Radiation Belt Storm Probes - RBSP (kompendium)

[Scorus]

Poszczególne sensory wchodzące w skład EWF wykonują pomiary napięcia lokalnego. Różnice napięcia pomiędzy przeciwnymi sensorami są jednowymiarową miarą pola elektrycznego, czyli zasada pomiarów jest zbliżona do pracy zwykłego woltomierza. Pomiary wzdłuż trzech osi dostarczają trójwymiarowego obrazu pola elektrycznego. Dzięki temu możliwe jest określenie kierunku przepływu plazmy i ruchu fal elektrycznych. Szybkość strumieni plazmy jest też zależna od wartości napięcia. Szybkie strumienie są związane z wysokimi napięciami, a wolne - z niskimi.

Elektronika DSP przyjmuje sygnały z przedwzmacniaczy poszczególnych sensorów, ucyfrawia je i przetwarza. Ponadto przyjmuje dane z magnetometrów FGM i MSC instrumentu EMFISIS. Dostarcza spektrogramów fal elektrycznych i magnetycznych oraz fluktuacji gęstości zimnej plazmy. Z drugiej strony sygnał z DSP jest dostarczany do odbiornika komponentu WAVES instrumentu EMFISIS, gdzie pozwala na wspólną analizę elektrycznych i magnetycznych składowych fal plazmowych.

Instrument może pracować w dwóch trybach: trybie normalnym (Normla Mode), oraz w trybie rozbłyskowym (Burst Mode). W trybie normalnym do systemu telemetrycznego wysyłane są nieprzerwanie dane na temat pola elektrycznego z częstotliwością poniżej 12 Hz. W trybie rozbłyskowym stosowana jest dodatkowa jednostka pamięci, co pozwala na prowadzenie pomiarów z wysoką szybkością próbkowania - 30 000 próbek na sekundę. Rejestrowane są kształty fal E i B o wysokich częstotliwościach oraz potencjały poszczególnych sensorów do analiz interferometrycznych. Analiza interferometryczna pomiędzy dwoma przeciwległymi sensorami pozwala na zebranie informacji na temat struktur małoskalowych oraz o szybkościach fazowych.

[Scorus]

EMFISIS
Zestaw do pomiarów parametrów pól elektrycznych i magnetycznych pozwala na scharakteryzowanie roli odgrywanej przez pola elektryczne, magnetyczne i fale plazmowe w procesach wytwarzania populacji przyspieszonych cząstek i ich utraty  w magnetosferze. Dostarczane przez niego dane pozwolą na określenie pochodzenia różnych rodzajów fal plazmowych i ewolucji pola magnetycznego w wewnętrznej magnetosferze. Od procesów tych uzależniona jest struktura pasów radiacyjnych oraz prądu pierścieniowego w czasie burz geomagnetycznych. Do podstawowych celów naukowych tego zestawu należy: rozróżnienie pomiędzy zachodzącymi jednocześnie procesami wpływających na przyspieszanie i transport cząstek wysokoenergetycznych; rozróżnienie poszczególnych procesów odpowiedzialnych za zanik populacji cząstek wysokoenergetycznych; określenie ilościowego udziału procesów adiabatycznych i nieadiabatycznych w populacji cząstek; określenie wpływu prądu pierścieniowego i innych zjawisk związanych z burzami geomagnetycznymi na populacje protonów i elektronów w pasach radiacyjnych; oraz zbadanie zmienności prądu pierścieniowego w czasie burz geomagnetycznych i wyjaśnienie przyczyn tej zmienności. System pozwala na rejestrowanie zmian pola magnetycznego DC w zakresie DC - 30 Hz oraz zmian pól elektrycznych i magnetycznych AC w zakresie 10Hz - 400 kHz.

EMFISIS: KONFIGURACJA
W skład systemu EMFISIS wchodzą: magnetometr transduktorowy (Fluxgate Magnetometer - MAG); odbiornik fal plazmowych (Plasma Waves Receiver - WAVES); oraz centralna jednostka obróbki danych (Central Data Processing Unit - CDPU).

[Scorus]

EMFISIS: MAG
Magnetometr MAG pozwala na uzyskanie pełnych wektorów pola magnetycznego. W połączeniu z pomiarami systemu EWF pozwalają one na rejestrowanie fal o niskich częstotliwościach, takich jak EMIC (Electromagnetic Ion Cyclotron) czy zmienność prądu pierścieniowego. Ponadto magnetometr ten rejestruje pole magnetyczne tła istotne dla badań cząstek energetycznych.

