Lunar Reconnaissance Orbiter (LRO) – przegląd misji

0

Sonda LRO (Lunar Reconnaissance Orbiter) jest amerykańskim orbiterem Księżyca, który wykona poszukiwania przyszłych miejsc lądowań, oraz użytecznych zasobów, takich jak lód wodny. Jego ostatecznym celem jest ułatwienie powrotu ludzi na Księżyc.

Do głównych celów naukowych zaliczają się: scharakteryzowanie środowiska promieniowania na orbicie Księżyca; wykonanie globalnych pomiarów geodezyjnych i topograficznych; mapowanie zawartości wodoru w wysokiej rozdzielczości przestrzennej (mniej niż 5 km w rejonach polarnych z detekcją stężenia wodoru na poziomie 100 ppm); mapowanie temperatur w wiecznie zacienionych kraterach polarnych (z rozdzielczością przestrzenną poniżej 500 m na piksel i dokładnością pomiarów lepszą niż 5 K w całym zasięgu temperatur); zidentyfikowanie pokładów lodu w strefach polarnych; wykonanie zdjęć z rozdzielczością 1 metra i mniejszą interesujących sfer przyszłych lądowań; oraz scharakteryzowanie środowiska oświetleniowego regolitu w strefach polarnych, poprzez wykonywanie zdjęć szerokokątnych tych rejonów.

KONSTRUKCJA

Pojazd LRO ma masę 500 kilogramów, a wraz z paliwem – 1000 kilogramów. System napędowy używa paliwa jednoskładnikowego. Korpus pojazdu ma kształt prostopadłościanu. Energii elektrycznej na poziomie 400 W w odległości 1 AU od Słońca dostarcza pojedyncze skrzydło fotoogniw słonecznych, zainstalowane na jednym z boków pojazdu. Skrzydło składa się z trzech prostokątnych paneli fotowoltaicznych. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterie litowo – jonowe, które będą wykorzystywane w czasie gdy statek będzie znajdował się w cieniu Księżyca, i nie będzie otrzymywał promieniowania słonecznego, lub w czasie gdy panele słoneczne będą znajdować się daleko od Słońca. Podsystem napędowy składa się z silnika głównego służącego do wejścia na orbitę Księżyca, oraz z mniejszych silniczków kontroli orientacji, które są używane do zmian orientacji przestrzennej pojazdu. Zbiornik paliwa, oraz zbiornik gazu używanego do podwyższania ciśnienia paliwa zostały umieszczone wewnątrz statku. Pojazd jest stabilizowany trójosiowo (z dokładnością pozycjonowania ok. 60”). W skład sensorów wchodzą sensory Słońca, szperacze gwiazd, oraz bezwładnościowe jednostki odniesienia. W skład urządzeń wykonawczych wchodzą silniki kontroli orientacji, oraz koła reakcyjne. W skład podsystemu kontroli temperatury wchodzą radiatory, wielowarstwowa izolacja, oraz grzejniki. Do podstawowych składników systemu kontrolnego zaliczają się komputer pokładowy, oprogramowanie lotu, oraz jednoczęściowy rejestrator danych (Solid State Recorder – SSR). Komputerem jest MIL-STD-1553, RS 422 o architekturze PowerPC. W skład systemu telemetrycznego wchodzą: paraboliczna antena wysokiego zysku (High-Gain Antenna – HGA), antena średniego zysku (Medium-Gain Antenna – MGA), anteny niskiego zysku (Low-Gain Antennas – LGA), wzmacniacze (Amplifiers), oraz transpondery (Transponders). Łączność odbywa się w paśmie S dla łącza Ziemia – sonda i łączą sonda Ziemia niskiej szybkości, oraz w paśmie Ka dla łącza sonda – Ziemia wysokich szybkości (100 – 300 Mbps, co odpowiada około 900 Gb danych dziennie).

WYPOSAŻENIE

Instrumenty naukowe sondy zostały umieszczone na dwóch zewnętrznych ścianach jej korpusu. W skład wyposażenia naukowego sondy LRO wchodzą: teleskop promieniowania kosmicznego do badań efektów radiacji (Comic Ray Telescope for the Effects of Radiation – CRaTER); radiometr DIVIDER; system mapowania w zakresie Lyman-alfa (Lyman-Alpha Mapping Project – LAMP); detektor neutronów do eksploracji Księżyca (Lunar Exploration Neutron Detector – LEND); wysokościomierz laserowy orbitera księżycowego (Lunar Orbiter Laser Altimeter – LOLA); oraz kamera Księżycowego Orbitera Rozpoznawczego (Lunar Reconnaissance Orbiter Camera – LROC).

