Integral – opis misji

0

Satelita astronomiczny INTEGRAL (International Gamma-Ray Astrophysics Laboratory) jest europejskim (ESA) obserwatorium astrofizycznym zaprojektowanym w celu wykonania badań astronomicznych źródeł promieniowania gamma w zakresie energii 15 keV – 10 MeV. INTEGRAL dostarcza nowego wglądu w egzotyczne obiekty we Wszechświecie, takie jak czarne dziury, gwiazdy neutronowe, supernowe i jądra aktywnych galaktyk. Pozwala także na badanie takich gwałtownych zjawisk jak błyski gamma i tworzenie nowych pierwiastków chemicznych.

Wizja artystyczna orbitalnego obserwatorium gamma – Integral (ESA)

{jathumbnail off}Jest to możliwe dzięki wysokorozdzielczej spektroskopii i obrazowaniu emisji gamma (rozdzielczość kątowa 12′). Umożliwia także prowadzenie jednoczesnych obserwacji w zakresie optycznym (pasmo V 500 – 600 nm) i rentgenowskim (3 – 35 keV), będąc obserwatorium pracującym w najszerszym zakresie widma w historii. Do szczegółowych celów naukowych misji należą: badania zwartych obierków (białych karłów, gwiazd neutronowych, kandydatów na czarne dziury); obserwacje źródeł pozagalaktycznych (galaktyk, gromad galaktyk, AGN, galaktyk Seferyta, blazarów, oraz rozproszonego tła gamma); badania nukleosyntezy w gwiazdach oraz nukleosyntezy eksplozywnej w supernowych i nowych; badania struktury Galaktyki (obserwacje kompleksów chmur molekularnych, mapowanie emisji w kontinuum i poszczególnych linach); zbadanie procesów związanych z przyspieszaniem cząstek przyspieszaniem w jądrze galaktycznym; oraz zidentyfikowanie źródeł promieniowania wysokoenergetycznego (niezidentyfikowanych obiektów emitujących promieniowanie gamma). INTEGRAL może ponadto rejestrować niespodziewane zjawiska obserwując płaszczyznę Galaktyki przez wiele tygodni, w ramach szczegółowych przeglądów.

KONSTRUKCJA

Pojazd INTEGRAL ma masę bez paliwa wynoszącą 3 500 kilogramów (całkowita masa 4000 kg, z czego około 520 kg stanowi paliwo hydrazynowe). Z tego masa instrumentów naukowych wynosi ok. 2 ton (największy ładunek zbudowany w Europie). Wymiary statku z rozłożonymi panelami słonecznymi wynoszą około 3 x 4 x 5 m. Statek składa się z dwóch zasadniczych sekcji: modułu serwisowego (Service Module), oraz modułu instrumentów naukowych (Payload Module).

Schemat konstrukcji satelity Integral (ESA)
Schemat konstrukcji satelity Integral (ESA)

Moduł serwisowy stanowi główną cześć pojazdu. Jest podstawą pojazdu. Ma kształt graniastosłupa ośmiokątnego. Zawiera podstawowe systemy inżynieryjne statku, zapewniające energię elektryczną, łączność, gromadzenie i przetwarzanie danych, kontrolę orientacji przestrzennej itp. Jego konstrukcja jest oparta na module serwisowym satelity XMM-Newton. Wymogi obu misji, jeśli chodzi o orbitę, moc elektryczną, szybkość transmisji danych i pozycjonowanie są bardzo podobne, co sprawiło, że ponowne zbudowanie modułu XMM było logiczne. Moduł ten został wykonany w dużej mierze z aluminium (w postaci struktury przypominającej plaster miodu) w zewnętrznych panelach, oraz z włókien węglowych. Ma on postać pustego pudełka zbudowanego wokół centralnego stożka. Składa się z platformy górnej i dolnej, oraz czterech bocznych paneli. Na tych komponentach zainstalowano wszystkie systemy satelity.

Do uzyskiwania i rozprowadzania energii elektrycznej po całym statku służy podsystem mocy elektrycznej (Electrical Power Subsystem – EPSS). Energii elektrycznej na poziomie 690 W dostarczają dwa skrzydła fotoogniw słonecznych ustawione symetrycznie po obu stronach modułu serwisowego. Każde skrzydło składa się z trzech prostokątnych paneli fotowoltaicznych. Energia jest wykorzystywana na bieżąco, oraz ładuje dwie baterie niklowo – kadmowe, wykorzystywane w czasie gdy pojazd znajduje się w cieniu Ziemi.

