Swarm (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE

Swarm jest konstelacją trzech satelitów ESA przeznaczonych do wykonania najdokładniejszego jak do tej pory przeglądu pola geomagnetycznego i jego ewolucji czasowej. Jest to najambitniejszy projekt w tej dziedzinie. Dostarczy nowych informacji na temat systemu obejmującego Ziemię i jej otoczenie dzięki lepszemu zrozumieniu budowy wnętrza planety i jego związków z geoprzestrzenią (obszarem w którym procesy elektromagnetyczne są uzależnione od pola magnetycznego Ziemi). Satelity dostarczają wysoko precyzyjnych i wysokorozdzielczych pomiarów intensywności, kierunku i zmienności pola magnetycznego w połączeniu  pomiarami cząstek, przyspieszenia i precyzyjną nawigacją. Pozwoli to na opracowanie pierwszego globalnego obrazu zmienności czasowej pola geomagnetycznego w skali od godzin do kilku lat i bezpośrednie wyizolowanie różnorodnych źródeł pola magnetycznego. Satelity dostarczą zwłaszcza charakterystyk przestrzenno - czasowych zarówno wewnętrznych źródeł pola magnetycznego (w jądrze, płaszczu i skorupie) jak i źródeł zewnętrznych (prądów w jonosferze i magnetosferze). Stworzy to unikalną okazję do badań składu i procesów zachodzących we wnętrzu Ziemi. Zbierane informacje pozwolą również na badania wpływu Słońca na otoczenie Ziemi. Do podstawowych szczegółowych celów naukowych misji zaliczają się: wykonanie precyzyjnych badań dynamiki jądra Ziemi, procesów związanych z geodynamem i oddziaływań między jądrem i płaszczem; scharakteryzowanie magnetyzmu litosferycznego i jego powiązanie ze strukturami geologicznymi; określenie przewodności płaszcza Ziemi w trzech wymiarach; oraz wykonanie badań przepływu ładunków elektrycznych w magnetosferze i jonosferze. Do celów dodatkowych zaliczają się: zidentyfikowanie wzorca cyrkulacji oceanicznej poprzez poszukiwania jej sygnatur magnetycznych; oraz ilościowe scharakteryzowanie zjawisk magnetycznych zachodzących w górnej atmosferze Ziemi.

W przypadku dynamiki jądra i procesów geodynama  Swarm pozwoli na poprawę modeli pola magnetycznego generowanego przez jądro w stosunku do rezultatów opartych na danych z satelitów Ørsted (duński satelita wystrzelony 23 marca 1999 r), CHAMP (Challenging Minisatellite Payload, niemiecki satelita wystrzelony 15 lipca 2000 r i zdeorbitowany 19 września 2012 r) i SAC-C (argentyński satelita z udziałem USA, Francji, Włoch, Danii i Brazylii wystrzelony 21 listopada 2000 r). Będzie to możliwe dzięki długotrwałym pomiarom z lepszą rozdzielczością przestrzenną i czasową. Pozwoli to na zweryfikowanie podstawowych założeń używanych podczas przewidywania krótkoterminowej ewolucji głównej składowej pola magnetycznego Ziemi, zarówno klasycznych (np. przepływ zamrożony) jak i bardziej współczesnych (np. przepływ heliakalny). Dane z satelitów pozwolą też na opracowanie modeli przepływu na powierzchni jądra z większą rozdzielczością czasową. Poprawi to współczesne symulacje, w których przepływ na powierzchni jądra jest słabo rozdzielony, tak że uwzględniany jest tylko średni przepływ w okresie ostatnich 20 lat. Takie szczegółowe modele przepływu na powierzchni jądra pozwolą na dalsze badania oscylacji skrętnych i oddziaływań między jądrem a płaszczem. Połączenie danych Swarm z danymi Ørsted i CHAMP pozwoli na badania wszystkich zjawisk magnetohydrodynamicznych mogących potencjalnie wpływać na jądro w okresach czasu od krótszych niż rok do trwających dekady. Głównym przedmiotem zainteresowania są tu zmiany pola magnetycznego które nie mogą być wyjaśnione na bazie modeli przepływu na powierzchni jądra. Dalszym badaniom poddane zostaną procesy dyfuzji magnetycznej w jądrze. Ponadto mogą zostać zidentyfikowane ruchy falowe mogące odpowiadać za propagację cech magnetycznych na powierzchni jądra. Pozwoli to na nałożenie mocnych ograniczeń na intensywność toroidalnego pola magnetycznego w zewnętrznej części jądra. Poza tym, dzięki szczegółowym informacją na temat ewolucji pola magnetycznego na powierzchni jądra w długim okresie czasu użycie nowych metod analizy danych pozwoli na dokładniejsze przewidywanie zachowania się pola magnetycznego Ziemi, zwłaszcza w obszarze anomalii południowoatlantyckiej.

Pomiary dostarczone przez satelity pozwolą na rozciągnięcie pomiarów pola magnetycznego związanego z litosferą na zakres głębokości 5 - 3000 km. Obecne pomiary nie obejmują środkowej części litosfery. Zostanie to osiągnięte dzięki większej rozdzielczości pomiarów. Większa rozdzielczość pozwoli też na zidentyfikowanie pasów magnetycznych w skorupie oceanicznej odpowiadających okresom o odwrotnej biegunowości pola magnetycznego. Po raz pierwszy pasy zostaną zmapowanie globalnie. Globalne mapowanie pasów magnetycznych będzie bardzo istotne, ponieważ obecnie zawiera ono duże przerwy na obszarze Oceanu Południowego. Utrudnia to badania tektoniki płyt litosfery oceanicznej. Misja pozwoli też na rozpoznanie anomalnych pasów magnetycznych przebiegających w kierunku północ - południe. Są one trudne do wyizolowania z danych dostarczanych przez pojedyncze satelity na orbitach polarnych. Unikalna konfiguracja konstelacji Swarm z niewielką separacją w kierunku wschód - zachód pomiędzy dwoma satelitami na niższych orbitach pozwoli na obejście tych ograniczeń. Inną istotną implikacją pomiarów pola magnetycznego litosfery o większej rozdzielczości będzie możliwość opracowania globalnych map przepływu ciepła. Obszary charakteryzujące się silnym przepływem ciepła posiadają pole magnetyczne o małej intensywności. Jest to wywołane obecnością materii o temperaturze większej od temperatury Curie. Do tej pory w ten sposób, na bazie danych z satelitów CHAMP i Ørsted rozpoznano takie obszary na Antarktyce, pod lodowcami.