MAG jest zainstalowany na końcu sztywnego wysięgnika (MAG Boom). Znajduje się on na końcu jednego z paneli słonecznych. Składa się z dwóch belek. Zostanie rozłożony po starcie. Belka krótsza jest połączona nieruchomo z panelem. Belka dłuższa w konfiguracji złożonej jest położona na górnej powierzchni panelu. Jest odchylana od niego po zwolnieniu blokad, w trakcie procedury rozkładania paneli słonecznych. Po pełnym rozłożeniu koniec wysięgnika znajduje się  w odległości 3 metrów od korpusu satelity. Dzięki temu pomiary pola magnetycznego nie będą zakłócone przez pole magnetyczne generowane przez systemy satelity.

W skład magnetometru wchodzą 3 jednostki pomiarowe mierzące natężenie pola magnetycznego wzdłuż 3 osi ustawionych prostopadle do siebie. Tak więc całe urządzenie jest magnetometrem trójosiowym. Mierzy 64 sektory pola magnetycznego na sekundę, co pozwala na zarejestrowanie zmienności pola w zakresie częstotliwości 0 - 30 Hz. Pomiary mogą być wykonywane w dwóch zakresach natężenia pola:  0 - 65536 nT z rozdzielczością 2 nT i 0 - 4096 nT z rozdzielczością 0.13 nT. Dane z MAG pozwalają na szybkie uzyskanie 4 wektorów pola magnetycznego na sekundę. Dalsza obróbka pozwala na uzyskanie 20 wektorów na sekundę lub 32 wektorów na sekundę w trybie rozbłyskowym.

W każdej jednostce pomiarowej MAG wykorzystywana jest standardowa zasada działania magnetometrów transduktorowych. Pojedynczy element jest złożony z pierścienia wykonanego z łatwo magnesowalnego materiału. Wokół takiego rodzenia nawinięta jest zwojnica. Przez zwojnicę przepuszczany jest zmienny prąd elektryczny. Powoduje on wygenerowanie pola magnetycznego w rdzeniu. Ma ono znaną wartość. Mierzone zewnętrzne pole magnetyczne zaburza symetrię pola indukowanego. Pomiary wynikowego pola magnetycznego są wykonywane dzięki drugiej zwojnicy otaczającej rdzeń. Umożliwiają one obliczenie natężenia zewnętrznego pola magnetycznego.

[Scorus]

EMFISIS: WAVES
System do badań fal plazmowych dostarcza dwóch typów pomiarów. W pierwszym połączenie pomiarów pól elektrycznych i magnetycznych pozwala na uzyskanie pełnych wektorów pól elektrycznych i magnetycznych w zakresie 10 - 12000 Hz.  Tym samym pozwala na określenie podstawowych parametrów fal, takich jak wektor Poyntinga, polaryzacja, planarność i eliptyczność. Są one istotne dla badań takich zjawisk jak syk VLF, magnetosoniczny szum równikowy i chór VLF. W drugim typie pomiarów rejestrowane jest pole elektryczne wzdłuż jednej osi w zakresie częstotliwości 10 - 400 kHz. Pozwala to na zidentyfikowanie emisji przy częstotliwości górnej hybrydowej, a tym samym na określenie gęstości plazmy w tle. Czułość pomiarów wynosi 3x10^-17 V^2/m^2 x Hz^-1 przy 1 kHz w obu przypadkach.

W skład systemu WAVES wchodzi magnetometr zwojowy (Magnetic Search Coil - MSC) oraz odbiornik skanujący zakres mierzonych częstotliwości (Sweep Frequency Receiver).

Magnetometr MSC jest zainstalowany się na końcu sztywnego wysięgnika (SCM Boom). Znajduje się on na końcu jednego z paneli słonecznych. Składa się z dwóch belek, jego konstrukcja jest analogiczna do wysięgnika magnetometru MAG. Zostanie rozłożony po starcie, podczas otwierania paneli słonecznych. Po pełnym rozłożeniu jego koniec będzie znajdował się  w odległości 3 metrów od korpusu satelity. Dzięki temu pomiary pola magnetycznego nie będą zakłócone przez pole magnetyczne generowane przez systemy satelity.

W skład magnetometru wchodzą 3 sensory mierzące zmiany natężenia pola magnetycznego wzdłuż 3 osi ustawionych prostopadle do siebie. Tak więc całe urządzenie jest magnetometrem trójosiowym.