W module serwisowym zainstalowano także system kontroli wysokości i orbity (Attitude and Orbital Control Systems – AOCS), zapewniający kontrolę orientacji przestrzennej. Pojazd jest stabilizowany trójosiowo z błędem pozycjonowania od 5 (X, Y) do 15 (X) minut kątowych. INTEGRAL może zmieniać orientację za pomocą dwóch kompletów czterech małych silniczków, używających jako paliwa hyrazyny. Dla dokładniejszego pozycjonowania są używane cztery koła reakcyjne. Na podstawie danych dostarczanych przez dwa szperacze gwiazd (Star Trackers) na module instrumentów, które obserwują różne układy gwiazd w ich polach widzenia, komputery AOCS obliczają pęd kół kreacyjnych potrzebny podczas kontroli orientacji w czasie obserwacji, lub podczas zmiany celu badań. AOCS zawiera około 100 kg elektroniki – komputery, koła reakcyjne, sensory Słońca i bezwładnościowe jednostki odniesienia, zasilacze, oraz okablowanie łączące.

Podobnie jak u XMM AOCS jest wyposarzony w jednostkę wykrywania błędów i elektroniki korygującej (Flght Failure Detection and Correction Electronics Unit). Pozwala ona na wczesne wykrywanie błędów. INTEGRAL może też wejść w tryb bezpieczny (Safe Mode). Pojazd zawiera cztery zbiorniki paliwa zainstalowane we wnętrzu modułu serwisowego. Zostały one zmodyfikowane w stosunku do oryginalnych zbiorników XMM-Newton, w celu ich dostosowania do transportu w pozycji poziomej wraz z rakietą Proton. W celu połączenia rakiety i satelity zaprojektowano specjalny, pierścieniowy łącznik umieszczony na dolnej powierzchni modułu serwisowego. W module serwisowym znajduje się pokładowy system obróbki danych (On-Board Data Handling System – OBHD), służący do dekodowania poleceń z Ziemi, wysyłania na Ziemię rozkazów pokładowych, utrzymywania czasu pokładowego, oraz formatowania danych telemetrycznych przed ich transmisją na Ziemię. Kontrolę temperatury wewnętrznej zapewniają grzejniki, radiatory, oraz wielowarstwowa izolacja. Łączność z Ziemią zapewnia system częstotliwości radiowych (Radio Frequency System – RFS), zawierający transpondery i anteny pracujące w paśmie S. Łączność odbywa się w paśmie S z szybkością 131.1 kbps, z czego 86 kbps jest zarezerwowanych dla danych naukowych.

Moduł instrumentów naukowych łączy się z górną powierzchnią modułu serwisowego. Składa się z dwóch części: podstawy dla czujników instrumentów (Detector Bench) w dolnej partii, oraz prostopadłościennej, pustej struktury podpierającej inne komponenty instrumentów (Instrument Support Structure). Ta ostatnia ma wysokość 4 metrów, i jest strukturą w przekroju przypominającą literę H. Jest wykonana sztywnego i odpornego kompozytowego materiału. Zapewnia stabilność strukturalną instrumentów, niezbędną do ich dokładnego pozycjonowania. Na szczycie struktury podpierającej zastosowano tzw. maski kodowe (Coded Masks), będące kluczowymi elementami instrumentów obserwatorium INTEGRAL – IBIS, SPI i JEM-X. Technika metalowych masek kodowych jest kluczowa dla obrazowania i rozdzielania źródeł na niebie. System ten jest podobny do teleskopu, ale nie z jednym, ale z wieloma otworami wejściowymi. Dostarcza także niemal doskonałego znoszenia tła, ponieważ dla jakiegoś konkretnego kierunku do źródła, piksele detektora są odczytywane częściowo w dwóch punktach, w tym w którym można obserwować źródło, i w tym dla którego promieniowanie jest zablokowane przez nieprzezroczyste elementy maski. Ten drugi dostarcza dokładnego pomiary tła w identycznych warunkach jak pomiary promieniowania ze źródła. Dodatkowy monitor środowiska promieniowania satelity INTEGRAL (INTEGRAL Radiation Environment Monitor – IREM)) mierzy gęstość cząstek naładowanych, pomagając oszacować ich tło, i tym samym poprawia wrażliwość instrumentów. Projekt tego urządzenia jest oparty na standardowym monitorze środowiska promieniowania (Standard Radiation Environment Monitor – SREM), który jest standardowym wyposażeniem kompatybilnym z interfejsami wszystkich pojazdów ESA. Systemy SREM są także obecne na pojazdach ESA Rosetta, SMART-1 i Mars Express. W przyszłości zostaną wykorzystane na obserwatoriach Planc i Herschel, oraz na europejskim orbiterze Merkurego MPO planowanego w ramach europejsko – japońskiej misji Bepi Colombo. Interfejs pomiędzy modułem serwisowym a modułem instrumentów został zaprojektowany tak, aby był najprostszym z możliwych. To podejście umożliwiło prace naziemne jednocześnie nad oboma modułami, co zmniejszyło czas potrzebny na zaprojektowanie, rozwój i integrację pojazdu.