Oszacowania przewodności elektrycznej płaszcza Ziemi  poprawią poznanie jego właściwości fizycznych i chemicznych. Głębokie części płaszcza mogą być próbkowane z użyciem sygnałów magnetycznych powstających w jądrze i rejestrowanych na powierzchni Ziemi. Metoda ta jest oparta na precyzyjnym określaniu parametrów pola magnetycznego podczas epizodów jego szybkich i krótkotrwałych zmian. Wymaga poczynienia pewnych założeń a priori na temat kinematyki ruchów płynu w zewnętrznej części jądra. Przewodność płaszcza górnego może zostać oszacowana na bazie obserwacji efektów geomagnetycznych wywoływanych przez zmiany pola magnetycznego powodowane przez czynniki zewnętrzne. Przewodność elektryczna płaszcza jest bardzo czuła na małe zmiany zawartości płynu i stopnia stopienia materiału w jego obrębie i w mniejszym stopniu na zmiany w jego mineralogii. Badania poziomej zmienności w właściwościach fizycznych płaszcza za pomocą metod geofizycznych są obecnie istotnym zagadnieniem. Dostarczają informacji na temat takich procesów geodynamicznych jak konwekcja w płaszczu, dalsze losy płyt tektonicznych pochłoniętych podczas subdukcji oraz geneza kontynentów. Obecnie ulepszenia w metodach tomografii sejsmicznej dostarczyły ważnych rezultatów dotyczących właściwości mechanicznych pochłoniętych płyt i strumieni materii w płaszczu. Oszacowania przewodności elektrycznej dostarczają natomiast informacji na temat spójności takich składników płaszcza jak grafit, płyny, materia częściowo stopiona i substancje lotne. Mogą one wywierać istotny wpływ na reologię i ostatecznie na konwekcję w płaszczu i tektonikę. Z powodu rzadkości i nieregularności w lokalizacji obserwatoriów geomagnetycznych (np tylko kilka z nich znajduje się na obszarach oceanicznych) globalny obraz przewodności elektrycznej płaszcza może zostać uzyskany tylko dzięki pomiarom prowadzonym z orbity. Właściwe mapowanie przewodności w trzech wymiarach wymaga danych o wyższej rozdzielczości przestrzennej niż odstępne obecnie oraz polepszenia oszacowań odpowiedzi elektrycznej płaszcza w skalanych czasowych od godzin do dni. Satelity Swarm dostarczą wymaganych danych w różnych regionach jednocześnie.

Jednoczesne pomiary pół magnetycznych generowanych przez przepływ ładunków w jonosferze i magnetosferze prowadzone na różnych wysokościach i w różnym czasie lokalnym pozwolą na lepsze oddzielenie wewnętrznych i zewnętrznych źródeł pola magnetycznego. Tym samym poprawią modele pola geomagnetycznego, ponieważ efekt wywoływany przez pola magnetyczne powstające zewnętrznie zawsze wprowadza błąd systematyczny w modele tego typu. Poza znaczeniem dla badań wewnętrznego pola magnetycznego Ziemi dane te pozwolą również na lepsze scharakteryzowanie zewnętrznego pola magnetycznego. Będzie to istotne dla badań nad pogodą kosmiczną oraz praktycznych zastosowań jej modeli. Jednoczesne uzyskiwane danych w różnym czasie lokalnym pozwoli na opracowanie nowych metod jednoczesnego szacowania zewnętrznych i wewnętrznych źródeł pola magnetycznego. Konstelacja trzech satelitów dostarczy pierwszych miarodajnych charakterystyk prądów szeregowych łączących różne regiony magnetosfery z jonosferą. Instrumenty naukowe wykonujące pomiary pola elektrycznego i magnetycznego oraz pomiary gęstości plazmy w otoczeniu satelitów, w połączeniu ze specyficzną konfiguracją konstelacji  pozwolą też na oszacowanie innych komponentów przepływu ładunków, takich jak prądy szeregowe w najbliższym otoczeniu Ziemi. Będzie to miało duże znaczenie dla lepszego poznania dynamiki górnej części atmosfery Ziemi.

Jednym ze źródeł pola magnetycznego mierzonego na orbicie są również ruchy wody oceanicznej. Pozwala to na podjęcie próby obserwacji przepływu wody w oceanach z orbity na podstawie pomiarów pola magnetycznego. W porównaniu  innymi metodami możliwe jest dzięki temu np. oszacowanie szybkości przepływu integrowanej w głębokości. Jest to parametr istotny dla modelowania wpływu oceanów na klimat. Ponadto sygnał magnetyczny związany z cyrkulacją oceaniczną może być wykrywany również nad obszarami pokrytymi lodem. Dotychczasowe modele cyrkulacji oceanicznej i przewodności mas wodny oceanicznej wskazały, że spodziewane amplitudy pola magnetycznego znajdują się w zakresie rozdzielczości Swarm. Skorelowanie sygnałów wywoływanych przez pływy poprawi dokładność modeli pola magnetycznego związanego z litosferą. Dzięki lepszej zdolności separacji różnorodnych źródeł pola magnetycznego oraz z użyciem odpowiednich metod statystycznych dane Swarm mogą pozwolić na rozpoznanie wzorca przepływu wody oceanicznej w dużej skali.