Każdy sensor MSC składa się ze zwojnicy miedzianej otaczającej rdzeń o wysokiej przenikalności magnetycznej. Rdzeń koncentruje linie sił pola magnetycznego (niosące fluktuacje) wewnątrz zwojnicy. Fluktuacje pola magnetycznego powodują powstanie ładunku i zmian napięcia wewnątrz zwojnicy. Zmiany napięcia są rejestrowane przez elektronikę urządzenia, dostarczając pomiaru zmian pola magnetycznego w otoczeniu.

Odbiornik przyjmuje sygnały z magnetometru MSC i przetwarza je uzyskując dane opisujące magnetyczną składową fal plazmowych. Ponadto przyjmuje odczyty zmian natężenia pól elektrycznych z sensorów systemu EWF uzyskując informacje na temat elektrycznej składowej fal plazmowych.

Dane z systemu WAVES pozwalają na uzyskanie następujących produktów: matryc spektralnych w zakresie 10 Hz -12 kHz z kadencją 6 sekund (lub częściej w przypadku niektórych badań); spektrum i opisu polaryzacji fal (obróbka w tym kierunku jest wykonywana zarówno na Ziemi jak i na pokładzie) z kadencją 6 sekund lub częściej; spektrum pola elektrycznego do 7 MHz z kadencją 6 sekund i gęstości elektronów; oraz kształtów fal jednocześnie w 6 kanałach.

[Scorus]

EMFISIS: CDPU
Jednostka elektroniki służy do kontroli pracy całego instrumentu EMFISIS. Ponadto jednocześnie obrabia dane pochodzące z MAG i WAVES w celu przygotowania ich do transmisji na Ziemię. Odpowiednie filtrowanie danych umożliwia pracę w dwóch trybach: przeglądowym (Survey Mode) w trakcie okresów o małej aktywności geomagnetycznej; oraz rozbłyskowym (Burst Mode) w czasie gwałtownych zjawisk.

CDPU obejmuje pojedynczą płytę elektroniki zlokalizowaną wewnątrz satelity. Oprogramowanie instrumentu jest oparte na systemie operacyjnym RTEMS (Real-Time Executive for Multiprocessor Systems) 4.9.2. Mieści się w pamięci C-RAM o pojemności 2 megabitów. Procesorem jest odporny na błędy LEON3 na układzie FPGA (Field Programmable Gate Array) ACTEL RTAX2000. CDPU posiada też pamięć SRAM o pojemności 2 megabitów oraz SDRAM 512 Mb. Ta ostatnia służy do buforowania danych.

Projekt EMFISIS jest koordynowany przez Uniwersytet Stanowy Iowa (University of Iowa). Instytucja ta opracowała również magnetometr MSC. Magnetometr MAG został dostarczony przez Centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Space Flight Center - GSFC) w Greenbelt w stanie Maryland.  Jednostka CDPU została opracowana przez Uniwersytet w New Hampshire (University of New Hampshire). Za analizę danych i modelowanie odpowiedzialne są: Uniwersytet Kalifornijski (University of California) w Los Angeles, Los Alamos National Laboratory, Charles University w Pradze, oraz Institute for Space Research w Graz w Austrii.

[Scorus]