INTEGRAL jest dużym i masywnym obserwatorium, ale jeśli chodzi o finansowanie jest tylko misją naukowa średniej klasy. Niski koszt został osiągnięty dzięki zastosowaniu wieku komponentów inżynieryjnych zaprojektowanych dla satelity rentgenowskiego XMM-Newton. Inżynierowie i naukowcy skoncentrowali swoje wysiłki na opracowaniu tylko urządzeń wymaganych z powodu profilu misji INTEGRAL. Wiele komponentów statku kosmicznego zostało wykonanych przez zakłady przemysłowe z 28 przedsiębiorstw w państwach europejskich. Głównym kontrahentem przemysłowym był Alenia Aerospazio z Włoch. Był on odpowiedzialny za projektowanie, integrację, i testy satelity. W pacach nad obserwatorium współpracowały wszystkie kraje ESA, Stany Zjednoczone, Rosja, Czechy i Polska. Rosja dostarczyła rakietę Proton i obsługiwała start. ESA i NASA udostępniły stacje naziemne. Wszystkie instrumenty zostały zbudowane na drodze współpracy międzynarodowej przy udziale państw ESA (głównie Włochy, Francji, Danii i Hiszpanii), USA, Rosji, Czech i Polski.

Testy wibracyjne satelity integral w ESTEC, Holandia (ESA/MoaR)
Testy wibracyjne satelity integral w ESTEC, Holandia (ESA/MoaR)

WYPOSAŻENIE

Wszystkie instrumenty naukowe satelity INTEGRAL zostały zainstalowane w module instrumentów naukowych satelity. Instrumenty są tak ustawione, że obserwują ten sam fragment nieba jednocześnie, co pozwala na jednoznaczne zidentyfikowanie źródła promieniowania gamma. W skład wyposażenia naukowego satelity wchodzą 4 urządzenia: system obrazujący w zakresie promieniowania gamma satelity INTEGRAL (INTEGRAL Gamma-Ray Imager – IBIS); spektrometr satelity INTEGRAL (Spectrometer on INTEGRAL – SPI); europejski monitor promieniowania rentgenowskiego (Joint European X-Ray Monitor – JEM-X); oraz optyczna kamera monitorująca (Optical Monitoring Camera – OMC).

IBIS

System obrazujący w zakresie promieniowania gamma satelity INTEGRAL jest teleskopem z maską kodową w otworze wejściowym służącym do obrazowania źródeł promieniowania gamma na niebie w zakresie energii 15 KeV – 10 MeV z rozdzielczością kontową 12 minut kontowych przy 1 MeV. Dostarcza on zdolności obrazowania, identyfikacji źródeł, oraz czułości widmowej w szerokim zakresie z rozdzielczością 9% przy 100 keV. Służy do obserwacji wraz z innymi instrumentami satelity INTEGRAL wszystkich klas obiektów we Wszechświecie, od zawartych obiektów w Galaktyce (czarne dziury, gwiazdy neutronowe) do obiektów pozagalaktycznych (błyski gamma, jądra galaktyk aktywnych).

Instrument IBIS (University of Tübingen)
Instrument IBIS (University of Tübingen)

Instrument IBIS składa się z dwóch zasadniczych części: maski kodowej (Coded Mask) na szczycie struktury podpierającej instrumenty modułu instrumentów, oraz płaszczyzny detekcyjnej (Detection Plane) z sensorami zainstalowanej na podstawie czujników modułu instrumentów. Te komponenty są oddalone od siebie o 3.2 metra.