Pole geomagnetyczne wywiera bezpośredni wpływ na dynamikę jonów i cząsteczek neutralnych w górnej części atmosfery. Zjawiska te mogą też wywierać pewien wpływ na dolne części atmosfery. Każdy z satelitów Swarm dostarcza wysokorozdzielczych pomiarów oddziałujących pól i cząstek w swoim otoczeniu. Dane te są kluczowe dla badań systemu atmosfera / pole geomagnetyczne. Misja pozwoli zwłaszcza na szczegółowe mapowanie zjawisk jonosferycznych na podstawie pomiarów gęstości plazmy. Jest to istotne również dla badań atmosfery neutralnej. Zmiany w gęstości neutralnej frakcji górnej atmosfery następują na skutek ogrzewania Joulea w jonosferze. Tak więc połączenie obserwacji wleczenia atmosferycznego z precyzyjnymi pomiarami pola elektrycznego i magnetycznego pozwoli na wyjaśnienie mechanizmu fizycznego odpowiedzialnego za występowanie nieregularności w gęstości górnej atmosfery neutralnej.

Dane dostarczane przez satelity są kluczowe dla wielu międzynarodowych programów badawczych, związanych zarówno z wnętrzem Ziemi jak i jej otoczeniem. Misja jest istotnym wkładem w kampanię Międzynarodowa Dekada Badań Geopotencyjnych (International Decade of Geopotential Research) prowadzoną przez Międzynarodową Unię Geofizyki i Geodezji (International Union of Geophysics and Geodesy - IUGG). Jej celem jest poznanie zmienności czasowych sygnałów magnetycznych i grawitacyjnych. Pole magnetyczne jest też najistotniejszym czynnikiem modyfikującym wpływ Słońca na środowisko Ziemi. Dzięki naciskowi na rozróżnienie wewnętrznych i zewnętrznych źródeł pola magnetycznego cele misji korespondują również z programem International Living with a Star Program (ILWS).

Poza tym dane dostarczane przez satelity będą miały szereg zastosowań praktycznych. Lepsze zrozumienie rozmieszczenia geograficznego i zmienności czasowej pola geomagnetycznego wynikającej z dynamiki wewnętrznej i zaburzeń wprowadzanych przez zmienną aktywność słoneczną pozwoli na precyzyjniejsze scharakteryzowanie uszkodzeń systemów satelitów, zaburzeń w komunikacji satelitarnej, błędów w pomiarach GPS, zmienności wleczenia atmosferycznego odczuwanego przez satelity, oraz powstawania prądów indukowanych w sieciach elektrycznych. Tym samym będą miały znaczenie dla przeciwdziałania tym problemom. Ponadto dzięki satelitom przecinającym elektrodżet zorzowy w dwóch płaszczyznach orbitalnych misja stworzy okazję do opracowania satelitarnego współczynnika aktywności geomagnetycznej. Dla wielu zastosowań będzie on lepszym parametrem niż współczynniki oparte na pomiarach naziemnych.

Misja jest realizowana w ramach programu ESA Living Planet Programme, jako piąty lot serii Earth Explorer i trzecia misja klasy małej (Opportunity Mission). Jest to pierwsza misja tego programu obejmująca więcej niż jednego satelitę. Całkowity koszt misji wyniósł 229.6 mln euro.

Poszczególne satelity są oznaczone jako Swarm A (2013-067B), Swarm B (2013-067A) i Swarm C (2013-067C).

[Scorus]

KONSTRUKCJA

Wszystkie trzy satelity konstelacji Swarm charakteryzują się identyczną konstrukcją i wyposażeniem. Ich głównym wykonawcą jest firma EADS Astrium GmbH z Friedrichshafen w Niemczech. Jednym z głównych wymogów branych pod uwagę w czasie projektowania satelitów była konieczność zapewnienia wysokiej czystości magnetycznej w celu zapewnienia bardzo dużej dokładności pomiarów pola magnetycznego. Dlatego też w konstrukcji użyto materiałów nie podlegających magnetyzowaniu i odpowiednie uziemienie systemów elektrycznych. Magnetometry umieszczono ponadto na wysięgniku. Kolejnym wymogiem była konieczność bardzo precyzyjnej znajomości orientacji przestrzennej wektorów pola magnetycznego. Dlatego też magnetometr pola wektorowego VFM został połączony ze szperaczami gwiazd za pomocą bardzo stabilnej ławy optycznej. Ponadto wymagane było osiągnięcie wysokiego współczynnika balistycznego. W tym celu powierzchnia satelity zwrócona w stronę ruchu orbitalnego jest maksymalnie mała (o powierzchni 0.7 metra kwadratowego), co minimalizuje wleczenie atmosferyczne. Poza mechanizmami rozkładającymi wysięgnik magnetometrów i rotor magnetometru ASM satelity nie posiadają żadnych ruchomych części, które mogłoby wprowadzić wibracje zakłócające pomiary przyspieszeniomierza. Satelity mają kształt w przybliżeniu graniastosłupa o podstawie w kształcie trapezu. Pozwoliło to na zmieszczenie wszystkich 3 satelitów we wnętrzu owiewki rakiety nośnej, tak że odległość pomiędzy nimi wynosiła tylko kilka centymetrów. Każdy satelita ma wymiary  9.1 x 1.5 x 0.85 m (z rozłożonym wysięgnikiem). Masa pojedynczego satelity bez paliwa wynosi 365 kg a masa paliwa - 106 kg. Całkowita masa startowa wynosi 471 kg.