HISTORIA MISJI
Misja RBSP została zatwierdzona do realizacji 30-31 stycznia 2007 r. W październiku 2008 r projekt przeszedł wstępny przegląd (Preliminary Design Review - PDR). W styczniu 2009 r przeszedł również przegląd potwierdzający jego wykonalność przy zakładanym budżecie. W następnych latach instrumenty naukowe i oba satelity były budowane i testowane. 30 kwietnia 2012 r przetransportowano je z APL do KSC, gdzie przeszły ostatnie testy i przygotowania do startu.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
 Satelity RBSP wystartowały ostatecznie 20 sierpnia 2012 r. Rakietą nośną był Atlas 5 w konfiguracji 401. Charakteryzowała się ona owiewką o średnicy 4 metrów i barkiem silników pomocniczych. Miejscem startu był przylądek Canaveral, kompleks startowy 41. Start został odnotowany o godzinie 08:05 UTC. Po 100 sekundach od startu, o godzinie 08:06 UTC rakieta przeszła przez region maksymalnego ciśnienia aerodynamicznego. Po 2 minutach i 50 sekundach od startu, o 08:07 UTC włączony został system kontroli orientacji przestrzennej rakiety. Wyłączenie silnika RD-180 stopnia 1 (Booster Engine Cut-off - BECO) nastąpiło po 4 minutach i 5 sekundach od rozpoczęcia lotu, o 08:09 UTC. Stopień ten został odrzucony 9 sekund później. Uruchomienie dostarczonego przez firmę Pratt & Whitney Rocketdyne silnika RL10 stopnia 2, czyli Centaur nastąpiło po 4 minutach i 24 sekundach od startu, o 08:09 UTC. Owiewka została odrzucona po 4 minutach i 32 sekundach od rozpoczęcia misji. Pierwsze wyłączenie silnika Centaura (Main Engine Cut-off 1 - MECO 1) nastąpiło po 13 minutach i 41 sekundach od startu, o 08:17 UTC. Tym samym zespół Centaur/RBSP B/RBSP A wszedł na wstępną, parkingową orbitę okołoziemską. Charakteryzowała się ona apogeum na wysokości 373 mil, perygeum 104 mil i inklinacją 25.5 stopnia. Po 15 minutach od startu, o 08:20 UTC wykonany został manewr zmiany orientacji przestrzenną na właściwą dla lotu orbitalnego. Następnie rakieta przeleciała nad równikową częścią Atlantyku, Afryką, Madagaskarem, Oceanem Indyjskim i w pobliżu zachodnich wybrzeży Australii. Po 66 minutach od startu, o 09:11 UTC rozpoczęty został manewr zmiany orientacji przed ponownym uruchomieniem silnika. Trwał on minutę. Zwiększanie ciśnienia w systemie paliwowym stopnia Centaur rozpoczęło się po 68 minutach i 25 sekundach od startu, o 09:13 UTC. Drugie uruchomienie silnika górnego stopnia nastąpiło po 69 minutach i 32 sekundach od startu, o 09:14 UTC. Manewr ten trwał 4.5 minuty. Drugie wyłączenie silnika Centaura (MECO-2) nastąpiło po 74 minutach i 12 sekundach od rozpoczęcia lotu o 09:19 UTC. Po 75 minutach od startu, o 09:20 UTC rozpoczęto manewr zmiany orientacji przed uwolnieniem pierwszego satelity. Zakończył się on po 77 minutach i 20 sekundach od startu, o 09:22 UTC. Następnie rakieta obracała się w tempie 30 stopni na sekundę. Uwolnieniem satelity RBSP A położonego na górze "stosu" nastąpiło po 79 minutach i 3 sekundach od startu, o 09:24 UTC. W tym czasie rakieta przelatywała nad Pacyfikiem, na południe od Hawajów. Po 84 minutach od startu, o 09:29 UTC uruchomione zostały silniki kontroli orientacji centaura w celu podwyższenia orbity przed uwolnieniem drugiego satelity. Manewr ten trwał 140 sekund. Zakończył się o 09:31 UTC, po 86 minutach i 35 sekundach od startu. Manewr zmiany orientacji przestrzennej przed uwolnieniem drugiego ładunku rozpoczął się po 87 minutach od startu, o 09:32 UTC. Zakończył się on o godzinie 09:34 UTC, po 89 minutach i 10 sekundach od rozpoczęcia misji. Uwolnienie satelity RBSP B nastąpiło po 91 minutach i 11 sekundach od startu, o 09:36 UTC. Oba satelity bez problemów rozłożyły swoje panele słoneczne i nawiązały łączność z Ziemią. Podczas rozkładania paneli rozpostarte zostały też wysięgniki magnetometrów instrumentu EMFISIS. Start zakończył się pełnym sukcesem.

Po starcie satelita RBSP A znalazł się na orbicie charakteryzującej się perygeum na wysokości 600 km i apogeum 30 410 km. Inklinacja wynosiła wynosiła 10 stopni. RBSP B znalazł się na otorbicie charakteryzującej się perygeum również 600 km, ale wyższym apogeum -  30 540 km. Inklinacja wyniosła również  10 stopni.

Na dalszym etapie misji satelity wykonały niewielkie korekty orbity. Ponadto rozłożone zostały anteny i wysięgniki systemu EWF. W pierwszej kolejności rozwinięte zostały anteny radialne. Po zwolnieniu blokady zostały wyciągnięte ze swoich pojemników przez siłę odśrodkową. Następnie rozpostarte zostały wysięgniki osiowe. Rozłożyły się teleskopowo. Procedurę tą obsługiwał odpowiedni silnik elektryczny.

Po okresie testów i kalibracji instrumentów naukowych rozpoczęła się naukowa faza misji. Misja nominalna trwała 2 lata. Następnie została przedłużona o kolejne 2 lata.