CRaTER

Teleskop promieniowania kosmicznego do badań efektów radiacji posłuży do wykonania badań środowiska promieniowania wokół Księżyca. Jego podstawowym celem naukowym jest scharakteryzowanie globalnego środowiska promieniowania wokół Księżyca i jego znaczenia biologicznego w celu poznania wpływu promieniowania na organizm ludzki. W tym celu instrument: uzyska spektrogramy linearnego transferu energii (Linear Energy Transfer – LET – definiowanego jako natychmiastowa ilość energie pozostawiona na materiale przez cząstkę energetyczną na jednostkę grubości), promieniowania galaktycznego i słonecznego (szczególnie o energiach ponad 10 MeV na nukleon) krytycznie ważnego dla inżynierii i modelowania wpływu na organizm ludzki; wykona badania wpływu galaktycznego promieniowania kosmicznego (Galactic Cosmic Rays – GCRs) na materiały; wykona pomiary słonecznych wydarzeń protonów (Solar Proton Events – SPEs – emisja protonów o energiach ponad 10 MeV); a także zbada różne rodzaje ochrony przez promieniowaniem poprzez mierzenie spektrogramów LET za różnymi materiałami o różnych gęstościach powierzchniowych, w tym za plastikiem imitującym tkankę.

Urządzenie składa się z systemu sensorów (Sensors System) zintegrowanego z jednostką elektroniki (Electronic Unit) wraz z prostymi elektrycznymi i mechanicznymi interfejsami łączącymi go ze statkiem kosmicznym. Instrument bazuje na sprawdzonych technologiach, i w trakcie jego budowy nie były wymagane dodatkowe badania. Cały instrument ma masę 5.6 kilogramów i objętość 6700 centymetrów sześciennych. Chalateryzuje się poborem mocy na poziomie 9.0 W, i szybkością transmisji danych 89.4 Kbps.

System sensorów jest oparty na zestawie sensorów ułożonych w stos – projekcie stosowanych w lotach kosmicznych od dekad. Użyte detektory zostały rozwinięte dla innych programów NASA. W skład teleskopu cząstek CRaTER wchodzi 5 sensorów krzemowych z wszczepionymi jonami (Ion-Implanted Silicon Detectors) umieszczonych na 4 poziomach detektorów i oddzielonych trzema kawałkami plastiku symulującego tkankę (Tissue-Equivalent Plastic – TEP). Wszystkie 5 detektorów krzemowych mają 2 centymetry średnicy. Detektor 1 ma grubość 20 mikrometrów, a pozostałe cztery mają 300 mikrometrów grubości. Warstwy plastiku TEP symulują tkanki miękkie ciała. Są one używane zarówno w eksperymentach w ziemskich laboratoriach, jak i w kosmosie (np. na stacji kosmicznej). Absorber TEP 1 jest cylindrem o wielkości 5.4 centymetra, a absorber TEP 2 ? jest cylindrem o wielkości 2.7 centymetra. Ładunek zbierany przez wszystkie detektory jest zbierany, wzmacniany i ucyfrawiany. Pole widzenia instrumentu w zenicie wynosi 35 stopni. Pole widzenia w nadirze wynosi 75 stopni Zakres rejestrowanych LET wynosi 0.2 – 7 MeV na mikron warstwy krzemu. Zakres pomiarów jonów sięga powyżej 20 MeV dla wodoru i powyżej 87 MeV na nukleon dla żelaza.

Jednostka elektroniki umożliwia przetwarzania danych zebranych przez instrument a także kontrolę i monitorowanie urządzenia. Jej system analogowego przetwarzania danych jest właściwie identyczny z analogicznym systemem spektrometru obrazującego protonów (Imaging Proton Spectrometer) satelity NASA POLAR, który działa na orbicie bez problemów od 1996 roku. Procesor cyfrowy także jest oparty na takich urządzeniach innych instrumentów wypróbowanych w trakcie lotów kosmicznych.

DIVINER

Instrument ten jest radiometrem poczerwieni. Jego podstawowym celem naukowym jest dostarczenie map temperatury powierzchni Księżyca w skalach przydatnych dla późniejszych załogowym i bezzałogowych misji powierzchniowych. Do innych celów naukowych zaliczają się: globalne zmapowanie temperatury powierzchni w czasie dnia i nocy; scharakteryzowanie środowiska cieplnego i określenie, czy nadaje się ono do zamieszkania; określenie ilości skał w obszarach przyszłych lądowań; zidentyfikowanie potencjału polarnych zasobów lodu; wykonanie poszukiwań lodu blisko powierzchni lub lodu odkrytego; oraz zmapowanie różnic w składzie krzemianów na powierzchni. Temperatura powierzchni i warstwy podpowierzchniowej jest krytycznym parametrem dla załogowych i bezzałogowych misji badawczych. Constellation zakłada lądowania w różnych szerokościach selenograficznych i pobyty astronautów na powierzchni trwające ponad 2 tygodnie, w przeciwieństwie do krótkich misji Apollo w pobliżu księżycowego równika. Pomiary dokonywane przez instrument z orbity dostarczą kluczowych danych inżynieryjnych dla planowania tego typu misji, takich jak temperatury powierzchni i warstwy podpowierzchniowej, a także szorstkość terenu i obecność skał. Księżyc charakteryzuje się skrajnymi temperaturami. Na równiku w dzień temperatura osiąga 400K, a w nocy spada do 100K. W stale ocienionych kraterach temperatura spada do 60K. Temperatury powierzchni są zróżnicowane w skali metrów przez występowanie zboczy o różnym nachyleniu i zacienienia.

