiorczego do poziomu właściwego do nawiązania łączności. Minimalny pobór mocy pozwalający na nawiązanie łączności wynosi 8 W. Maksymalny pobór mocy wynosi 33 W. Operacyjny zakres temperatur sięga od -25°C do +55°C. Urządzenie składa się z dwóch sekcji - wzmacniacza mocy oraz układu konwersji mocy. Sekcja wzmacniacza składa się z atenatorów, bloku zysku HBT (Heterojunction Bipolar Transistor), przedwzmacniacza HBT, wzmacniacza mocy GaAs, oraz izolatora. Sekcja konwersji mocy przekształca napięcie pochodzące z sieci elektrycznej satelity na napięcia +9, -5 i +5V DC wymagane przez sekcję wzmacniacza. Wykonuje też cykl włączania i wyłączania napięcia niezbędny do bezpiecznej obsługi wzmacniacza. Do konwersji napięcia i filtrowania interferencji elektromagnetycznych używane są bardzo wiarogodne, zabezpieczone przed promieniowanie konwertery DC/DC. Układ konwersji jest ponadto wyposażony w obwód ASIC (Application-Specific Integrated Circuit) PRIO-2 przeznaczony do kontrolowania temperatur, woltaży i ładunków w obrębie SSPA. Dostarcza on też dane z SSPA do karty DSP systemu nadawczo - odbiorczego, gdzie są formatowane i przesyłane do transmisji.

Anteny są zlokalizowane na górnym i dolnym panelu satelity, w pierścieniach mocujących jego struktury mechanicznej. Są skierowane zgodnie z osią wirowania. Pole widzenia każdej z nich ma szerokość 70 stopni. Zastosowanie anten niskiego zysku o szerokim polu widzenia zostało wymuszone przez 9-godzinną orbitę i rotację satelity. Użycie anten wysokiego zysku z wąskim polem widzenia wymusiłoby użycie mechanizmów znoszących ruch obrotowy i wykonywanie manewrów pozycjonowania. Znacznie skomplikowałoby to projekt. Fale radiowe muszą w jak najmniejszym stopniu docierać do powierzchni statku kosmicznego. Jest ona pokryta przewodzącą izolacją termiczną o nieregularnym kształcie, która powoduje odbijanie fal radiowych w niekontrolowany sposób zakłócając łączność. Ponadto duże wnęki odbijające tworzą pierścienie. Warunek ten spełniono adaptując anteny zastosowane na satelicie ACE (Advanced Compositon Explorer). Są to anteny dwuwłóknowe spiralne. Każda z nich składa się z dwóch kabli zwiniętych spiralnie i uformowanych w strukturę stożkową.

Procedura transmisji danych wygląda następująco. Menedżer transmisji w oprogramowaniu satelity rozpoczyna przenoszenie plików z SSR do systemu nadawczego. Po aktywacji przez komendę ze stacji naziemnej rozpoczyna przesył jednego pliku w danym czasie. Wyszukuje elementy o najwyższym priorytecie w zbiorze plików na SSR i przesyła najpierw najstarsze pliki z tej grupy.  Podczas codziennej sesji transmisji danych pierwsze przesyłane pliki zawierają dane inżynieryjne, historię działań na pokładzie, oraz dane naukowe o największym znaczeniu. Następnie przesyłane są dane przeglądowe ze wszystkich instrumentów, a na koniec pozostałe dane naukowe o najniższym priorytecie. W celu zmaksymalizowania całkowitej objętości przesyłanych danych zastosowano protokół  CFDP (CCSDS File Delivery Protocol) użyty też w misji sondy MESSNGER na Merkurym. Podczas transmisji przesyłane pliki są sprawdzane w poszukiwaniu błędów. Są dzielone na małe fragmenty (Protocol Data Units - PDUs). Porównywanie tych pakietów za pomocą oprogramowania CFDP na satelicie i na Ziemi pozwala na wykrycie uszkodzonych fragmentów. Następnie do satelity wysyłane są odpowiednie komendy (Negative Acknowledgements - NAKs) powodujące retransmisję tylko uszkodzonych PDUs przed usunięciem pliku z SSR. Plik jest kasowany dopiero po odebraniu komendy kończącej transmisję pliku (File Finisher - FIN). Pakiety nie przesłane podczas jednej sesji łączności są transmitowane podczas następnej sesji. Tym samym metoda ta pozwala na zmniejszenie wymaganej szerokości pasma przy zwiększeniu objętości użytecznych danych otrzymywanych na Ziemi. Cała procedura jest automatyczna. Poza skonfigurowaniem na początku i na końcu sesji łączności nie wymaga działań ze strony człowieka. Poza tym pliki mogą być transmitowane jednorazowo i usuwane. Ten tryb będzie używany w okresach niedostępności głównie stacji odbiorczej. Sytuacje takie będą jednak rzadkie.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
W skład instrumentów naukowych każdego satelity RBSP wchodzą: system do badań cząstek energetycznych, składu jonów i plazmy termalnej (Energetic Particle, Composition, and Thermal Plasma Suite - ECT); instrument do pomiarów składu jonów satelitów RBSP (Radiation Belt Storm Probes Ion Composition Experiment - RBSPICE); spektrometr protonów relatywistycznych (Relativistic Proton Spectrometer - RPS); zestaw do pomiarów pola elektrycznego i fal plazmowych (Electric Field and Waves Suite - EFW); oraz zestaw do pomiarów parametrów pól elektrycznych i magnetycznych (Electric and Magnetic Field Instrument Suite and Integrated Science - EMFISIS).