[Scorus]

Dolna (zwrócona w stronę zenitu czyli prostopadle do osi odchylenia -Z) strona konstrukcji mechanicznej satelity jest złożona z trzech paneli. Panel znajdujący się od strony osi przechylenia +X (zwróconej w kierunku ruchu orbitalnego) ma kształt prostokątny.  Na jego wewnętrznej stronie zainstalowano baterię oraz szereg podstawowych jednostek awioniki: komputer pokładowy (Onboard Computer - OBC); jednostkę kontrolki i dystrybucji zasilania (Power Control and Distribution Unit - PCDU); oraz system śledzenia, kontroli i transmisji danych (Tracking, Telemetry and Control Unit - TTC) czyli transponder pasma S. Na stronie zewnętrznej umieszczono jedną z dwóch anten pasma S. Dolny panel środkowy ma  również kształt prostokątny. Po stronie wewnętrznej zainstalowano na nim dwa zbiorniki paliwa oraz jednostki elektroniki komponentów systemu nawigacyjnego i instrumentów naukowych. Do tych ostatnich zaliczają się: dwie jednostki elektroniki odbiornika GPS (GPS Receiver Electronics Unit - GPSRE); jednostka elektroniki szperacza gwiazd (Star Tracker Electronics Unit - STRE); jednostka elektroniki magnetometru pola wektorowego VFM (Vector Field Magnetometer Electronics Unit - VFME); oraz przyspieszeniomierz ACC będący jednym z instrumentów naukowych. Na stronie zewnętrznej umieszczono dwie głowice sensora Ziemi i Słońca (Coarse Earth and Sun Sensor - CESS) systemu nawigacyjnego. Panel dolny od strony osi -X ma kształt trójkątny. Po stronie zewnętrznej zainstalowano na nim dwie jednostki elektroniki magnetometru absolutnego pola skalarnego ASM (Absolute Scalar Magnetometer Electronics Unit - ASME) oraz trzy magnetometry transduktorowe systemu nawigacyjnego (Fluxgate Magnetometer - FGM). Przy jego dolnym końcu, od strony zewnętrznej umieszczono dwie pary głowic CESS systemu nawigacyjnego. Z jego wąskim końcem (od strony osi -X) łączy się wysięgnik rozkładany (Deployable Boom Assembly - DBA) z instrumentami VFM i ASM oraz głowicami szperacza gwiazd systemu nawigacyjnego (Star Tracker Head - STRH).

Z panelami dolnymi łączy się 5 paneli wewnętrznych w kształcie trapezów. Panel najbardziej przedni (od strony +X) stanowi jednocześnie ścianę przednią. W konfiguracji startowej łączył się on z adapterem z górnym stopniem rakiety. Znajduje się na nim instrument EFI. Trzy dalsze panele wewnętrzne mają równą wielkość, a ostatni jest mały i znajduje się blisko wąskiego końca satelity. Z krawędziami paneli wewnętrznych połączone są cztery panele górno - boczne (panele YZ). Para tych paneli od strony +X ma kształt prostokątny, a od strony -X - kształt trapezu. Na powierzchni tych paneli strukturalnych znajdują się panele słoneczne. Górne krawędzie tych paneli łączą się z listwą centralną rozpiętą na panelach wewnętrznych. Na listwie umieszczono drugą antenę pasma S oraz dwie anteny odbiornika GPS. Z dolnymi krawędziami paneli paneli górno - bocznych i krawędziami dwóch przednich paneli dolnych łączą się dwa wydłużone, prostokątne panele dolno - boczne. Znajdują się na nich silniki i linie paliwowe podsystemu napędowego wchodzącego w skład systemu kontroli orientacji przestrzennej.

[Scorus]

Wysięgnik DBA ma długość 4.3 m. Pozwala on na oddalenie czułych magnetometrów od systemów elektrycznych satelity zakłócających pomiary oraz zapewnia bardzo wysoką stabilność montażu instrumentów. Jest zwrócony w kierunku przeciwnym do kierunku ruchu orbitalnego. Przyczyną była konieczność umieszczenia na przedniej ścianie satelity instrumentu EFI mierzącego parametry plazmy w kierunku ruchu satelity. W skład wysięgnika wchodzi tuba z włókna węglowego (Carbon Fiber Tube Assembly - CTA), zawias rozkładający (Deployment Hinge) oraz trzy mechanizmy blokujące wysięgnik w pozycji złożonej (Hold Down Release Mechanisms - HDRM). Rozkładanie wysięgnika z pozycji złożonej na panelach dolnych satelity jest inicjowane przez zwolnienie mechanizmów HDRM. Potem wysięgnik waha się w przód i w tył na dwóch osiach przez około 120 sekund, a następnie jest blokowany za pomocą trzech montaży kinematycznych zapewniających również stabilny punkt odniesienia według którego określana jest pozycja wysięgnika po rozłożeniu. W celu zagwarantowania, że podczas rozkładania wysięgnik nie ulegnie uszkodzeniu proces jego projektowania był bardzo ostrożny, a ponadto wykonano symulacje numeryczne zachowania się zawiasu w szerokim zakresie temperatur. Układ tłumiący ruchy wysięgnika obejmujący dwie osie i zawias jest nowatorski. Zastosowanie normalnego tłumika nie było możliwe z powodu konieczności zachowania bardzo wysokiej czystości magnetycznej - w otoczeniu magnetometrów nie mogły znajdować się żadne elementy wykonane ze stali nierdzewnej.