Konstrukcja instrumentu jest w dużej mierze oparta na instrumencie do sondowania klimatu Marsa (Mars Climate Sounder – MCS) sondy Mars Reconassiance Orbiter (MRO). Jest multikanałowym, radiometrem filtrowym podczerwieni. W skład instrumentu wchodzi system optyczny(Optics Bench Assembly – OBA); obejmy (Elevation/Azimuth Yoke); oraz montaż instrumentu (Instrument Mount).

System optyczny OBA zawiera wszystkie podzespoły optyczne instrumentu i jest zawieszona na obejmie. Wewnętrzna temperatura tego elementu jest kontrolowana i wewnętrzne wahania temperatur są zmniejszane. System optyczny skupia światło na zestawie detektorów w postaci niechłodzonego stosu macierzowych detektorów termoelektrycznych (Thermopile Detector Arrays). Pomiary są wykonywane w 9 kanałach. Kanały spektralne są rozdzielone pomiędzy dwa identyczne teleskopy pozwalające na wykonywanie obserwacji powierzchni Księżyca, przestrzeni kosmicznej i celów kalibracyjnych. Pole widzenia każdego kanału jest określone przez linowy, 21-elementowy detektor umieszczony w polu widzenia teleskopu. Zakres spektralny każdego kanału jest określony przez odpowiedni filtr w płaszczyźnie ogniskowej. Kalibrację radiometryczną umożliwia wykonywanie pomiarów na ciele doskonale czarnym i celu słonecznym umieszczonym na obejmie.

Instrument posiada 2 kanały rejestracji odbitego światła słonecznego o wysokiej czułości, 3 kanały do badań mineralogicznych, oraz 4 kanały do pomiarów termicznych. Kanały słoneczne mają identyczny zakres spektralny, ale różnią się czułością. Kanały mineralogiczne pozwalają na obserwację linii Christiansena, która pozwala na określenie różnic w składzie krzemianów. 4 kanały do pomiarów termalnych pozwalają na scharakteryzowanie emisji cieplnej z powierzchni w szerokim zakresie temperatur. Pozwalają również na oszacowanie bardzo niskich temperatur po stronie nocnej i w obszarach zacienionych. Minimalna temperatura wykrywana przez instrument (kanały B2 i B3) wynosi 30K. Kanały mineralogiczne pozwalają na pomiary intensywności linii Christiansena w temperaturach ponad 300K.

W czasie pomiarów instrument wykonuje cykl 189 oddzielnych pomiarów radiometrycznych co 0.128 sekundy. Pomiary są wykonywane w kierunku nadiru z okresowymi obserwacjami kalibracyjnymi celu w postaci ciała doskonale czarnego i przestrzeni kosmicznej. Z orbity na wysokości 50 kilometrów obserwowany pas terenu ma szerokość 3.75 kilometra. Pole widzenia każdego detektora ma wymiary 179 x 307 metrów.

LAPM

System mapowania w zakresie Lyman-alfa to instrument, który pozwoli na wykonanie badań trwale zacienionych obszarów Księżyca (Permanently Shadowed Regions – PSRs) oświetlonych tylko przez światło nieba i gwiazd poprzez obserwacje w ultrafiolecie. Do celów naukowych instrumentu LAMP zaliczają się: wykonanie spektralnych poszukiwań lodu wodnego w zacienionych kraterach na biegunach Księżyca; bezpośrednie zmapowanie nawet najciemniejszych PSRs; oraz zademonstrowanie wykonalności zastosowania techniki obserwacji w słabym świetle gwiazd dla przyszłych misji na powierzchni. Do celów pomiarów zaliczają się: zidentyfikowanie i zlokalizowanie odsłoniętych lodów wodnych w PSRs; zmapowanie ukształtowania terenu we wszystkich PSRs; zademonstrowanie wykonalności obrazowania w świetle gwiazd; oraz wykonanie pomiarów atmosfery Księżyca i jej zmienności (cel uzupełniający). LAMP jest tanim instrumentem w dużej mierze opartym na wcześniejszych doświadczeniach. Oferuje dużą wartość naukową dla misji LRO, ponieważ pozwoli na zademonstrowanie systemu obrazowania w czasie nocy i w obszarach polarnych dla przyszłych misji zrobotyzowanych i załogowych, a także pozwoli na zebranie danych na temat szczątkowej atmosfery Księżyca, niedostępnych dla innych instrumentów LRO.