Maska kodowa w otworze wejściowym instrumentu jest wykonana z wolframu. Otwór wejściowy jest ograniczony przez rurę ochronną, i chroniony przed cząstkami energetycznymi we wszystkich innych kierunkach przez scyntylator z BGO (Bismuth Germanate Oxide). Pełne pole widzenia ma wymiary kątowe 9 x 9 stopni. Maska jest zoptymalizowana do obserwacji w wysokiej rozdzielczości kątowej. Promieniowanie gamma nie może być ogniskowane za pomocą soczewek albo zwierciadeł, jednak obejście tego ograniczenia umożliwia technika masek kodowych. Maska jest wykonana z przeczystych i nieprzezroczystych elementów. Promieniowanie gamma rzuca cień maski na detektory. Maska posiada wiele otworów, które powodują powstanie wielokrotnego obrazu źródła na detektorach. Jednak jest ona tak zaprojektowana, że każde źródło w polu widzenia rzuca unikany cień. Komputer potem dekoduje uzyskany przez detektory złożony obraz nieba, i rekonstruuje jego wygląd w promieniach gamma. Jeśli występuje tylko jedno źródło w polu widzenia przesuniecie cienia w stosunku do osi teleskopu pozwala na określenie kierunku do źródła, i dzięki temu jego pozycji na niebie. Jeśli występuje więcej źródeł, poszczególne cienie zachodzą na siebie. Zarejestrowany wzór cieni jest analizowany w celu uzyskania przestrzennego obrazy nieba, pokazującego pozycję i intensywność danych źródeł. Ta procedura jest nazywana rozwijaniem obrazu. Technika masek kodowych pozwala na prawie doskonałe odjęcie tła.

Detektor tworzący płaszczyznę detekcyjną składa się z dwóch równoległych do siebie powierzchni pikseli, z których jedna znajduje się na wierzchu drugiej. Są one oddalone o 90 milimetrów. Przednia warstwa (ISGRI) ma całkowitą powierzchnię detekcyjną 2600 centymetrów kwadratowych i jest złożona z 16 384 pikseli z CdTe o wymiarach 4 x 4 x 2 mm. Wykrywa ona promieniowanie gamma o niskich energiach. Warstwa tylna (PICsIT) ma całkowitą powierzchnię detekcyjną 3 100 centymetrów kwadratowych, i jest złożona z 4096 pikseli z CsI o wymiarach 9 x 9 x 30 mm. Warstwa ta wykrywa promieniowanie gamma o wysokich energiach. Podział na dwie warstwy pozwala na śledzenie ścieżek fotonów w trzech wymiarach, ponieważ rozpraszają się one i oddziałują z więcej niż jednym pikselem. Sygnały z detektorów są tak przetwarzane, aby odjąć tło, i uzyskać informację na temat fotonów pochodzących ze źródeł astronomicznych. Ponieważ dyfrakcja w przypadku promieniowania gamma jest bez znaczenia, rozdzielczość teleskopu z maską kodową jest ograniczone przez przestrzenną rozdzielczość płaszczyzny detektora. Przestrzenna rozdzielczość tego ostatniego jest uzależniona od ilości czyli pikseli.

Instrument IBIS został opracowany przez wiele instytucji w wielu krajach. W jego budowie uczestniczyły: Włochy (IAS – Rzym, ITESRE – Bolonia, IFCAI – Palermo); Francja (CEA – Saclay); Norwegia (Uniwersytet w Bergen); Niemcy (Uniwersytet w Tuebingen); Hiszpania (Uniwersytet w Walencji); USA (NASA/MSFC – Huntsville); Polska (Centrum Badań Kosmicznych PAN – Warszawa); oraz Wielka Brytania (Uniwersytet w Southampton).

JEM-X

JEM-X jest monitorem promieniowania X z maską kodową w otworze wejściowym, pokrywającym zasięg energetyczny 3 – 35 keV z możliwym rozszerzeniem do 100 keV. Działa on jednocześnie z głównymi instrumentami rejestrującymi promieniowanie gamma – IBIS i SPI, i służy do obserwacji źródeł promieniowania gamma także w zakresie rentgenowskim.