[Scorus]

 CTA jest zasadniczym składnikiem wysięgnika. Ma postać stożkowej rury o przekroju prostokątnym. Została ona wytworzona w technice nawijania włókien węglowych. Ponieważ ilość włókien na przekroju rury jest stała na całej jej długości CTA charakteryzuje się dwiema charakterystycznymi cechami. Po pierwsze grubość jej ścian wzrasta liniowo od początku ku szczytowi. Po drugie na skutek sposobu nawijania włókien kąt pod którym się one znajdują staje się coraz ostrzejszy w kierunku do szczytu. Skutkiem tego właściwości mechaniczne rury zmieniają się wzdłuż jej długości. :Początkowo planowane było użycie konwencjonalnego rozwiązania w postaci rury o przekroju okrągłym o stałej średnicy i grubości ścian. Konfiguracja takla została jednak odrzucona z powodu ścisłego ograniczenia masy i niewielkiej przestrzeni wewnątrz owiewki rakiety nośnej. Na końcu CTA znajduje się klamra montażowa magnetometru ASM. Na środku CTA znajdują się dwie klamry pozwalającej na przyłączenie ławy optycznej z  magnetometrem VFM i trzema głowicami szperacza gwiazd. Klamry zostały wmontowane podczas wytwarzania tuby, co zapewniło dalszą redukcję masy CTA. Posiadają one tytanowe interfejsy łączone z instrumentami oraz z HDRM.

Wzdłuż CTA przebiega taśma ze 120 kablami obsługującymi instrumenty i głowice szperaczy gwiazd, w tym światłowodami wyposażonymi w izolację chroniącą przed korozją wywołaną przez tlen atomowy. Jest ona wykonana z  kaptonu.

[Scorus]

 Zawias rozkładający dostarcza energii pozwalającej na rozłożenie wysięgnika. Ponadto pozwala na precyzyjne pozycjonowanie instrumentów względem konstrukcji satelity podczas rozkładania DBA. Pozwala też na utrzymywanie taśmy kabli biegnącej wzdłuż wysięgnika w pozycji zapobiegającej jej uszkodzeniu na skutek wibracji podczas startu a także podczas rozkładania DBA. W jego skład wchodzą dwie osie (główna i dodatkowa) otoczone zwiniętymi sprężynami oraz trzy ściśnięte sprężyny i bloczek z linką. Elementy te dostarczają momentu obrotowego pozwalającego na przesunięcie wysięgnika w pozycję rozłożoną. Podczas składania wysięgnika sprężyny ulegały ściśnięciu na skutek nawijania kabli kotwiczących na główny bęben bloczka. W pozycji złożonej wysięgnik znajdował się pod kątem około 157 stopni w stosunku do pozycji rozłożonej, co pozwalało na ściśnięcie trzech sprężyn o 110 mm. Wraz z początkowym naprężeniem ich o 56 mm pozwało to na osiągnięcie początkowego momentu obrotowego na poziomie 57 Nm wokół osi głównej. Siła uwalniania na skutek rozprężenia sprężyn jest przekształcana na pęd poruszającego się DBA, co pozwala na jego obrót w pozycję rozłożoną. Po osiągnięciu pozycji rozłożonej rotacja głównej osi ulega zahamowaniu, a rotację rozpoczyna oś dodatkowa. DBA przemieszcza się dalej poza pozycję rozłożoną. Pęd poruszającego się DBA jest teraz przekształcany w siłę ponownie ściskającą sprężyny za pomocą kabli kotwiczących znajdujących w centrum sprężyn. Ponieważ miejsce przyczepu kabli kotwiczących jest przesunięte w stosunku do środka osi głównej, kąt pod jakim DBA wychyla się poza pozycję rozłożoną wynosi około 1/3 kąta w jakim znajduje się on w pozycji złożonej. Limituje to stopień rozciągnięcia taśmy kabli przebiegającej wzdłuż DBA. Pod koniec wychylenia siła zgromadzona w ponownie ściśniętych sprężynach pozwala na ponowne przechylenie DBA w kierunku pozycji rozłożonej. Po jej minięciu DBA przechyla się dalej w kierunku pozycji złożonej. Cykl takich wahań powtarza się aż DBA zostanie ostatecznie zablokowany w pozycji rozłożonej. Każde wahnięcie jest mniejsze od poprzedniego, ponieważ energia jest tracona na skutek oporu stawianego przez taśmę kabli, histerezę sprężyn, tarcie na łożysku, tarcie na tubie prowadzającej sprężyn, oraz tarcie na montażu kinematycznym zawiasu.

Trzy mechanizmy HDRM utrzymują wysięgnik w pozycji złożonej w czasie startu. Są zwalniane podczas jego rozkładania. Jeden z nich jest połączony z interesem z instrumentem ASM, a dwa pozostałe - z interfejsami dla ławy optycznej. Są sztandarowym produktem firmy NEA Electronics, Inc z Chatsworth w Kalifornii w USA. Nie zawierają środków wybuchowych.

[Scorus]

 System zasilania (Electrical Power Subsystem - EPS) obejmuje cztery panele słoneczne, baterię oraz jednostkę kontrolki i dystrybucji zasilania (Power Control and Distribution Unit - PCDU). Panele słoneczne są umieszczone na górno - bocznych panelach strukturalnych. Są wyłożone komórkami słonecznymi GaA i uziemione dodatnio. Komórki słoneczne tworzą 32 łańcuchy. Ponieważ panele słoneczne są umieszczone na korpusie satelity, a orbita podlega powolnym zmianą konieczne było zastosowanie techniki śledzenia punktu maksymalnej produkcji energii elektrycznej (Maximum Power Point Tracking - MPPT). Nominalna produkcja energii elektrycznej wynosi 608 W. Średnie zużycie mocy przez systemy inżynieryjne wynosi 140 W a przez instrumenty naukowe - 50 W. Wyprodukowana energia jest używana na bieżąco a także ładuje baterię litowo - jonową o pojemności 48 A/h. Jest ona używana w czasie gdy satelita znajduje się w cieniu Ziemi. Bateria została umieszczona na przednim panelu dolnym. Biegun + baterii jest połączony ze strukturą mechaniczną pojazdu co pozwoliło na zrealizowanie koncepcji ujemnego busa zasilania w celu zminimalizowania elektryzowania się powierzchni satelity. Zwiększa to czystość magnetyczną.