LAMP jest spektrometrem obrazującym w zakresie ultrafioletu. Konstrukcja instrumentu jest bardzo podobna do urządzeń ALICE na sondach New Horizons i Restta. Jego całkowita długość wynosi 46 centymetrów. Urządzenie składa się z systemu optycznego (Optical System); systemu siatki dyfrakcyjnej (Grating Assebly); oraz systemu detektora (Detektor Assemlby). Instrument LAMP wykona obserwacje powierzchni Księżyca w kierunku nadiru rejestrując odbite promieniowanie ultrafioletowe gwiazd oraz z rozrzedzonych chmur wodoru w Układzie Słonecznym rozpraszających promieniowanie słoneczne. Długość fali obserwowana przez LAMP (linia Lyman-alfa wodoru, 121.5 nanometra) są też pochłaniane przez lód wodny, co dostarczy bezpośredniego dowodu na jego istnienie.

Światło przechodzi przez otwór wejściowy układu optycznego i przez zestaw przegród, które mają wyeliminować zabłąkane światło, oraz ochronić główne zwierciadło przed małymi cząstkami pyłu. Światło następnie jest skupiane na pozaosiowym zwierciadle parabolicznym, zamontowanym na szczelnie wejściowej. Wiązka następnie jest prze nie kierowana do rurki detektora, gdzie trafia na elipsoidalną, holograficzną siatkę dyfrakcyjną, będącą głównym elementem spektrografu obrazującego w stylu okręgu Rowlanda. Zarówno zwierciadło, jak i siatka dyfrakcyjna są pokryte warstwą SiC, która polepsza współczynnik odbicia. Siatka dyfrakcyjna następnie rozprasza światło na detektorze w postaci dwuwymiarowej płyty z mikrokanałami, w którym zastosowano fotokatody zbudowane z bromku potasu oraz z jodku cezu.

Masa instrumentu wynosi 5 kilogramów, a pobór mocy – 4.3 wata. Całkowity obszar spektralny w którym działa instrument to 1200 – 1800 angstremów. Obszar efektywny detektora wynosi 0.4 centymetra kwadratowego przy długości fali 1216 angstremów (linia Lyman-alfa). Pole widzenia ma wymiary 0.2 x 6 stopni. Rozdzielczość spektralna wynosi <20 angstremów. Rozdzielczość kątowa wynosi 1 stopień lub mniej.

LEND

Detektor neutronów do eksploracji Księżyca jest instrumentem służącym do pomiarów albedo neutronów Księżyca. Jest to kolimowany spektrometr neutronów. Do celów naukowych instrumentu zaliczają się: wykonanie map rozmieszczenia wodoru z czułością około 100 ppm wodoru i przestrzenną rozdzielczością 5 kilometrów; scharakteryzowanie rozmieszczenia na powierzchni i gęstości możliwych osadów lodu wodnego w pułapkach na biegunach Księżyca; oraz stworzenie globalnego modelu neutronowej składowej promieniowania kosmicznego na wysokości 30 ? 50 kilometrów ponad powierzchnią z przestrzenną rozdzielczością 20 ? 50 kilometrów i w zakresie spektralnym w energiach termalnych rzędu ponad 15 MeV.

Do kadłuba statku LEND jest domontowany za pomocą 8 mocowań i jest termicznie odizolowany od pojazdu. Instrument pozwala na wykrywanie neutrony wytwarzanych w warstwie podpowierzchniowej Księżyca do głębokości 1 – 2 m przez bombardujące powierzchnię galaktyczne promieniowanie kosmiczne. Początkowo wysokoenergetyczne neutrony tracą energię na skutek zderzeń z atomami pierwiastków tworzących skorupę Księżyca. Pomiary energii powstałych neutronów pozwalają na ustalenie składu pierwiastkowego materiału przez który przechodziły. Neutrony wykrywane przez instrument będą miały energie termalne, a także epitermalne i wysokoenergetyczne. Emisji neutronów towarzyszy emisja promieniowania gamma z jąder pobudzonych przez neutrony. Spektrogramy linii jądrowych pozwolą na zidentyfikowanie takich pierwiastków jak Si, O, Ca, Fe, Cl itp. Szczególnie linia 2.2 MeV pozwoli na określenie obfitości wodoru, który z wysokim prawdopodobieństwem jest związany w cząsteczkach wody. Spektrum energii neutronów zależy od składu gleby, i głównie od zawartości wodoru, ponieważ jądra wodoru znacznie spowalniają neutrony. Nawet mała zawartość wodoru, taka jak 100 ppm powoduje wymierną zmianę w albedo neutronów powierzchni ciał pozbawionych atmosfery lub posiadających atmosferę szczątkową.

