Solar Dynamics Observatory (SDO) – przegląd misji

0

Satelita SDO (Solar Dynamics Observatory) jest przygotowywanym w ramach programu Living With a Star amerykańskim satelitą przeznaczonym do badań Słońca i pogody kosmicznej – jest to pierwsza misja tego programu.

Do podstawowych celów naukowych misji zaliczają się: zebranie nowych informacji na temat przebiegu cyklu słonecznego; wykonanie badań roli pola magnetycznego w przenoszeniu energii do atmosfery Słońca i jej warstw; wykonanie badań zmian w zewnętrznych rejonach Słońca w skali od sekund do lat; oraz wykonanie monitoringu poziomu emisji promieniowania słonecznego (w tym EUV i UV) i jego zmian w czasie. Obserwatorium pozwoli na polepszenie wyników uzyskanych za pomocą SOHO i TRACE.

KONSTRUKCJA
Satelita SDO ma w kształt graniastosłupa ośmiokątnego. Jego masa własna wynosi 1700 kilogramów (masa całkowita 3100 kilogramów wraz z 1400 kilogramami paliwa). Masa instrumentów naukowych wynosi 270 kilogramów. W skład satelity wchodzą dwa zasadnicze moduły: moduł serwisowy (Service Module); oraz modułu instrumentów naukowych (Payload Module). Wymiary całego pojazdu wynoszą 2.22 x 2.22 x 4.5 metra.

Moduł serwisowy stanowi dolną, największą cześć satelity. Ma kształt graniastosłupa ośmiokątnego. Zawiera główne komponenty inżynieryjne statku, zapewniające łączność, energię elektryczną itp. Energii elektrycznej na poziomie 1450 W dostarczają dwa panele fotoogniw słonecznych, ulokowane symetrycznie po obu stronach pojazdu. Każdy panel ma kształt pięciokąta. Taki kształt sprawia, że panele nie blokują anten wysokiego zysku. Skrzydła mają zdolność obracania się za Słońcem. Rozpiętość tego systemu wynosi 6.25 metra. Całkowita powierzchnia paneli wynosi 6.6 mera kwadratowego. Efektywność paneli wynosi 16%. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterie chemiczne, które są używane w czasie, gdy pojazd znajduje się w cieniu Ziemi, i nie otrzymuje światła słonecznego. System napędowy składa się z silnika głównego, oraz z małych silników manewrowych. Te ostatnie zostały rozmieszczone w 4 grupach po 2 w dolnej części satelity. Główny silnik używa paliwa dwuskładnikowego – MMH (Monomethyl Hydrazine) i NTO. Zasadnicze komponenty systemu napędowego, w tym zbiorniki paliwa zostały umieszczone w centralnym cylindrze zajmującym większą część modułu serwisowego. Statek jest stabilizowany trójosiowo. Kontrolę orientacji przestrzennej zapewniają koła reakcyjne, oraz silniki manewrowe. Danych nawigacyjnych dostarczają szperacze gwiazd, sensory Słońca, oraz żyroskopy. Łączność z Ziemią zapewniają dwie anteny wysokiego zysku ustawione na wysięgnikach po przeciwnych stronach modułu serwisowego. Pracują w paśmie Ka (około 26 GHz). Podczas każdej orbity anteny będą obracane 1 raz w celu zachowania łączności ze stacją. Szybkość telemetrii danych naukowych wyniesie około 130 Mbps. Pojazd będzie dysponował własną stacją naziemną w White Sands w Nowym Meksyku. Statek kosmiczny będzie produkował około 1.5 terabajta danych dziennie, znacznie więcej niż SOHO i TRACE. Większość danych będzie transmitowana w czasie rzeczywistym.

Moduł instrumentów naukowych stanowi górną, mniejszą część pojazdu. Ma on w kształt prostopadłościanu. Zawiera zestaw dużych instrumentów naukowych satelity umieszczonych na strukturze nośnej.

WYPOSAŻENIE
W skład wyposażenia naukowego satelity SDO wchodzą: wyposażenie do obrazowania atmosfery (Atmospheric Imaging Assembly – AIA); eksperyment zmienności ekstremalnego promieniowania ultrafioletowego (Extreme Ultraviolet Variablity Experiment – EVE); oraz system obrazujący hemisfery i magnetyzmu (Helioseismic and Magnetic Imager – HMI).