PCDU jest układem elektronicznym kontrolującym przepływ energii w obrębie satelity i zapewniającym interfejs z komputerem pokładowym. Podczas zaćmienia oraz w trackie ładowania baterii napięcie w sieli elektrycznej zmienia się wraz ze stopniem naładowania baterii. Gdy bateria jest w pełni naładowana woltaż jest utrzymywany na zaprogramowanym poziomie przez główny wzmacniacz błędu (Main Error Amplifier - MEA). Panele słoneczne dostarczają prądu o napięciu w zakresie od 0 do -125 V z maksymalnym natężeniem  21 A (dla pojedynczej pary paneli). Maksymalna moc dostarczana przez parę paneli wynosi 750 W. Napięcie w głównym busie zasilania mieści się w zakresie od -22 V do -34 V. Prąd ładujący baterię charakteryzuje się maksymalnym natężeniem 24 A. Podczas rozładowywania bateria dostarcza prądu o natężeniu od 0 do 14 A. W PCDU zastosowano prostą koncepcję kontroli stopnia naładowania baterii i napięcia  w sieci elektrycznej. Gdy woltaż  w sieci elektrycznej lub prąd ładujący baterię spadają poniżej limitu aktywne jest śledzenie MPPT. Gdy napięcie w sieci osiągnie wartość oznaczającą koniec ładowania baterii lub prąd ładujący baterię przekroczy limit, śledzenie MPPT jest kończone przez wzmacniacz MEA. MEA posiada trzy stopnie kontroli napięcia. Każdy stopień posiada oddzielne sensory i odbiera własny zestaw komend przez redundancyjne interfejsy kontroli wewnętrznej. Limitowanie prądu ładującego baterię jest wykonywane w konfiguracji kaskadowej - poprzez użycie sygnału wyjściowego MEA jako sygnału wejściowego dla wzmacniacza napięcia. Gwarantuje to występowanie niskiej i stałej impedancji w busie zasilania podczas używania każdego ze stopni kontrolnych MEA. PCDU posiada też funkcję logiczną wykrywającą przekroczenie limitu napięcia w sieci elektrycznej i natychmiast blokującą przepływ prądu z paneli słonecznych.

[Scorus]

System kontroli orientacji przestrzennej i parametrów orbity (Attitude and Orbit Control System - AOCS) jest oparty na analogicznym systemie satelitów ESA CryoSat-1 (wystrzelonego 8 października 2005 r) i CryoSat-1 (wystrzelonego 8 kwietnia 2010 r) opracowanym przez firmę EADS Astrium z  Paryża na bazie rozwiązań użytych w satelicie CHAMP. Pozwala na trójosiową orientację przestrzenną satelity z pozycjonowaniem na Ziemię we wszystkich trybach pracy. Nominalnie satelita jest orientowany na nadir. W trybie bezpiecznym orientacja przestrzenna jest kontrolowana z dokładnością lepszą od 5º we wszystkich osiach. Stabilność pozycjonowania jest lepsza od 0.1º na sekundę. Sensorami nawigacyjnymi są: szperacz gwiazd (Star Tracker - STR); trzy magnetometry transduktorowe (Fluxgate Magnetometer - FGM); trzy sensory Ziemi i Słońca  o małej dokładności (Coarse Earth and Sun Sensor - CESS) oraz odbiornik GPS (GPS Receiver - GPSR). W trybie uzyskiwania informacji o orientacji przestrzennej używane są magnetometry FMG. W trybie bezpiecznym stosowane są sensory  CESS, a w nominalnym trybie naukowym - STR i GPSR. Elementami wykonawczymi AOCS są: podsystem napędowy używający zimnego gazu (Cold Gas Propulsion Subsystem - CGPS) oraz trzy zwojnice magnetyczne (Magnetic Torquers - MTQ). Konieczność zapewnienia wysokiej czystości magnetycznej wykluczyła możliwość użycia prętów magnetycznych z rdzeniem ferromagnetycznym jako systemów wykonawczych, jak również kół reakcyjnych. Ponieważ każde uruchomienie silników CGPS zaburza pomiary pola magnetycznego, koncepcja kontroli pracy silników została rozwinięta specjalnie na potrzeby misji i różni się od zastosowanej w satelitach CryoSat. Pozwoliła na zminimalizowanie ilości uruchomień silników podczas każdego obiegu.

[Scorus]

 Szperacz gwiazd STR jest używany do określania orientacji przestrzennej satelity w normalnym trybie pracy, podczas nominalnych pomiarów naukowych. Dostarcza też bardzo precyzyjnych pomiarów orientacji satelity na potrzeby interpretacji danych z magnetometru VFM, będącego głównym instrumentem naukowym misji Swarm. Głównymi wymogami branymi pod uwagę podczas wyboru STR były: wysoka stabilność termiczna i mechaniczna wymuszająca małe rozmiary, masę i pobór energii; wysoka czystość magnetyczna głowic wymuszona przez umiejscowienie blisko magnetometru VFM; oraz dokładność pozycjonowania na poziomie 3 sekund kątowych (2 sigma) w każdej osi wymagająca połączenia pomiarów z 2 - 3 głowic. Jako STR zastosowany został miniaturowy zaawansowany kompas gwiazdowy (Micro Advanced Stellar Compass - μASC) opracowany przez Politechnikę Duńską (Danmarks Tekniske Universitet - DTU) z Kongens Lyngby. Obejmuje on trzy głowice (Star Tracker Head - STRH) umieszczone na ławie optycznej (Optical Bench - OB) wraz z magnetometrem VFM na środku wysięgnika DBA wraz z magnetometrem VFM połączone ze wspólną jednostką elektroniki (Star Tracker Electronuics Unit - STRE) znajdującą się na tylnym panelu dolnym struktury mechanicznej satelity. Całkowita masa systemu wynosi 1.4 kg a pobór mocy - 5.7 W.