Urządzenie LEND jest zestawem zintegrowanych detektorów cząstek. Łącznie instrument posiada 9 detektorów. Są to liczniki proporcjonalne. 4 kolimowane liczniki 3He CSETN 1 – CSETN 4 wykrywają epitermalne neutrony o energiach ponad 0.4 eV. Są to detektory o maksymalnej czułości i najwęższym polu widzenia. Są osłonięte osłonami z kadmu z wycięciem na pole widzenia. Kolimatory są wykonane z boru i polietylenu. Z wysokości 50 kilometrów pozwalają na obserwacje z rozdzielczością 5 kilometrów. Po ich zewnętrznej stronie, w kierunku wektora prędkości orbitalnej statku kosmicznego umieszczono 2 liczniki 3He z filtrem dopplerowskim STN 1 – STN 2 dla neutronów termalnych. Po innej stronie zestawu detektorów CSETN 1 – 4 zostały umieszczone liczniki 3He STN 1 – STN 3 dla neutronów termalnych, a po przeciwnej stronie ? licznik 3He SETN dla neutronów epitermalnych. Detektor SETN różni się od innych detektorów posiadaniem pokrycia z kadmu dookoła licznika. Wymienione dotąd detektory rejestrujące neutrony są licznikami proporcjonalnymi, zbiornikami helu, pozwalają na wykrywanie neutronów dzięki zachodzącej reakcji jądrowej przejęcia neutronu: 3He + n = 3H + p + 765 keV. Pomiędzy czterema licznikami CSETN 1 – 4 umieszczono oparty na kryształach stylbenu sensor scyntylacyjny SHEN pracujący w 16 kanałach energetycznych w zakresie energii od 0.3 do ponad 15 MeV. Jest on otoczony scyntylatorem chroniącym go przed promieniowaniem kosmicznym. Szybkie neutrony są wykrywane poprzez detekcję protonów wyprodukowanych w krysztale stylbenu na skutek oddziaływania z neutronami. Protony są wykrywane przez kryształ organiczny. Analogiczny detektor został zastosowany w instrumencie HEND na sondzie Mars Odyssey.

Masa instrumentu LEND wynosi 23.7 kilogramów, a pobór mocy – 13 W. Wymiary instrumentu wynoszą 372 x 344 x 327 mm. Rozdzielczość czasowa pomiarów jest zmienna, większa od 1 s. Rozdzielczość przestrzenna w warstwach podpowierzchniowych wynosi 1 – 2 metrów. Instrument może pracować w temperaturach od -20C do ponad +50?. Instrument pozwala na dostarczanie 250 ?b danych dziennie.

Instrument LEND został dostarczony przez Rosyjską Agencję Kosmiczną. Głównym konstruktorem był Instytut Badań Kosmicznych Rosyjskiej Akademii Nauk (Institute of Space Research of Russian Academy of Sciences – IKI RAS). Podwykonawcami byli: Instytut Badawczy Reaktorów Nuklearnych (Research Institute of Nuclear Reactors) Dimitrovgrad, region Ulyanov, Rosja) – produkcja kolimatorów opartych na karbidzie boru wzbogaconych izotopem 10B; Instytut Projektów Maszyn Rosyjskiej Akademii nauk im A. A. Blagonravova (A. A. Blagonravov Institute of Machine Design of the Russian Academy of Sciences) w Moskwie – opracowanie modelu matematycznego instrumentu oraz testowanie zgodnie z wymaganiami NASA; Instytut Badań Jądrowych (United Institute of Nuclear Research) Dubna, Rosja – opracowanie modelu matematycznego zliczeń neutronów oraz przygotowanie i prowadzenie kalibracji instrumentu z użyciem naturalnych i sztucznych źródeł neutronów; Instytut Astronomii im P.K. Shterenberga na Uniwersytecie Moskiewskim (P.K. Shterenberg State Astronomical Institute, Moscow State University) – dostarczenie modelu skorupy Księżyca i bazy danych właściwości regolitu w celu zoptymalizowania osiągów instrumentu; Instytut Fizyki Rechnicznej im A.F. Ioffea (A.F. Ioffe Physical Technical Institute) w Petersburgu – wykonanie analizy albedo Księżyca i zależności spektrum neutronów od temperatury potrzebnego do przetwarzania danych; Centrum Lotów Kosmicznych im Goddarda (NASA Goddard Space Flight Center – GSFC) – testy instrumentu po integracji z LRO; Uniwersytet Stanu Arizona (University of Arizona – UofA) – prace z instrumentem w czasie misji i obróbka danych; oraz Uniwersytet stanu Maryland (University of Maryland – UMD) – badania nad fizyką wodoru i procesach pod powierzchnią Księżyca.