AIA
Podstawowym celem naukowym instrumentu AIA jest wykonanie obrazowania atmosfery Słońca w wielu długościach fal w celu powiązania zmian na powierzchni Słońca ze zmianami w jego wnętrzu (wraz z wynikami badań innych instrumentów satelity SDO i innych obserwatoriów). Pozwoli to na znaczne polepszenie zrozumienia fizyki aktywności powierzchni Słońca kierującej pogodą kosmiczną w hemisferze. Dane umożliwią ilościową ocenę rozwijającego się koronalnego pola magnetycznego i plazmy zarówno podczas spokojnych faz jak i podczas rozbłysków i eksplozji na Słońcu. Ponadto pozwolą na określenie zjawisk odpowiedzialnych za rozwój pętli koronalnych, na które mogą wpływać zmiany gęstości plazmy albo temperatury. Dane z AIA wraz z danymi na temat wektorów pola magnetycznego z HMI pozwolą na lepsze zrozumienie dynamiki pola magnetycznego w atmosferze Słońca i w hemisferze, zarówno w okresach małej aktywności jak i podczas znacznego wzrostu aktywności.

Instrument pozwoli na bezprecedensowe obrazowanie korony słonecznej w odległości co najmniej 1.3 średnic tarczy Słońca z rozdzielczością kontową 1.5 sekundy kątowej (1200 km w koronie). Może dostarczać 1 obraz w czasie 1.25 sekundy. Pozwala na obrazowanie Słońca w 10 zakresach spektralnych. Instrument jest zdolny do dostosowania programu obserwacyjnego do zmiennych warunków na Słońcu, w celu wykonania programów obserwacji niezbędnych do wypełnienia celów naukowych. Urządzenie pozwala na obrazowanie Słońca w liniach charakterystycznych dla korony i chromosfery. Instrument AIA składa się z 4 teleskopów (AIA 1 – 4). W skład każdego teleskopu AIA wchodzi niezależny system optyczny (Optical System) skupiający światło systemie detektora (Detektor Assembly).

Pole widzenia instrumentu przewyższa 41 minut kątowych (1.28 promienia tarczy Słońca). Rozdzielczość kątowa wynosi 0.6 sekundy kątowej na piksel. Do każdego teleskopu głównego dołączony jest mały teleskop prowadzący, pozwalający na dokładne pozycjonowanie SDO na cel.

Układ optyczny każdego teleskopu składa się ze zwierciadła głównego i wtórnego pokryte wielowarstwowym filmem działającym jak reflektor Bragga. Parametry filmu zostały zoptymalizowane dla każdego kanału spektralnego w celu spełnienia wymaganych kryteriów maksymalnego współczynnika odbicia dla każdego kanału, umożliwienia znoszenia bliskich linii emisyjnych, oraz zapewnienia odpowiedniej stabilności w trakcie trwania misji.

Każdy teleskop AIA jest wyposażony w zestaw filtrów. Instrument AIA pracuje w siedmiu kanałach ekstremalnego ultrafioletu (Extreme Ultrafiolet – EUV), oraz w trzech kanałach UV i światła widzialnego. Cztery z siedmiu kanałów EUV otwierają nowe możliwości badań korony, ponieważ ta część atmosfery Słońca nigdy nie była obrazowana w tych zakresach, lub była obrazowana tylko przez krótki czas podczas lotów rakiet sondujących. Komplet 6 kanałów EUV pokrywających linie zjonizowanego żelaza pozwala na opracowanie map temperatur korony w stosunkowo wąskich zakresach od 1 MK do ponad 20 MK. Do kanałów w których pracuje AIA zaliczają się: (w nawiasie – linie głównych jonów oraz obserwowany rejon atmosfery Słońca): kanał światła białego ? Wite Light (kontinuum, fotosfera); 1700A (kontinuum, minimalne temperatury i fotosfera); 304A (He II, chromosfera i region przejściowy); 1600A (C IV + kontinuum, region przejściowy i górna atmosfera); 171A (Fe IX. korona i górny region przejściowy); 193A (Fe XII i XXIV, korna i gorące flary); 211A (Fe XIV, korona regionów aktywnych); 335A (Fe XVI, korona regionów aktywnych,); 94A (Fe XVIII, regiony rozbłyskowe); oraz 131A (Fe VIII, XX, XXIII, regiony rozbłyskowe).