[Scorus]

 Orbity robocze obu satelitów są silnie eliptyczne. Orbita robocza RBSP A charakteryzuje się perygeum na wysokości 605 km i apogeum 30 410 km. Perygeum satelity RBSP B znajduje się na wysokości 625 km, a apogeum - 30 540 km. Inklinacja orbit wynosi 10 stopni. Duży mimośród orbit pozwala na uzyskanie dwóch szerokich radialnych profilów pomiarów w trakcie każdego obiegu. Lokalizacja perygeów wewnątrz typowych orbit geosynchronicznych zoptymalizowała pokrycie pomiarami wewnętrznej magnetosfery i częstość przecinania pasów radiacyjnych. Różnice w okresie obiegu sprawiły, że RBPS A mija RBSP B co 75 dni. W tym okresie satelity wykonują odpowiednio 200 i 201 obiegów. Różnice w wysokości apogeów pozwalają na wykonywanie pomiarów w pełnym zakresie odległości pomiędzy satelitami kilkakrotnie w trakcie trwania misji nominalnej. Płaszczyzny orbit przebiegają prawie dokładnie w płaszczyźnie równika magnetycznego Ziemi, dzięki czemu satelity mogą rejestrować pełny zakres kątów pomiędzy trajektoriami cząstek a liniami pola magnetycznego w obrębie pasów radiacyjnych. Ponadto pozwala to na zaobserwowanie procesów zachodzących tylko w okolicach równika magnetycznego.

Orbity podlegają precesji długości geograficznej. Powoli zmieniają swoją orientację względem Słońca i Ziemi. Dzięki temu w trakcie misji pomiary są wykonane  we wszystkich regionach zdefiniowanych przez lokalny czas słoneczny. Pomiary po nocnej stronie Ziemi są możliwe w trakcie pierwszego roku misji, a po stronie dziennej - w trakcie drugiego roku. Dostarcza to unikalnej okazji do rozróżnienia roli poszczególnych procesów odpowiedzialnych za oddziaływania cząstek i pół w różnych regionach wewnętrznej magnetosfery. Ponieważ obie orbity różnią się nieznacznie czasem obiegu, ich dryf odbywa się w innym tempie. Dzięki temu powstają dwa rodzaje wzajemnej konfiguracji satelitów. W pierwszym typie poszczególne satelity jednocześnie prowadzą pomiary w różnych "regionach czasu lokalnego". W drugim oba, jeden po drugim wykonują pomiary w tym samym regionie. Dzięki temu możliwe jest zbadanie zarówno struktury przestrzennej pół i populacji cząstek jak i zmian zachodzących w ich obrębie w czasie.

W trakcie misji oba satelity są stabilizowane obrotowo w tempie 5 RPM. Oś obrotu jest zwrócona w stronę Słońca. Jest nieruchoma. Jednak ponieważ Ziemia okrąża Słońce w tempie około 1 stopnia na dzień w celu utrzymywania zorientowania na Słońce konieczne są korekty orientacji. Manewry takie są wykonywane co 21 dni, gdy rektascensja (RA) Słońca wzrasta do około 21 stopni. Manewr ego typu pozwala na zmianę pozycji osi wariowania poprzez jej przekręcenie o około 10.5 stopnia w kierunku wschodnim (+RA) w stosunku do Słońca. Podczas następnych 21 dni Słońce przemieszcza się w kierunku wschodnim (w kierunku +RA), przecinając oś obrotu po 11 dniach od manewru. W 21 dniu od manewru Słońce znajduje się w punkcie położonym 2 odległości 10.5 stopnia na wschód od osi obrotu. Następnie wykonywany jest kolejny manewr. Proces ten jest powtarzany w ciągu całego okresu trwania misji. Gdy Słońce znajduje się nad półkulą północną (21 marca - 21 września) oś wirowania jest odchylona o 17 stopni na południe od płaszczyzny ekliptyki. W czasie gdy Słońce znajduje nad półkulą południową (21 września - 21 marca) oś wirowania jest odchylona od płaszczyzny ekliptyki o 17 stopni w kierunku północnym.

Główna stacja naziemna przeznaczona do obsługi misji zalkalizowana jest w JHU/APL w Laurel w stanie Maryland. Dysponuje anteną o średnicy 18 metrów. Dodatkowo mogą być zastosowane dwie 13-metrowe anteny tworzące sieć PrioraNet będącą częścią Universal Space Network (USN). Stacje te są zlokalizowane w South Point na Hawajach oraz w Dongarze w Australii. Są używane w początkowej fazie misji, podczas poważniejszych problemów, oraz w okresach gdy stacja APL nie jest dostępna. Ponadto dane są przesyłane do satelitów TDRS.