LOLA

Wysokościomierz laserowy jest użądzeniem służącym do wykonywania dokładnych pomiarów topograficznych powierzchni Księżyca. Do jego celów naukowych zaliczają się: opracowanie dokładnego, globalnego modelu topograficznego Księżyca i siatki geodezyjnej co w skalach lokalnych i globalnych jest konieczne dla planowania bezpiecznego lądowania i planowania miejsc lądowań ze względu na możliwą do zbadania geologię; oraz scharakteryzowanie środowiska oświetleniowego w strefach polarnych (wraz z obrazami z kamer) i zmapowanie trwale zacienionych regionów na biegunach w celu zidentyfikowania możliwych miejsc występowania lodu. Instrument pozwala również na oszacowania nachylenia zboczy, szorstkości powierzchni i współczynnika odbicia na fragmentach powierzchni o średnicy 5 metrów. Dane topograficzne pozwolą na planowanie przyszłych lądowań, a także na lepsze zrozumienie takich procesów kształtujących powierzchnię jak kraterowane, wulkanizm i działalność tektoniczna. Pomiary topograficzne są krytyczne dla mapowania geologicznego uwzględniającego stratygrafię i grubość jednostek geologicznych. Topografia globalna i regionalna w połączeniu z modelami pola grawitacyjnego pozwoli na badania formowania się skorupy, jej struktury cieplnej oraz stanu cieplnego i zachowania płaszcza. W przypadku biegunów pozwoli na dokładne modelowanie miejsc stale zacienionych. Dane topograficzne o bardzo wysokiej rozdzielczości pozwolą też na lepsza interpretację danych dotyczących miejsc lądowań statków Apollo. Informacje na temat szorstkości i nachylenia zboczy są potrzebne do badań formowania się regolitu.

Masa instrumentu wynosi 12.6 kg, a pobór mocy – 33 W. Jednostka instrumentu ma wymiary 35 x 35 x 29 centymetrów. Szybkość transmisji danych wynosi 28 kbps. W skład instrumentu wchodzi dioda laserowa (Lader Diode), oraz dyfrakcyjny element optyczny (Diffractive Optical Element – DOE).

Dioda laserowa Nd:YAG wysyła pojedyncze pulsy laserowe przez dyfrakcyjny element optyczny DOE, który pozwala na uzyskanie pięciu wiązek oświetlających powierzchnię Księżyca. na powierzchni wiązki te tworzą wzór krzyża i są oddalone o siebie o 50 m. Pulsy mają energię 2.4 +/- 0.4 mJ i trwają 6 ns. Są wysyłane z częstotliwością 28 Hz, 28 razy na sekundę. Stosowane jest światło długości fali 1064 nm. Rozbieżność każdej wiązki wynosi 100 urad. Wiązka, po odbiciu od powierzchni Księżyca powraca do instrumentu. Sygnał orbity od powierzchni jest rejestrowany przez detektorów Si-APD. Dla każdej powracającej wiązki urządzenie LOLA mierzy czas lotu (odległość do powierzchni), poszerzenie impulsu (szorstkość powierzchni); oraz stosunek energii transmisji do energii powrotnej (współczynnik odbicia powierzchni). W przypadku istnienia lodu w ocienionych kraterach współczynnik odbicia będzie znacznie wyższy niż w otoczeniu. Z dwuwymiarowym wzorcem miejsc LOLA jednoznacznie określa zbocza wzdłuż orbity statku kosmicznego. Precyzja pomiarów wynosi 10 cm. Z uwzględnieniem niepewności w dokładnych parametrach orbity rozdzielczość pionowa pomiarów wynosi 1 m. Instrument pozwala na pomiary w punkach oddalonych od siebie o 50 metrów. Poprawi to pomiary topograficzne Księżyca o 2 – 3 rzędów wielkości w stosunku do istniejących map i modeli. W czasie misji instrument wykona około 4 miliardy pomiarów.

Instrument będzie głównie wycelowany w nadir. W pewnych warunkach, np w celu dokładnych pomiarów potencjalnych miejsc lądowań w miejscach stale ocienionych będzie wymagał odwrócenia od nadiru. Odwrócenie od nadiru do 2 stopni nie spowoduje spadku dokładności pomiarów altymetrycznych czy właściwości powierzchni.