STRH są kamerami elektronicznymi złożonymi z własnego układu optycznego umieszczonego w cylindrycznym tubusie oraz detektora CCD zintegrowanego z elektroniką odzyskiwania informacji. Układ optyczny jest otoczony przegrodą wewnętrzną oraz przegrodą zewnętrzną minimalizującymi poziom światła rozproszonego. Przegrody są oddzielone termicznie od ławy optycznej, dzięki czemu zaburzenia termiczne powstające gdy Słońce osiedla jedną z głowic są mniejsze od kilku °C. Przegrody są ponadto przymocowane do zewnętrznej osłony termicznej wykonanej z plastiku wzmocnionego włóknem węglowym (Carbon Fiber Reiforced Platic - CFRP) otaczającej OB, co również zwiększa stabilność termiczną ławy.  Linie widzenia poszczególnych głowic są ustawione pod kątem 90 stopni względem siebie, co jest optymalnym rozwiązaniem w przypadku łączenia pomiarów z kilku kamer w celu precyzyjnego określenia orientacji przestrzennej. Taki układ gwarantuje, że Słońce lub Księżyc mogą oślepić tylko jedną z jednostkę w czasie całego okresu trwania misji. Detektor CCD jest chłodzony za pomocą radiatora do temperatury mniejszej niż +6°C na orbitach najbardziej niekorzystnych termicznie, co optymalizuje jakość uzyskiwanych pomiarów. Orientacja przestrzenna jest obliczana na podstawie pozycji obrazów jasnych gwiazd w polu widzenia. Urządzenie dostarcza 22 pełnych pomiarów na sekundę.

Głowice szperacza łączą się z jednostką elektroniki STRE za pomocą kabli o długości około 8 m, co minimalizuje zaburzenia magnetyczne w otoczeniu sensora VFM. STRE kontroluje pracę głowic, przetwarza odbierane dane i przesyła je do komputera OBC satelity. Komponenty elektroniczne STRE są w pełni podwojone, a jeden zestaw jest normalnie wyłączony.

[Scorus]

Ława optyczna OB zapewnia bardzo wysoką stabilność termiczną i mechaniczną szperacza oraz jego stałą, stabilną pozycję względem magnetometru VFM. Ma ona postać cylindra wykonanego z CFRP. Takie rozwiązanie redukuje poprzeczny gradient termiczny. Cylinder ma długość 40 cm. Na jednym z jego końców znajduje się sensor magnetometru VFM, a na drugim - sześcian wykonały z kompozytu węglowo - krzemowo - węglowego (Carbon-Silicon-Carbon - CSiC) do którego przyłączono głowice szperacza oraz radiator. Radiator usuwa ciepło generowane przez elektronikę głowic (mniej niż 1W), w tym również chłodzi ich detektory CCD. Ponadto usuwa ciepło generowane przez sensor VFM (mniej niż 0.3 W) i ciepło wynikające z nagrzewania przez Słońce (0 - 10 W). Całość jest otoczona zewnętrzną osłoną z CFRP dodatkowo zwiększającą stabilność termiczną. Oddalenie głowic od magnetometru redukuje zaburzenia magnetyczne. Ponieważ CSiC jest materiałem o słabych właściwościach magnetycznych może być używany tylko  w odległości większej od 20 cm od magnetometru. Charakteryzuje się on bardzo dobrą zdolnością rozpraszania ciepła, co  gwarantuje zniwelowanie gradientów termicznych powstających gdy jedna a głowic szperacza gwiazd zostaje oświetlona przez Słońce. Ława jest przyłączona do dwóch klamer montażowych na wysięgniku DBA za pomocą czterech montaży izostatycznych - dwóch podwójnych od strony VFM i dwóch pojedynczych od strony STRH.

[Scorus]

Magnetometry transduktorowe FGM mierzą wektory pola magnetycznego Ziemi. Dostarczane przez nie informacje są wykorzystywane do kontroli pracy zwojnic magnetycznych oraz określania tempa rotacji satelity. Są wykorzystywane po wznowieniu pracy przez satelitę do uzyskania podstawowych informacji o jego orientacji przestrzennej - po starcie lub po przełączeniu się w tryb bezpieczny. W skład systemu wchodzą trzy jednostki zawierające sensor transduktorowy zintegrowany z elektroniką komunikującą się bezpośrednio z komputerem OBS satelity. Zostały one umieszczone na tylnym panelu dolnym struktury mechanicznej, w  dużej odległości od jednostek awioniki i zwojnic magnetycznych. Takie usytuowanie pozwala na osiągnięcie niskiego poziomu zaburzeń magnetycznych oraz dynamiczne oddzielenie sensorów od zwojnic magnetycznych. Sensory tego typu zostały zastosowane po raz pierwszy na sateliyach CryoSat. Obecnie znajdują się na 9 satelitach zbudowanych przez firmę EADS Astrium.