Detektorem w każdym teleskopie jest CCD o wymiarach 4096 x 4096 pikseli.

Instrument AIA został zbudowany w Lockheed Martin Solar and Astrophysics Laboratory w Palo Alto, Kalifornia.

EVE
Urządzenie EVE służy on do pomiarów natężenia ekstremalnego promieniowania ultrafioletowego Słońca z bezprecedensową rozdzielczością widmową (do 0.1 nm) i przestrzenną oraz precyzją. Instrument pracuje w zakresie ekstremalnego ultrafioletu (0.1 – 105 nm), który jest głównym zakresem promieniowania podgrzewającym atmosferę Ziemi i powodującym jonizację atmosfery powodującą powstanie jonosfery. Do głównych celów naukowych instrumentu zaliczają się: wykonanie badań zmienności spektralnego natężenia słonecznego promieniowania EUV w skalach czasowych od sekund do lat; wykonanie badań przyczyn zmienności natężenia promieniowania EUV; polepszenie zdolności przewidywani zmian natężenia promieniowania EUV; oraz umożliwienie zrumienia wpływu zmian spektralnego natężenia promieniowania EUV na przestrzeń okołoziemską i jej wpływu na działalność człowieka. Pomiary instrumentu pozwolą na zastosowanie modeli emisji EUV do lepszego zrozumienia mechanizmu zmian natężenia EUV opartego na działalności magnetycznej Słońca.

W skład instrumentu wchodzą trzy podsystemy: spektrometr EUV z siatką dyfrakcyjną (Multiple EUV Grating Spectrograph – MEGS); spektrofotometr EUV (EUV Spectrophotometer – ESP); oraz jednostka elektroniki EVE (EVE Electronics Box – EEB). Instrument jest dosyć duży, ma wymiary 100 x 61 x 36 cm i masę 61 kg. Średni pobór mocy wynosi 60 W, a szczytowy – 137W. Dane inżynieryjne z instrumentu są transmitowane z szybkością 2 kbps, a dane naukowe – z szybkością 7 mbps, co pozwala na transmisję obrazu z obu CCD MEGS co 10 sekund.

Spektrometr EUV z siatką dyfrakcyjną MEGS służy do wykonywania pomiarów promieniowania EUV w zakresie spektralnym 5 – 105 nanometrów z rozdzielczością spektralną 0.1 nanometra i rozdzielczością czasową 10 sekund. Składa się z dwóch spektrografów Rowlanda z siatką dyfrakcyjną (MEGS-A i MEGS-B), kamery MEGS-SAM, oraz fotodiody MEGS-P. Podzespół MEGS-A pracuje w zakresie 5 nm – 37 nm. Światło wchodzi do tego podzespołu, przechodzi przez filtry w postaci folii, przechodzi przez szczelinę wejściową, pada na siatę dyfrakcyjną i oświetla detektor CCD. Podzespół MEGS-B pracuje w zakresie 35 nm – 105 nm. Promieniowanie wchodzące do podzespołu, przechodzi przez szczelinę wejściową, jest uginane przez pierwszą siatkę dyfrakcyjną, przechodzi przez inna szczelinę, pada na drugą siatkę dyfrakcyjną i oświetla detektor CCD. Detektor CCD wykonuje pomiary fotonów w zakresie widmowym 0 – 7 nanometrów i z rozdzielczością spektralną 1 nanometra. Detektory mają wymiary 2048 x 1024 pikseli i zostały wykonane przez MIT Lincoln Laboratory. Kamera MEGS-SAM jest stosowana wraz z detektorem CCD MEGS-A w celu pomiarów indywidualnych fotonów z zakresu 0.1 nm – 7 nm. Fotodioda MEGS-P jest używana wraz z pierwszą siatką dyfrakcyjną MEGS-B i służy do pomiarów emisji w zakresie linii H I Lyman-alfa. MEGS posiada własną jednostkę elektroniki CCD (CCD Electronics Box – CEB). Podzespół MEGS został wykonany przez Laboratorium Fizyki Atmosferycznej i Kosmicznej (Laboratory for Atmospheric and Space Physics – LASP) na Uniwersytecie Kolorado (University of Colorado) w Boulder.