Większość instrumentów naukowych została rozmieszczonych na panelu dolnym satelity. Magnetometry EMFISIS znajdują się na dwóch wysięgnikach umieszczonych na przeciwległych panelach słonecznych. System RPS posiada 4 anteny wybiegające z otworów w panelach bocznych oraz 2 anteny na wysięgnikach wybiegających z paneli górnego i dolnego wzdłuż osi rotacji satelity.

[Scorus]

ECT
System do badań cząstek energetycznych, składu jonów i plazmy termalnej jest złożonym zestawem sensorów elektronów i jonów. System ten wykona pomiary o największej jakości jakie do tej pory prowadzono w wewnętrznej magnetosferze. Wraz z pomiarami pół elektromagnetycznych i fal plazmowych oraz pracami teoretycznymi i modelowaniem pozwoli to na lepsze zrozumienie procesów przyspieszania, globalnego rozmieszczenia oraz zmienności populacji jonów i elektronów w pasach radiacyjnych. Do jego celów naukowych zaliczają się: określenie procesów fizycznych wzbogacających środowisko pasów radiacyjnych w cząstki; określenie głównych mechanizmów powodujących utratę elektronów o szybkościach relatywistycznych; zdefiniowanie sposobu w jaki środowisko plazmowe w wewnętrznej magnetosferze wpływa na przyspieszanie i utratę cząstek w pasach radiacyjnych; oraz zbudowanie modeli empirycznych i fizycznych opisujących wkład pasów radiacyjnych do pogody kosmicznej. System pozwala na uzyskiwanie spektrogramów jonów i elektronów w zakresie energetycznym od 1 eV do 10 MeV z wystarczającą rozdzielczością energetyczną oraz zakresem i rozdzielczością pomiarów kątów nadejścia. Ponadto pozwala na identyfikowanie jonów o energiach od kilku do 50 MeV na nukleon.

ECT: KONFIGURACJA
W skład systemy ECT wchodzą następujące komponenty: spektrometr magnetyczny elektronów i jonów (Magnetic Electron and Ion Spectrometer - MagEIS); sensor jonów helu, tlenu, protonów i elektronów (Helium, Oxygen, Proton and Electron Sensor - HOPE); oraz teleskop rejestrujący relatywistyczne protony i elektrony (Relativistic Electron and Proton Telescope - REPT). Elementy te umieszczono na panelu dolnym satelity. We wszystkich komponentach zastosowano techniki pomiarów sprawdzone podczas wcześniejszych badań pasów radiacyjnych. Pozwalają one na bezsporne obdzielenie jonów i elektronów oraz na wiarygodne pomiary energii nawet przy bardzo dużym tle penetrujących cząstek.