Instrument składa się z dwóch zasadniczych części: dwóch (dla dwóch detektorów) masek kodowych (Coded Mask) na szczycie struktury podpierającej instrumenty modułu instrumentów, oraz płaszczyzny detekcyjnej (Detection Plane) z sensorami zainstalowanej na podstawie czujników modułu instrumentów. Komponenty są oddalone od siebie o 3.2 metra.

Model kwalifikacyjny instrumentu JEM-X dla satelity Integral (ESA)
Model kwalifikacyjny instrumentu JEM-X dla satelity Integral (ESA)

Pełne pole widzenia maski kodowej wynosi 4.8 stopnia. Promieniowanie rentgenowskie nie jest ogniskowane przez zwierciadła. Zastosowano tu technikę masek kodowych na podobnych zasadach jak w IBIS.

W płaszczyźnie detekcyjnej zainstalowano dwa identyczne detektory – obrazujące komory gazowe (liczniki fotonów) wypełnione mieszaniną ksenonu i metanu pod wysokim ciśnieniu (1.5 bara). Ich całkowita, łączna powierzchnia detekcyjna wynosi 1000 centymetrów kwadratowych (500 na detektor). Kiedy fotony rentgenowskie uderzają w gaz, powodują wybicie elektronów z atomów ksenonu, które są przyspieszane przez pole elektryczne w detektorze, i powodują wybicie nawet większej liczby elektronów. Elektrony spływają następnie kaskadami na jeden z drutów w detektorze. Poprzez zmierzenie wielkości ładunku elektrycznego w drucie jest określana energia pierwotnego promieniowania rentgenowskiego, JEM-X zawiera krzyżujące się druty, więc możliwe jest także określenie lokalizacji kaskad elektronów odpowiadających fotom rentgenowskich.

Instrument JEM-X został opracowany przy współpracy wielu krajaów. W jego budowie uczestniczyły: Dania (DSRI – Lyngby); Finlandia (Metorex – Espoo, Uniwersytet w Helsinkach); Hiszpania (Uniwersytet z Walencji, INTA – Madryt); Włochy (IAS – Frascati, Uniwersytet z Ferrara, IFCAI – Palermo, ITESRE – Bolonia); USA (NASA/GSFC – Greenbelt); Szwecja (Obserwatorium Sztokholmskie); Wielka Brytania (Uniwersytet w Cambridge); Polska (Centrym Kopernika – Warszawa, Centrum Badań Kosmicznych PAN – Warszawa); oraz Rosja (IKI – Moskwa).

SPI

SPI jest spektrometrem promieniowania gamma zaprojektowanym do wykonania analiz widmowych promieniowania gamma ze źródeł punktowych i obiektów rozciągłych z bezprecedensową rozdzielczością spektralną 2.2 keV przy 1.33 MeV w zakresie energetycznym 20 keV – 8 MeV. Urządzenie to jest ponad 100 razy czulsze od instrumentów rejestrujących promieniowanie gamma z wysoką rozdzielczością widmową i przestrzenną we wcześniejszych misjach.

Przekrój urządzenia SPI zbudowanego na potrzeby satelity Integral (ESA)
Przekrój urządzenia SPI zbudowanego na potrzeby satelity Integral (ESA)

Urządzenie składa się z dwóch zasadniczych części: maski kodowej (Coded Mask) na szczycie struktury instrumentu, oraz płaszczyzny detekcyjnej (Detection Plane). Te komponenty są oddalone od siebie o 1.7 metra, co daje duże pole widzenia umożliwiające obrazowanie dużych obszarów nieba.

Maska kodowa w otworze wejściowym instrumentu jest wykonana z wolframu, i ma grubość 3 centymetrów. Pełne pole widzenia ma rozmiary kątowe aż 16 stopni. Daje rozdzielczość kątową 2.5 stopnia dla źródeł punktowych.

W powierzchni detekcyjnej umieszczono płaszczyznę złożoną z 19 sześciokątnych detektorów wykonanych z germanu o wysokiej czystości. Każdy detektor ma wymiary 6 x 7 centymetra. Łącznie detektory mają całkowitą powierzchnię detekcji 500 centymetrów kwadratowych. Detektory są chłodzone przez aktywny system chłodzący do temperatury 85K (-188C). Z powodu obecności tego systemu instrument ma bardzo dużą masę. W celu zmniejszenia tła cząstek energetycznych zastosowano system tarcz. Składa się on z kryształów tlenku bizmutu. Rozciągają się one dookoła dna i boków zestawu detektorów, i dochodzą prawie do samej maski kodowej. Otwór wejściowy (i tym samym wkład rozproszonego promieniowania kosmicznego do pomiarów) jest ograniczony do około 30 stopni.