Spektrofotometr EUV ESP jest spektrografem z siatką transmisyjną. Wykonuje on pomiary natężenia promieniowania w zakresach spektralnych 0.1 – 7 nanometrów oraz 17 – 38 nanometrów. W ten sposób dostarcza pomiarów promieniowania rentgenowskiego przy 5 nanometrach, kalibracji dla zmienności wrażliwości MEGS, i pomiarów o wyższej rozdzielczości czasowej (rzędu 0.25 sekundy). Podsystem ESP jest bardzo podobny do instrumentu SEM satelity SOHO. Światło wchodzące do podzespołu przechodzi przez filtr Al-C i szczelinę wejściową, pada na siatkę transmisyjną i oświetla detektory w postaci fotodiod. ESP posiada się 9 fotodiod Si (ESP 1 – 9) umieszczonych za wspomnianą siatką transmisyjną. ESP 1 pracuje w zakresie 34.0 – 38.1 nm (emisja w liniach Si IX, Si X, Fe XII, Fe XVI, oraz Mg IX ). ESP 2 pokrywa zakres 23.1 – 27.6 nm (emisja He II 25.6 nm oraz mieszanina słabszych linii). ESP 3 jest fotometrem używanym do pomiarów tła cząstek w celach kalibracyjnych. ESP 4, 5, 6 i 7 pracują w zakresie 0.1 – 5.9 nm. ESP 8 działa w zakresie 17.2 – 20.6 nm (emisje Fe IX, Fe X, Fe XI, oraz Fe XII). ESP 9 obejmuje zakres 28.0 – 31.6 nm (He II 30.4 nm oraz mieszanina słabszych linii). Fotodiody Si są źródłem kalibracyjnym dla zmian wrażliwości detektora CCD MEGS. Podzespół ESP został dostarczony przez Uniwersytet Południowej Kalifornii (University of Southern California – USC).

Jednostka elektroniki EVE EEB umożliwia kontrolę instrumentu. Zawiera także interfejsy łączące go ze statkiem kosmicznym.

HMI
Instrument HMI rozszerzy pomiary wykonywane za pomocą instrumentu MDI satelity SOHO z ciągłym pokryciem całego dysku i ze znacznie wyższą rozdzielczością czasową i przestrzenną magnetogramów w linii widzenia. Do głównych celów naukowych instrumentu zaliczają się: wykonanie badań pochodzenia zmienności Słońca; oraz umożliwienie lepszego zrozumienia wnętrza Słońca i różnych komponentów jego działalności magnetycznej. Zebrane dane umożliwią zidentyfikowanie wewnętrznych źródeł zmienności Słońca oraz określenie w jaki sposób procesy fizyczne wewnątrz Słońca wiążą się z jego aktywnością magnetyczną. Umożliwią także ocenę koronalnego pola magnetycznego w celu badań zmienności w rozciągłej atmosferze Słońca. Badania obejmą takie zjawiska jak: strefa konwekcji – dynamika i dynamo słoneczne; początki i ewolucja plam słonecznych i regionów aktywnych; źródła aktywności słonecznej; powiązania pomiędzy aktywnością wewnętrzną a dynamiką korony i heliosfery; oraz prekursorzy zaburzeń aktywności Słońca (przydatne do prognozowania pogody kosmicznej). Urządzenie HMI wykonuje pomiary ruchu fotosfery Słońca, umożliwiające badania oscylacji Słońca, oraz pomiary polaryzacji w liniach widmowych umożliwiające badania fotosferycznego pola magnetycznego.

Jednostka instrumentu HMI ma wymiary 0.84 x 0.55 x 0.16 m. Masa wynosi 42.15 kg. Pole widzenia instrumentu wynosi 34 minuty kątowe, a rozdzielczość kątowa – 1′.