[Scorus]

ECT: MagEIS
Spektrometr magnetyczny elektronów i jonów jest zestawem czterech pracujących niezależnie urządzeń wykonujących pomiary energii wysokoenergetycznych elektronów w całkowitym zakresie 30 keV - 4 MeV oraz jonów w zakresie  20 keV - 1 MeV. Pozwala na uzyskanie najbardziej czystych (pozbawionych tła) pomiarów elektronów w historii badań wewnętrznej magnetosfery. W skład zestawu wchodzą: spektrometr cząstek o niskich energiach (MagEIS Low Energy Spectrometer - MAGEIS-Low); dwa spektrometry cząstek o średnich energiach (MagEIS Medium Energy Spectrometer - MAGEIS-Med); spektrometr cząstek o wysokich energiach (MagEIS Hight Energy Spectrometer - MAGEIS-High); oraz teleskop jonów (MagEIS Ion Telesscope - MagEIS-Ion). Poszczególne spektrometry stanowią osobne jednostki zainstalowane we wnętrzu satelity, na jego panelu dolnym. ich otwory wejściowe wystają przez otwory w panelach bocznych. Teleskop jonów mieści się wewnątrz obudowy jednostki MAGEIS-High. Pola widzenia poszczególnych systemów pomiarowych są zwrócone w dwóch kierunkach, co pozwala na zwiększenie zakresu rejestrowanych kątów przybycia cząstek podczas okresów o dużej aktywności magnetycznej. Wykonywanie pomiarów w czasie rotacji satelity pozwala na zarejestrowanie kątów nadejścia cząstek w pełnym zakresie. Długość okresu rotacji i tempo próbkowania zapewnia rozdzielczość tych pomiarów na poziomie około 5 stopni.

[Scorus]

Spektrometr MAGEIS-Low rejestruje elektrony w zakresie energii 25 - 300 keV. Posiada pole widzenia scentrowane na linii położonej pod kątem 75 stopni w stosunku do osi wirowania satelity. Cząstki wchodzą do urządzenia poprzez otwór wejściowy otoczony kolimatorem. Definiuje on pole widzenia. Następnie wchodzą do komory przenikanej przez pole magnetyczne. Pole to pozwala na odrzucenie jonów tak, że lecą one w stronę przeciwną do trajektorii lotu elektronów. Elektrony natomiast są skupiane na płaszczyźnie ogniskowej zawierającej zestaw 9 detektorów półprzewodnikowych (Solid-State Detrector - SSD). Detektory te rejestrują energię uderzających w nie elektronów. Grubość poszczególnych detektorów jest dobrana do rejestrowanego przez nie pasma energetycznego. Wynosi od 500 do 3000 mikronów. Zastosowanie pola magnetycznego powoduje, że każdy detektor wykonuje pomiary w określonym przedziale energetycznym. Wszystkie epizody oddziaływań z detektorem cząstek o energiach spoza ich zakresów pomiarowych muszą być tłem.

Oba spektrometry MAGEIS-Med rejestrują elektrony o energiach 270 - 1100 keV. Różnią się lokalizacją pola widzenia. Pierwszy z nich, MAGEIS-Med-75 posiada pole widzenia scentrowane na linii położonej pod kątem 75 stopni w stosunku do osi wirowania satelity, a drugi (MAGEIS-Med-35) - na linii położonej pod kątem 35 stopni. Konstrukcja tych spektrometrów jest analogiczna do MAGEIS-Low. Różnią się od niego parametrami zastosowanego pola magnetycznego.

[Scorus]

Spektrometr MAGEIS-High rejestruje elektrony o energiach 870 - 4000 keV. Posiada pole widzenia scentrowane na linii położonej pod kątem 75 stopni w stosunku do osi wirowania satelity. Podobnie jak w spektrometrach MagEIS-Low i MagEIS-High cząstki wchodzą do niego poprzez kolimowany  otwór wejściowy. W komorze magnetycznej jony są odrzucane, a elektrony kierowane na płaszczyznę ogniskowej. Umieszczono w niej 8 stosów detektorów SSD (4 przednie i 4 tylne). Każdy z nich złożony jest z detektora przedniego o grubości 300 mikronów oraz 3 detektorów tylnych o grubości 1500 mikronów. Poszczególne zespoły detektorów (piksele) są połączone  z oddzielnymi układami elektroniki. Sygnały z poszczególnych detektorów w pikselach są sumowane aż do uzyskania pożądanej dla danego pomiaru grubości zespołu. Nieużywane detektory mierzą wtedy tło. Z każdego piksela generowany jest spektrogram wzrostu impulsu. Obróbka danych pozwala na odrzucenie epizodów oddziaływania nieporządnych cząstek poprzez analizę jednoczesnych sygnałów z pikseli przednich i tylnych.