OMC

Optyczna kamera monitorująca służy do rejestrowania emisji optycznej ze źródeł promieniowania gamma obserwowanych jednocześnie przez instrumenty IBIS i SPI. Jest to pierwsza okazja do wykonania długotrwałych obserwacji optycznych źródeł rentgenowskich i gamma w historii badań. Instrument ten pracuje w zakresie widmowym 500 – 850 nm z polem widzenia o wymiarach kontowych 5 x 5 stopni, i rozdzielczością kątową 17.6” na piksel. Urządzenie może rejestrować źródła o jasności do 19.7 magnitudo.

Urządzenie OMC - Optical Monitoring Camera (ESA)
Urządzenie OMC – Optical Monitoring Camera (ESA)

Kamera jest standardowym refraktorem z soczewka o średnicy 5 centymetrów. Światło jest skupiane na układzie CCD w płaszczyźnie ogniskowej tej soczewki. CCD jest biernie chłodzony w celu zmniejszenia szumu tła. Jest utrzymywany w temperaturze -80°C. Ma wymiary 2055 x 1056 pikseli. Połowa detektora (1024 x 1024 piksele) służy do obrazowania, a druga połowa do transferu klatki przed procesem odzyskiwania informacji z detektora. Soczewka jest wyposażona także w filtr Johnson V przepuszczający światło w zakresie długości fal 500 – 850 nm.

W budowie instrumentu uczestniczyły: Hiszpania (INTA/LAEFF – Madryt, Uniwersytet w Walencji, Uniwersytet w Barcelonie); Irlandia (UC – Dublin); Belgia (Uniwersytet w Liege); Wielka Brytania (MSSL – Dorking); oraz Czechy (Astrophisic Institute).

PRZEBIEG MISJI

Satelita INTEGRAL został wystrzelony dnia 17 października 2002 roku, o godzinie 04:41:00 UTC za pomocą rosyjskiej rakiety Proton. Miejscem startu był kosmodrom Bajkonur w Kazachstanie. Przez następnych kilkanaście dni statek podwyższał swoją orbitę za pomocą własnych silników rakietowych. Orbita robocza obserwatorium INTEGRAL stała się końcowo silnie eliptyczna. Jej perygeum znalazło się na wysokości 900 kilometrów, natomiast apogeum – na wysokości 153 000 kilometrów. Okres obiegu wynosi 72 godziny, a nachylenie płaszczyzny orbity w stosunku do równika ziemskiego wynosi 51.6 stopnia. Przez 5 lat trwania misji perygeum obniżyło się do wysokości 13 000 kilometrów. Dzięki wysoce ekscentrycznej, geosynchronicznej orbicie pojazd przebywa przez około 90% czasu poza wysokością 40 000 kilometrów, czyli poza pasami radiacyjnymi van Allena, w których promieniowanie tworzy tło zakłócające obserwacje w zakresie promieniowania gamma. W przypadku niskiego tła promieniowania określanego przez monitor promieniowania obserwacje naukowe są możliwe także poniżej poziomu 40 000 km. Okres biegu wynoszący 72 godziny jest wielokrotnością 24 godzin, co zapewnia optymalny odbiór danych przez stacje naziemne. Po przetestowaniu funkcjonowania podsystemów statku kosmicznego oraz jego instrumentów naukowych rozpoczęto program bardzo udanych obserwacjo astronomicznych. Misja nominalna była zaplanowania na 2 lata. Następnie pojazd rozpoczął okres misji rozszeżonej, która przekryczła już okres trwałości satelioty wynosząy 5 lat.

Dane z satelity są odbierane przez stacje naziemne w Redu (Belgia), oaz w Goldstone (USA). Centrum Operacji Misji (Mission Operations Centre – MOC) znajduje się w Europejskim Centrum Operacji Kosmicznych (European Space Operation Centre – ESOC) w Darmstadt w Niemczech. Centrum Operacji Naukowych INTERGAL (INTEGRAL Science Operations Centre – ISOC) znajduje się w ESTEC w Noordwijk w Norwegii. Centrum Danych Naukowych (INTEGRAL Science Data Centre – ISDC) znajduje się w Genewie w Szwajcarii.

Źródło: ESA

Share.

Comments are closed.