LROC

Kamera LROC jest system obrazującym sondy LRO. Do jej podstawowych zadań naukowych zaliczają się: szczegółowe zobrazowanie miejsc lądowań – przeszłych i planowanych; oraz określenie oświetlenia stref polarnych Księżyca. Do dodatkowych celów naukowych o wysokiej wartości zaliczają się: zobrazowanie w rozdzielczości metra i mniejszej stale, lub prawie stale oświetlonych biegunowych masywów górskich; wielokrotne obrazowanie potencjalnych miejsc lądowań w celu uzyskania zdjęć wysokiej rozdzielczości przydatnych dla analiz stereoskopowych, fotometrycznych i stereogrametrycznych; uzyskanie globalnych danych multispektralnych w 7 długościach fali (w zakresie 300 – 680 nm) w celu scharakteryzowania zasobów Księżyca, szczególnie ilmenitu, a także oliwinu i innych minerałów; uzyskanie globalnej mapy bazowej z kątem fazowym 55st – 75st przydanym do analiz morfologicznych z wyjątkiem regionów w zakresie +/- 75 stopni gdzie kąty oświetlenia są wyższe (obserwacje te obejmą obszary sfotografowane dotychczas w małych katach fazowych, mało przydatnych do badań morfologicznych, głównie na niewidocznej stronie Księżyca); zobrazowanie w rozdzielczości poniżej 1 metra różnych jednostek geologicznych w celu scharakteryzowania właściwości fizycznych regolitu i ich zmienności; oraz uzyskanie obrazów w skali 1 metra pokrywających się z obrazami z kamer panoramicznych (Panoramic Camera) użytych w misjach Apollo 15, 16 i 17 w latach 70-tych (rozdzielczość 1 – 2 metrów) w celu określenia liczby małych zderzeń (kratery o średnicach od 10 do 100 metrów) w celu określenia zagrożeń dla misji załogowych. Obrazy pozwolą na scharakteryzowanie obiektów na powierzchni o wielkości metra i mniejszej, co ułatwi planowanie lądowań w rejonach polarnych i w innych obszarach Księżyca. Fotografowanie rejonów polarnych (od 88st do 90st) w rozdzielczości 100 metrów na piksel podczas każdej orbity przez cały rok jednoznacznie określi regiony trwale zacienione, oraz trwale lub prawie trwale oświetlone. Będzie można z nich złożyć animację o klatkach co 113 minut. Obrazy z LROC będą miały rozdzielczość od 2.5 do 5 razy lepszą do zdjęć dostarczonych przez sondę Clementine Ponadto obejmą okres roku, a nie tylko 2.5 miesiąca.

W skład instrumentu wchodzą następujące elementy: dwie głowice kamer wąskokonych (Narrow Angle Camera Heads – NACs); głowica kamery szerokokątnej (Wide Angle Camera Head – WAC); oraz wspólny dla wszystkich kamer system sekwencyjny i kompresujący (Sequence and Compressor System – SCS). Jest to zmodyfikowana wersja kamery kontekstowej (Context Camera – CTX) i marsjańskiej kamery kolorowej (Mars Color Image – MARCI) sondy Mars Reconassiance Orbiter MRO (MARCI był obecny również na utraconej sondzie Mars Climate Orbiter).

Każda z głowic kamery wąskokątnej NAC jest oparta na kamerze CTX sondy MRO. Składa się z systemu optycznego skupiającego światło na detektorze CCD produkującym obrazy. Głowica ma wymiary 70 x 24 centymetry. Szczytowy pobór mocy wynosi 10 W, a normalny – 6 W. Obrazy uzyskiwane przez tą kamerę będą charakteryzowały się rozdzielczością 0.5 metra. Optyka składa się z teleskopu Ritcheya – Chretiena o f/3.59. Efektywna długość ogniskowej wynosi 700 mm, a średnica zwierciadła głównego – 195 mm. Pole widzenia ma szerokość 2.86 stopnia dla każdej głowicy NAC. Zasadnicza struktura i przegroda jest wykonana z kompozytu grafitowego. Detektor CCD to Kodak KLI-5001G. Jest on liniowy, o wymiarach 1 x 5 000 pikseli. Obrazy będą budowane linia po linii w trakcie ruchu orbitalnego statku kosmicznego. Kamera NAC nie posiada zestawu filtrów spektralnych i pracuje w zakresie 400 – 750 nm. Maksymalne wymiary uzyskiwanego obrazu wynoszą 5 x 25 kilometrów.

Głowica kamery szerokokątnej WAC jest oparta na kamerze MARCI sondy MRO. Głowica ma wymiary 14.5 x 9.2 x 7.6 centymetra. Pobór mocy wynosi 4 W. Optyka charakteryzuje się efektywną długością ogniskowej 6.0 mm dla zakresu widzialnego i 4.6 mm dla UV. Stosunek ogniskowej wynosi f/5.1 dla zakresu widzialnego i f/5.3 dla UV. Pole widzenia ma szerokość 90 stopni dla zakresu widzialnego i 60 stopni dla UV. Detektor CCD to Kodak KLI-1001. Ma on wymiary 1024 x 1024 piksele. Jest podzielony na 7 wąskich obszarów dla każdego z 7 filtrów spektralnych, a duże obrazy będą budowane w czasie ruchu orbitalnego statku kosmicznego. Rozmiar pojedynczego uzyskiwanego obrazu wynosi 1000 x 16 pikseli w trybie monochromatycznym i 704 x 16 pikseli w trybie z użyciem 7 filtrów barwnych. Skala obrazów wynosi 75 metrów na piksel w nadirze dla zakresu optycznego i 400 metrów na piksel w nadirze dla UV. Szerokość obrazu wynosi 110 kilometrów w zakresie optycznym w trybie monochromatycznym; 88 kilometrów w zakresie optycznym w trybie barwnym; oraz 88 kilometrów w UV. Obrazy uzyskiwane przez tą kamerę będą charakteryzowały się rozdzielczością 100 metrów na piksel. Kamera ta posiada 7 filtrów spektralnych, które pozwolą na zmapowanie składu mineralnego powierzchni Księżyca i na składanie barwnych obrazów. Długości fali tych filtrów to: filtr 1 – 315 nm; filtr 2 – 360 nm; filtr 3 – 415 nm; filtr 4 – 560 nm; filtr 5 – 600 nm; filtr 6 – 640 nm; oraz filtr 7 – 680 nm.