[Scorus]

Dane z detektorów poszczególnych spektrometrów dzielą się na dwie grupy: główne i wygenerowane. Dane główne są zliczeniami z poszczególnych pikseli. Dane wygenerowane są kombinacją zliczeń z krawędzi przylegających pikseli. Ponadto każdy epizod oddziaływania cząstek z detektorami jest analizowany jako histogram wzrostu impulsu w 256 kanałach. Z tych 256 kanałów zapisywanych jest 64. Dane te pozwalają na analizę i usunięcie tła, a także na zaobserwowanie subtelnych struktur w spektrum energii cząstek.

System MagEIS może pracować w dwóch trybach: trybie normalnym (Normal Mode), oraz trybie próbkowania (Sample Mode). Jednostki MagEIS-Low i MagEIS-Med mogą pracować w obu trybach. Tryb może być programowany niezależnie w każdej z nich. MagEIS-High może pracować tylko w trybie normalnym.

W trybie normalnym dane główne i wygenerowane są akumulowane w 20 sektorach podczas każdej rotacji (są przesyłane do elektroniki satelity 20 razy podczas 1 jej obrotu). Historgramy są akumulowane w 20 sektorach podczas każdej rotacji przez okres 8 obrotów. Ponadto można zastosować bardziej złożone sposoby setktorowania, np akumulację pomiarów w 29 sektorach podczas 1 obrotu przez okres 2 obrotów.

W trybie próbkowania wybrane kanały mogą być próbkowane kilkaset razy (8 - 1200 razy) na każdą rotację w okresie 1 obrotu. Kanały te mogą reprezentować wiele pikseli których sygnał wyjściowy jest łączony. Są to kanały wysokiej szybkości (High Rate Channels). Ponadto jednocześnie wykonywana jest akumulacja pomiarów z pozostałych kanałów w 20 sektorach na każdą rotację w 1 okresie rotacji, tak jak w trybie normalnym. Są to kanały o normalnej szybkości (Main Rate Channels). W trybie tym jednostki MagEIS-Low i MagEIS-Med nie mogą dostarczać danych wygenerowanych oraz histogramów.

Teleskop MagEIS-Ion pozwala na rejestrowanie jonów o energiach 20 keV - 1 MeV. Składa się on z trzech detektorów SSI z grubymi osłonami. Są one umieszczone w komorze wyposażonej w magnes o indukcji 1500 Gaussów. Na obu satelitach przedni detektor ma grubość 50 mikronów i kształt pierścienia. Detektory środkowy i tylny na satelicie RBSP A mają grubość odpowiednio 2 i 9 mikronów. Grubości tych detektorów na RBSP B wynoszą 10 i 2500 mikronów.

[Scorus]

ECT: HOPE
System HOPE pozwala na rejestrowanie elektronów, protonów, jonów tlenu i jonów helu o niskich energiach, w zakresie od <20 keV do >45 keV. Cząstki te biorą udział w wytwarzaniu fal elektromagnetycznych oddziałujących z wysokoenergetycznymi cząstkami występującymi w pasach van Allena. Tym samym odgrywają istotną rolę w dynamice pasów radiacyjnych.