[Scorus]

Sensor Słońca i Ziemi o małej dokładności CESS służy do orientowania satelity na Słońce i Ziemię po przejściu w tryb bezpieczny, co pozwala na zachowanie oświetlenia paneli słonecznych i zdolność komunikacji ze stacjami naziemnymi. W jego skład wchodzi 6 głowic umieszczonych w trzech grupach po dwie sztuki - na dolnym panelu środkowym (1 grupa) oraz na końcu dolnego panelu tylnego (2 grupy). W każdej parze znajduje się jedna głowica wyposażona w zewnętrzną powierzchnię srebrną oraz jedna wyposażona w powierzchnię czarną. Detekcja Ziemi i Słońca jest wykonywana na podstawie różnic temperatur mierzących między dwiema powierzchniami. 6 głowic zapewnia pełne sferyczne pole widzenia. Zaburzenie pomiarów dwóch z nich przez wysięgnik DBA (zacienienie, odbicie światła lub emisję podczerwieni) jest akceptowalne. Sensory tego typu zastosowano po raz pierwszy na satelicie CHAMP. Obecnie są używane na 15 satelitach zbudowanych przez firmę EADS Astrium. Sensory w głowicach są zintegrowane  z elektroniką, która komunikuje się bezpośrednio z komputerem OBC satelity.

[Scorus]

Odbiornik GPS GPSR zapewnia funkcję precyzyjnego określania pozycji satelity (Precise Positioning Service - PPS) dla komputera pokładowego i instrumentów naukowych. Informacje te są używane do pokładowego znakowania pakietów danych. W jego skład wchodzą dwie anteny (GPS Receiver Antenna - GPSRA) znajdujące się na listwie centralnej oraz jednostka elektroniki (GPS Receiver Electronics Unit - GPSRE) znajdująca się na dolnym panelu środkowym konstrukcji mechanicznej. Jedna z anten jest zapasowa, a komponenty elektroniczne GPSRE są w pełni podwojone. Odbiornik pracuje w dwóch częstotliwościach - L1 i L2. Może śledzić jednocześnie do 8 satelitów GPS. Pozwala na szacowanie pozycji satelity w trzech wymiarach z dokładnością lepszą od 20 m (3 sigma), określanie szybkości w trzech wymiarach z dokładnością lepszą od 1 m/s (3 sigma), oraz określanie czasu UTC względem czasu używanego w systemie GPS.

[Scorus]

Podsystem napędowy CGPS pozwala na kompensowanie zaburzeń w orientacji przestrzennej satelitów wywołanych przez środowisko, wykonywanie manewrów zmian orientacji przestrzennej poprzez obroty wokół trzech osi podczas kalibracji instrumentów oraz na przeprowadzanie manewrów zmiany szybkości umożliwiających modyfikowanie orbity. W skład systemu wchodzą dwa zbiorniki paliwa, moduł zasilający silniki, orurowanie silników oraz moduł silników. Zbiorniki paliwa są umieszczone na wewnętrznej stronie środkowego panelu dolnego satelity, symetrycznie po obu stronach. Takie usytuowanie gwarantuje wysoką stabilność pozycji środka ciężki satelity. Każdy zbiornik ma pojemność  65 litrów. Satelita posiada 99 kg zimnego gazu - freonu (CF4) pod ciśnieniem 210 barów. Ciśnienie gazu jest regulowane przez moduł zasilający zawierający zestaw zaworów. Następnie jest on dostarczany do rur obsługujących silniki. Moduł silników obejmuje 8 silników służących do kontroli orbity (Orbit Control Thruster - OCT) oraz 16 silników przeznaczonych do kontroli orientacji przestrzennej (Attitude Control Thruster - ACT) funkcjonalnie tworzących dwa całkowicie niezależne układy. Są one rozmieszczone na panelach boczno - dolnych w czterech grupach, z których każda obejmuje dwa silniki OCT i cztery silniki ACT. Są one umieszczone koło rogów dolnego panelu przedniego. Wszystkie silniki są typu SVT01. Zostały opracowane dla satelitów CryoSat. Modyfikacje na potrzeby misji Swarm objęły: użycie zdejmowanych dysz, wykonanie uszczelek z materiału kompatybilnego z CF4, oraz zastosowanie przegród w dyszach chroniących uszczelki przed tlenem atomowym. Silniki pracują przy ciśnieniu roboczym 1.5 - 2.5 bar. Impuls właściwy wynosi 47 s. Każdy silnik ma długość 5.2 cm i masę 60 g. Trwałość silników jest gwarantowana na 1.5 mln cykli włączania i wyłączania, z czasem trwania impulsu tak krótkim jak 100 mikrosekund. Silniki OCT pracują przy ciągu 50 mN, a silniki OCT - przy ciągu 20 mN. System pozwala na osiągnięcie całkowitej zmiany szybkości na poziomie 100 m/s. Użytkowanie silników wprowadza tylko minimalne zaburzenia w pomiarach przyspieszeniomierza i magnetometrów. Linie gazu są wykonane z tytanu, co minimalizuje zaburzenia magnetyczne.

[Scorus]

Zwojnice magnetyczne MTQ są elektromagnesami oddziaływującymi z polem magnetycznym Ziemi. Umożliwiają kompensowanie zaburzeń orientacji przestrzennej satelitów wywołane przez środowisko przy wsparciu silników podsystemu CGPS. Satelita posiada trzy zwojnice - pojedynczą obsługującą oś X położoną w centrum satelity oraz dwie obsługujące osie YZ położone pod przednimi panelami górno - bocznymi. Każda z nich składa się z ramy wykonanej z CFRP orz dwóch nawiniętych na nią zwojów, z których jeden jest zapasowy. Zwojnica dla osi X ma kształt trapezu o długości podstawy 1130 mm i wysokości 609 mm. Ma masę 2.5 kg. Zwojnice dla osi YZ mają kształt prostokąta o wymiarach 1100 x 510 mm. Masa pojedynczej sztuki wynosi 2.2 kg. Pobór mocy podsystemu MTQ jest niewielki, wynosi 1.1 W.