Projekt instrumentu HMI i strategie obserwacji za jego pomocą są oparte na bardzo udanym instrumencie MDI na SOHO z kilkoma istotnymi modyfikacjami. HMI może obserwować całą tarczę słoneczną w zakresie linii absorpcyjnej Fe I przy 6173 A. Instrument składa się z systemu optycznego (Optical Assembly); selektora polaryzacji (Polarization Selector); systemu stabilizującego obraz (Image Stabilization System); filtra wąskopasmowego (Filter Asseblmy); 2 kamer CCD (CCD Cameras); oraz elektroniki kontrolnej (Control Electronics). System optyczny jest teleskopem refrakcyjnym o efektywnej długości ogniskowej 495 cm. Otwór wejściowy ma średnicę 14 cm. Sosenek ogniskowej wynosi f/35.4. Dodatkowa soczewka dostarcza powiększenia 2 razy. Filtr jest scentrowany na 617.3 nm. Szerokość pasma wynosi 0.0076 nm. Detektorem w kamerach jest CCD o wymiarach 4096 x 4096 pikseli. Kamery posiadają mechaniczne migawki. Selektor polaryzacji pozwala na określanie parametrów polaryzacji Stokesa I, Q, U i V z wysoką wydajnością. Szybkość transmisji danych naukowych wynosi 55 mbps.

PLAN PRZEBIEGU MISJI
Start satelity SDO był pierwotnie zaplanowany na sierpień 2008 roku. Misja została jednak opóźniona z powodu problemów z budą instrumentu i brakiem wolnych rakiet Atlas 5 do końca 2009r.

Start misji SDO jest obecnie planowany na październik – listopad 2009r. Statek wystartuje za pomocą rakiety nośnej typu Atlas 5 z Przylądka Canaveral. Rakieta nośna umieści pojazd na geosynchronicznej orbicie transferowej (Geosynchronous Transfer Orbit – GTO). Następnie SDO wykona manewr ukołowienia orbity w celu dotarcia na roboczą orbitę geosynchroniczną (Geosynchronous Orbit – GEO). Manewr ten zostanie wykonany za pomocą silników statku. Orbita robocza pozwoli na prawie ciągły okres łączności ze stacją naziemną specjalnie dedykowaną dla tej misji. Prawie ciągłe obserwacje Słońca mogłyby zostać wykonane także z niskiej orbity okołoziemskiej (Low Earth Orbit – LEO), ale to wykluczyłoby ciągłą baczność z Ziemią i konieczność składowania danych na pokładzie do czasu transmisji. Jednakże duża ilość danych, którą satelita będzie produkował i trudności z zarządzaniem pamięcią pokładową skłoniły do wybrania orbity GEO. Orbita taka podniosła koszt startu i wejścia na orbitę (w stosunku do LEO), a także wprowadziła okresy zaćmień (w których statek będzie znajdował się w cieniu Ziemi) dwa razy w roku. Podczas tych okresów trwających 2 – 3 tygodni SDO będzie doświadczał przerwy w obserwacjach Słońca. Trzy razy każdego roku statek będzie także znajdował się w cieniu Księżyca. Orbita będzie przebiegała w zewnętrznych pasach radiacyjnych Ziemi, gdzie poziom promieniowania jest wysoki. Z tego powodu elektronika i instrumenty satelity są odpowiednio chronione przed promieniowaniem.

Po przetestowaniu działania instrumentów naukowych oraz systemów satelity obserwatorium rozpocznie program badań naukowych polegający na badaniach Słońca i jego oddziaływań z Ziemią. Misja nominalna potrwa 5 lat. Później planuje się jej rozszerzenie na kolejne 5 lat. W celu utrzymania właściwej orbity w tym długim okresie będzie używany system napędowy obserwatorium.

Program obserwacji naukowych obejmuje niewielką ilość trybów obserwacyjnych. Statek kosmiczny będzie wycelowany w Słońce o będzie zbiegał maksymalną możliwa ilość danych. Misja będzie prowadzona przez centrum Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Space Flight Center – GSFC). Statek dostarczy około 1,5 terabajta danych dziennie co na rok da aż 0.75 petabajta.

Źródła:
http://sdo.gsfc.nasa.gov/
http://hmi.stanford.edu/
http://aia.lmsal.com/
http://lasp.colorado.edu/eve/

Share.

Comments are closed.