System HOPE znajduje się na panelu bocznym satelity. Składa się z analizatora elektrostatycznego (Electrostatic Analyser - ESA), oraz spektrometru czasu przelotu cząstki (Time of Flight Spectrometer - TOF). Cząstki wchodzą do urządzenia poprzez kolimowany otwór wejściowy. Następnie wchodzą do sekcji ESA. Ma ona postać kopuły złożonej z dwóch ścian. Zmiany napięcia przykładanego do ściany wewnętrznej pozwalają na rozdział cząstek w zależności od ich energii. W zależności od napięcia do dalszej części urządzenia przechodzą cząstki których energie znajdują się w określonym przedziale. Po przejściu przed analizator ESA cząstki wchodzą do sekcji TOF. Składa się ona z powierzchni START, powierzchni STOP oraz dwóch kanałowych powielaczy elektronów (Channel Electron Multiplier - CEM) będących detektorami. Powierzchnie mają postać folii węglowych. Jony uderzają w powierzchni START i powodują powstanie wtórnych elektronów. Są one zbierane przez CEM START produkując impuls START. Następnie są odbijane na powierzchnię STOP. Wybijają tam wtórne elektrony zbierane przez CEM STOP. Produkuje to impuls STOP. Czas pomiędzy impulsami pozwala na określenie szybkości jonów, a wraz z ich znaną energią - na określenie ich masy według wzoru: m = (2E)/((d/ttof)^2), gdzie m - masa jonu, d - dystans pokonywany w komorze TOF, tfot - czas przelotu między powierzchniami START i STOP. W przypadku pomiarów elektronów zasada TOF nie jest używana, ale zastosowana w urządzeniu optyka elektrostatyczna znacznie redukuje poziom tła. Dalsze zmniejszenie tła zapewnia odpowiednie dobranie detektorów CEM.

Elektronika HOPE znajduje się w obudowie położonej pod zespołem pomiarowym tak, że urządzenie stanowi pojedynczą jednostkę.

[Scorus]

ECT: REPT
Teleskop elektronów i protonów pozwala na wykonywanie pomiarów elektronów w zakresie energetycznym 4 - 10 MeV oraz protonów w zakresie 20 - 75 MeV. Pozwala to na badania najbardziej gwałtownych procesów zachodzących w pasach radiacyjnych. Pomiary cząstek w tych zakresach energetycznych są bardzo istotne dla badań pogody kosmicznej. Będą wykonywane w przerwie pomiędzy oboma pasami radiacyjnymi oraz w pasie zewnętrznym. Zostaną ściśle skorelowane z pomiarami systemu MagEIS.

REPT znajduje się na panelu dolnym satelity. Składa się z sekcji pomiraowej położonej na zewnątrz konstrukcji satelity oraz  z sekcji elektroniki zajmującej obudowę wewnątrz satelity. Oba elementy są połączone ze sobą tak, że urządzenie stanowi jedną jednostkę. System pomiarowy składa się ze stosu detektorów SSD i stożkowatego kolimatora. Jest otoczony grubą osłoną zapobiegającą penetracji wysokoenergetycznych cząstek z niepożądanych kierunków. Tłumi ona także promieniowanie hamowania również wytwarzające tło. Pole widzenia ma szerokość 30 stopni. Ma postać stożka o okrągłym przekroju. Jest skierowane prawie prostopadle w stosunku do osi wirowania satelity. Pozwala to na rejestrację pełnego zakresu kątów nadejścia cząstek przy normalnych konfiguracjach pola magnetycznego w magnetosferze.

[Scorus]

RBSPICE
Instrument do pomiarów składu jonów satelitów posiada następujące podstawowe cele naukowe: określenie sposobu formowania się prądu pierścieniowego podczas burz geomagnetycznych i jego zmienności w trakcie burz; określenie wpływu prądu pierścieniowego na formowanie i dynamikę populacji wysokoenergetycznych jonów i elektronów w pasach radiacyjnych; oraz wsparcie i weryfikacja modelowania zachowania się pasów radiacyjnych w trakcie cyklu aktywności słonecznej. Urządzenie mierzy energie jonów występujących w prądzie pierścieniowym, określa kąty ich nadejścia, oraz identyfikuje ich poszczególne rodzaje (H, He i O). Dane te pozwolą na oszacowanie ciśnienia gorącej plazmy. Dzięki temu obliczony zostanie wkład prądu pierścieniowego do pola magnetycznego obserwowanego w trakcie burz geomagnetycznych. Pozwoli to na  precyzyjne określenie rozkładu ciśnienia cząstek w prądzie pierścieniowym. Zmapowanie tego rozkładu umożliwi zrozumienie zmian zachodzących w wewnętrznej magnetosferze w czasie burz geomagnetycznych. Zbadane zostaną też zachodzących podczas burz procesy uzupełniania i utarty populacji wysokoenergetycznych cząstek.