System sekwencyjny i kompresujący SCS jest jednostką elektroniki wspólną dla wszystkich głowic kamer. Pozwoli na planowanie kolejności wykonywania zdjęć przez kamery , a także na kompresję i przygotowanie do transmisji zebranych danych. Pobór mocy w czasie bezczynności wynosi 2W, a pobór szczytowy – 3W. Oprogramowanie zostało zaprojektowane przez MSSS. Jednostka zasilająca ma wymiary 11.4 x 16.5 x 3.8 centymetra.

Kamera LROC została zbudowana przez Malin Space Science Systems (MSSS) w San Diego w Kalifornii. Wszystkie dane zebrane przez urządzenie będą archiwizowane w systemie danych planetarnych (Planetarny Data System – PDS). Planuje się wytworzenie ponad 62 terabajtów danych, w tym obrazów surowych w oryginalnej perspektywie w jakiej były wykonywane ze statku kosmicznego (poziom NASA-0), i obrazów skalibrowanych radiometrycznie (poziom NASA-1). Dodatkowo w PDS zostaną zarchiwizowane obrazy przetworzone geometrycznie (poziom NASA-1C) i mozaiki.

PLAN PRZEBIEGU MISJI

Start sondy LRO jest planowany na środek 2009 roku. Pojazd wystartuje z Przylądka Canaveral. Rakietą nośną będzie Atlas 5 produkcji Loscheed Martin. Będzie to rakieta w konfiguracji Atlas 401 z boossterem rdzeniowym (Common Core Buster) z silnikiem RD-180 o ciągu 1 000 000 lbs w czasie startu. Owiewka będzie miała 4 metry wysokości. Pierwszy stopień rakiety, oraz pierwsze odpalenie stopnia 2, czyli Centaur umieści pojazd na parkingowej orbicie okołoziemskiej. Następnie drugie odpalenie stopnia Centaur wyśle pojazd na trajektorię transksiężycową. Po tej operacji Centaur zostanie odrzucony. Wraz z LRO wystartuje dodatkowy ładunek użyteczny ? staek kosmiczny do obserwacji krateru księżycowego i badań teledetekcyjnych (Lunar Crater Observation and Sensing Spacecraf – LCROSS). Po umieszczeniu LRO na odpowiedniej trajektorii, Centaur wykona unikalną serię manewrów w celu umieszczenia LCROSS na oddzielnej trajektorii kończącej się uderzeniem w Księżyc. Następnie 3 -5 dni po starcie pojazd LRO wykona manewr wejścia na orbitę wokół Księżyca (Lunar Orbit Inertion – LOI). W tym celu uruchomi swoje silniki, zwolni i zostanie wychwycony przez pole grawitacyjne Księżyca. Tymczasem około 3 miesięcy po starcie stopień Centaur uderzy w Księżyc w pobliżu bieguna południowego. LCROSS wykona obserwacje powstałego w ten sposób pióropusza wyrzuconej materii, w celu określenia składu chemicznego wyrzuconego materiału. LCROSS uderzy w Księżyc kilka minut po Centaurze, i w ten sposób powstały strumień szczątków będzie dalej obserwowany przez teleskopy naziemne.

Pierwotna orbita okołoksiężycowa LRO będzie miała peryselenum na wysokości około 100 kilometrów. Następnie zostanie obniżona. Orbita robocza będzie niska, będzie przebiegała na wysokości 30 – 50 kilometrów ponad biegunami. Zostanie osiągnięta dzięki manewrom silnikowym.

Po wejściu na orbitę roboczą i wykonaniu testów instrumentów sonda rozpocznie program badań naukowych. Misja nominalna potrwa 1 rok, ale jest możliwe, że zostanie przedłużona, i pojazd będzie pracował na wyższej orbicie do 5 lat. Na tym etapie misji, LRO będzie mógł zostać użyty do wymiany danych z innymi sondami księżycowymi.

Źródła:
http://lunar.gsfc.nasa.gov/
http://lroc.sese.asu.edu/
http://ps.iki.rssi.ru/lend_en.htm
http://nssdc.gsfc.nasa.gov/nmc/spacecraftDisplay.do?id=LUNARRO

Share.

Comments are closed.