Instrument RBSPICE został umieszczony na panelu dolnym satelity, na zewnątrz jego konstrukcji. Jest to spektrometr energii i czasu przelotu cząstki (Energy by Time-of-Flight Spectrometer - ExTOF). Rejestruje jony H+, He+ i O+ w funkcji energii i kąta nadejścia. Jony wodorowe są rejestrowane w zakresie energetycznym 20 - 1000 keV, jony helu - w zakresie 30 - 1000 keV, a jony tlenu - w zakresie 50 - 1000 keV. Ponadto rejestrowane są też elektrony  w zakresie 25 - 1000 keV w celach diagnostycznych. Rozdzielczość energetyczna pomiarów wynosi 20% dla H+ i 40% dla He+ i O+. Identyfikacja poszczególnych jonów jest możliwa przy energiach powyżej 20 keV dla H+, 70 keV dla He+ i 50 keV dla O+. Próbkowanie jest wykonywane co 1 sekundę (1/12 okresu rotacji satelity). Rozdzielczość kątowa wynosi 15 x 30 stopni. W czasie jednego obrotu satelity możliwe jest uzyskanie pełnego pokrycia kątów nadejścia cząstek, w zakresie 0 - 90° lub 90 - 180°. Dzienna produkcja surowych danych to 414 MB.

Konstrukcja instrumentu jest oparta na urządzeniach EPS (Energetic Particle Spectrometer) z systemu EPPS (Energetic Particle and Plasma Spectrometer) sondy MESSENGER; PEPPSI (Pluto Energetic Particle Spectrometer Investigation) sondy New Horizons; oraz JEDI (Jupiter Energetic Particle Detector Instrument) z systemu PMS (Polar Magnetosphere Suite) sondy Juno. W skład urządzenia wchodzi system pomiarów energii (Energy Subsystem); system pomiarów czasu przelotu cząstki (Time-of-Flight Subsystem - TOF); oraz zasilacz wysokiego napięcia (High-Voltage/Bias Subsystem - HV). Uzupełnia go system obróbki danych (Digital Processing Subsystem).

System pomiarów energii jest złożony z zestawu detektorów półprzewodnikowych (Solid State Detector - SSD) rejestrujących epizody oddziaływań elektronów i jonów. Tym samym pozwala na określenie energii tych cząstek.

System TOF obejmuje komorę TOF, powierzchnie anod oraz elektronikę. Napięcia dostarcza do niego oddzielny zasilacz wysokiego napięcia HV. W obrębie komory znajduje się przednia folia wejściowa (folia START), tylna folia wyjściowa (folia STOP), powierzchnie odchylające elektrony wtórne, oraz detektory START i STOP w postaci płyt mikrokanałowych (Microchannel Plate - MCP) tworzących jeden stos. Jony przechodzące przez folie produkują wtórne elektrony. Są one kierowane na detektory MCP gdzie wytwarzają sygnały START i STOP. Czas przelotu jonów pomiędzy foliami START i STOP wraz z ich energią (zmierzoną przez detektory SSD) pozwala na ustalenie ich masy. Tym samym urządzenie identyfikuje rodzaje jonów.

System elektroniczny instrumentu kontroluje jego pracę, dokonuje konwersji "czas TOF - dane cyfrowe", obrabia dane naukowe z detektorów i przygotowuje je do transmisji. Jest złożony z zestawu płyt elektroniki umieszczonych w obudowie przymocowanej do sekcji pomiarowej. Tym samym instrument stanowi kompaktową jednostkę.

Instrument RBSPICE działa tylko w jednym trybie na całej orbicie satelity produkując dane w stałym tempie. Nie wykonuje specjalnych pomiarów podczas przejścia przez wewnętrzny pas radiacyjny. Konfiguracja urządzenia może być programowana z Ziemi. Jednak zmiany poszczególnych parametrów będą wykonywane rzadko, w celu zoptymalizowania pomiarów lub skorygowania działania systemu. Aktualizacje oprogramowania również będą wykonywane rzadko.

[Scorus]

RPS
Spektrometr protonów relatywistycznych służy do rejestrowania wysokoenergetycznych protonów w wewnętrznym pasie radiacyjnym. Do jego celów naukowych zaliczają się: określenie sposobu kształtowania wewnętrznego pasa radiacyjnego przez oddziaływania z energetycznymi cząstkami słonecznymi (Solar Energetic Particle - SEP), duże burze geomagnetyczne oraz fale uderzeniowe; określenie czynników wprowadzających wewnętrzny pas radiacyjny w stan stabilny innych niż rozpad neutronów albedo  promieniowania kosmicznego (Cosmic Ray Albedo Neutron Decay - CRAND); oraz określenie sposobu zaniku wewnętrznego pasa radiacyjnego w okresach małej aktywności geomagnetycznej.

Poza wymiarem poznawczym dane z instrumentu mają też wymiar praktyczny. Obecnie intensywność protonów o energiach powyżej 150 MeV nie jest dobrze znana i w obecnych modelach pogody kosmicznej może być przeszacowana. Protony wysokoenergetyczne stwarzają szereg zagrożeń dla satelitów i astronautów mając duży wkład do całkowitej dawki promieniowania jonizującego, wywołując uszkodzenia podczas oddawania energii na materiał, oraz powodując aktywację jądrową materiałów. Tym samym instrument pozwala na zebranie informacji przydatnych dla celów inżynieryjnych, wykraczających poza główne cele naukowe misji. Dostarczone przez niego dane pozwolą na opracowanie nowego standardowego modelu środowiska radiacyjnego przydatnego podczas projektowania statków kosmicznych. Model ten (AP9/AE9) będzie obejmował informacje o najgorszych możliwych efektach wywoływanych przez protony (AP9) i elektrony (AE9) pod kątem przyjmowanej dawki promieniowania, elektryzowania powierzchniowego i elektryzowania głębokiego.

Instrument RPS został umieszczony na dolnym panelu satelity, na zewnątrz jego konstrukcji. Wykonuje pomiary spektrum energii protonów w przedziel energetycznym 50 MeV - 2 GeV, czyli protonów o największych energiach z występujących w magnetosferze Ziemi.

Urządzenie jest teleskopem cząstek. Składa się ze stosu 8 krzemowych detektorów półprzewodnikowych (Solid-State Detector - SSD) oraz detektora Cheremkova. Zespół detektorów SSD służy do rejestrowania protonów o energiach od 50 MeV do około 400 MeV. Detektor  Cheremkova pozwala na rejestrowanie protonów o energiach większych od 400 MeV. Rozdzielczość pomiarów energii wynosi około 30% przy 50 MeV i do 100% przy 2 GeV. Rozdzielczość przestrzenna podczas pojedynczego pomiary wynosi 30 stopni.

[Scorus]

EFW
Zestaw do pomiarów pola elektrycznego i fal plazmowych (Electric Field and Waves Suite - EFW) pozwala na rejestrowanie pola elektrycznego i jego zmienności w wewnętrznej magnetosferze. Pole to jest odpowiedzialne za przyspieszanie cząstek, ich rozpraszanie i transport. W dużej skali modyfikuje strukturę wewnętrznej magnetosfery. Do celów naukowych instrumentu zalicza się: zbadanie procesów przyspieszania cząstek przez pole E w dużych skalach; zbadanie procesów przyspieszania cząstek przez fale szokowe powstające w trakcie epizodów typu substorm i propagujących z ogona magnetosfery do jej wewnętrznej części; poznanie procesów radialnej dyfuzji cząstek w której pośredniczą fale magnetohydrodynamiczne o ultraniskich częstotliwościach;  zbadanie procesów przyspieszania i transportu cząstek wywoływanych przez międzyplanetarne fale uderzeniowe zderzające się z magnetosferą; oraz poznanie procesów spójnego i stochastycznego przyspieszania i rozpraszania cząstek w małoskalowych strukturach plazmowych, turbulencjach i falach o dużej amplitudzie (elektromagnetycznych i elektrostatycznych jonowych falach cyklotronowych, kinetycznych falach Alfvena, falach samotnych, dziurach w fazie elektronowej, oraz turbulencjach o zerowej częstotliwości). Pomiary wykonywane jednocześnie przez dwa satelity pozwolą na scharakteryzowanie przestrzennego rozmieszczenia wielkoskalowych struktur w kierunkach radialnych i azymutalnych oraz oszacowanie szybkości ich propagacji.

W skład systemu EFI wchodzą 4 anteny rozciągnięte w płaszczyźnie wirowania satelity tworzące ramię płaszczyzny wirowania (Spin Plane Boom - SPB); 2 anteny na wysięgnikach skierowanych wzdłuż osi wirowania tworzące ramię osiowe (Axial Boom - AXB); oraz płyta eleketroniki do cyfrowej obróbki sygnału (Digital Signal Processing Board - DSP). Instrument pozwala na rejestrowanie zmienności pola E w płaszczyźnie wirowania w zakresie DC - 12 Hz  z dokładnością 0.05 mV/m. W osi obrotu pole E jest rejestrowane w zakresie DC - 12 Hz z dokładnością około 3 mV/m. Ponadto uzyskiwane są spektrogramy pól E i B w kierunkach prawie równoległym i prawie prostopadłym do składowej B w zakresie 1 Hz - 12 kHz z kadencją 6 sekund. Dane pozwalają też na oszacowanie potencjału powierzchni statku kosmicznego pokrywając gęstości zimnej plazmy w zakresie od 0.1 do około 100 cząstek/cm^3 z kadencją 1 sekundy.

[Scorus]

Anteny SPM zostały umieszczone w równych odstępach wokół obwodu satelity. Mają postać cienkich drutów. Na ich końcu umieszczono kule zbierające ładunek elektryczny z otoczenia. Jest on następnie wzmacniany przez przedwzmacniacz umieszczony również w pobliżu końca każdej anteny. Sygnał ten jest następie przesyłany do elektroniki SDP, gdzie jest filtrowany i przetwarzany celem przygotowania do transmisji. Para anten wykonująca pomiary wzdłuż osi X ma rozpiętość 50 metrów, a para prowadząca pomiary wzdłuż osi Y - 40 metrów. W czasie startu anteny są nawinięte na szpulę zewnętrz pojemników umieszczonych po wewnętrznej stronie bocznych paneli satelity. Ich przednie części wystają przez otwory w panelach. Po otwarciu dwuokapowych osłon i zwolnieniu blokad anteny są rozwijane przez siłę odśrodkową.

[Scorus]

Anteny AXB są umiejscowione na górnym i dolnym panelu struktury satelity, w obrębie pierścieni mocujących. Wykonują pomiary wzdłuż osi Z. Są całkiem sztywne. Na ich końcach znajdują się sensory sferyczne zbierające ładunek elektryczny z otoczenia, podobnie jak w przypadku anten SPM. Ładunek jest następnie wzmacniany przez przedwzmacniacz umieszczony również w pobliżu końca każdej anteny. Sygnał ten jest następie przesyłany do elektroniki DSP, gdzie jest filtrowany i przetwarzany celem przygotowania do transmisji.

Anteny te znajdują się na końcach sztywnych wysięgników. Po rozłożeniu cały układ po każdej ze stron satelity ma długość 6 metrów. W konfiguracji złożonej anteny są położone na panelach górnych i dolnych po kątem prostym w stosunku do złożonego wysięgnika. Kule na ich końcach są objęte przez sferyczne blokady. Podczas ich zwolnienia górna połowa blokady odchyla się od dolnej. Antena jest połączona z wysięgnikiem zawiasem. Po uwolnieniu kuli odgina się o 90 stopni od panelu satelity. Następnie rozkładany jest wysięgnik. Jest on sztywny, ma konstrukcję teleskopową. Jest wyciągany z pojemnika znajdującego się wewnątrz konstrukcji pojazdu za pomocą odpowiedniego silnika elektrycznego. Początkowo system rozkłada się automatycznie na długość 5 metrów. Następnie jego długość jest precyzyjnie zbliżana do 6 metrów  z centymetrową precyzją. Podczas tej operacji używane są przeglądowe odczyty pola elektrycznego wzdłuż osi wirowania satelity oraz oszacowania potencjału powierzchni statku kosmicznego. Pozwala to na zredukowanie szumu tła w trakcie pomiarów naukowych.