GRAIL – przegląd misji

0

Na 8 września zaplanowany jest start nowej bezzałogowej misji księżycowej o nazwie GRAIL. Ten artykuł opisuje założenia tej wyprawy oraz opis konstrukcji dwóch orbiterów.

{jathumbnail off}

WPROWADZENIE

GRAIL (Gravity Recovery and Interior Laboratory) jest amerykańską misją księżycową przeznaczoną do mapowania pola grawitacyjnego Księżyca. Obejmuje dwa niewielkie orbitery, oznaczone jako GRAIL A i GRAIL B. Do głównych celów naukowych misji zaliczają się: mapowanie struktury litosfery; zbadanie ewolucji cieplnej Księżyca; określenie struktury podpowierzchniowej w obrębie basenów uderzeniowych i określenie pochodzenia maskonów; zbadanie ewolucji procesów brekcjowania i procesów magmatycznych w obrębie litosfery; uściślenie modeli budowy wewnętrznej Księżyca; nałożenie ograniczeń na wielkość jądra wewnętrznego Księżyca.

Logo misji GRAIL / Credits: NASA

Badania struktury litosfery Księżyca zostaną oparte na analizach lokalnych anomalii grawitacyjnych. Są ściśle powiązane z badaniami jego historii cieplnej, ponieważ grubość litosfery jest zależna od temperatury w okresie jej formowania. Pomiary grubości litosfery w różnych miejscach pozwolą na oszacowanie warunków termicznych w czasie jej zestalania na różnych obszarach. Badania te będą istotne dla teorii opisujących pochodzenie różnic w strukturze skorupy pomiędzy półkulą widoczną i niewidoczną z Ziemi. Precyzyjne pomiary pola grawitacyjnego dostarczą też informacji na temat natury maskonów – koncentracji masy pod dużymi basenami uderzeniowymi.

Badania struktury wewnętrznej Księżyca będą polegały głównie na śledzeniu deformacji jego pola grawitacyjnego wywołanego odkształceniami pływowymi. Działające na Księżyc siły pływowe ze strony Ziemi powodują niewielkie zmiany jego kształtu (około 9 centymetrów), obejmujące całą bryłę globu. Wynikające z tego deformacje pola grawitacyjnego na różnych odcinkach orbity okołoziemskiej zależą od struktury wewnętrznej globu i pozwolą na nałożenie ograniczeń na jej modele. Między innymi pozwolą na poszukiwania możliwego stałego jądra wewnętrznego otoczonego przez płynne jądro zewnętrzne i oszacowanie jego wielkości.

Informacje na temat struktury wewnętrznej i ewolucji cieplnej Księżyca będą też istotne dla badań planet typu ziemskiego. W przeciwieństwie do planet, Księżyc niewiele zmienił się od czasu swojego powstania. Stanowi więc przybliżenie pierwotnego stanu planet ziemskich.

Dane z misji zostaną uzupełnione przez mapy topograficzne Księżyca uzyskane przez sondę LRO (Lunar Reconnaissance Orbiter). Pozwolą one na usunięcie szacowanych anomalii grawitacyjnych wywołanych przez utwory topograficzne i uzyskanie informacji na temat anomalii grawitacyjnych wywołanych przez struktury podpowierzchniowe. Ponadto podczas badań wykorzystane zostaną dane z sejsmometrów stosowanych podczas programu Apollo oraz dane ze śledzenia laserowego Księżyca za pomocą umieszczonych na jego powierzchni reflektorów.

Misja jest realizowana w ramach programu Discovery i zarządzana przez Jet Propulsion Laboratory (JPL). Jej całkowity koszt jest szacowany na 375 mln dolarów.

Sondy GRAIL - wizja artystyczna / Credits: NASA
Sondy GRAIL nad Księżycem – wizja artystyczna / Credits – NASA

KONSTRUKCJA

Oba orbitery, GRAIL A i GRAIL B, charakteryzują się bardzo podobną konstrukcją. Jedyne różnice między nimi obejmują miejsca montażu poszczególnych kamer MoonKAM, kąt ustawienia szperacza gwiazd oraz kąt ustawienia anten systemu LGRS. Zostały wymuszone koniecznością wzajemnego zwrócenia jednej ze ścian obu orbiterów ku sobie w trakcie lotu w formacji na orbicie okołoksiężycowej.

GRAIL - schemat konstrukcyjny / Credits: NASA
GRAIL – schemat konstrukcyjny. / Credits – NASA

Konstrukcja orbiterów jest oparta na satelicie XSS-11 (Experimental Spacecraft System-11), wystrzelonej 11 kwietnia 2011 r. Platforma ta spełniła wszystkie wymogi dla programu naukowego, a ponadto zapewniła elastyczność w trakcie projektowania misji i rozwiązywania napotkanych problemów. Krótki czas trwania wyprawy (270 dni) pozwolił na uniknięcie pełnego podwajania systemów, stosowanego w wieloletnich misjach kosmicznych. Konfiguracja busa została opracowana przez Air Force Research Laboratory (AFRL). Wykonawcą orbiterów jest firma Lockheed Martin Space Systems Company (LMSSC) w Denver.

Każda sonda ma kształt zbliżony do prostopadłościanu. Jej wymiary to 1,09 x 0,95 x 0,76 m. Masa bez paliwa wynosi 201 kg. Masa całkowita to 307 kg, a masa paliwa i helu – 106 kg. W konfiguracji startowej oba orbitery będą połączone z adapterem łączącym z górnym stopniem rakiety poprzez pierścienie dolne. Całkowita masa startowa obu orbiterów i adaptera wynosi około 500 kg.

GRAIL - schemat konstrukcyjny / Credits: NASA
GRAIL – schemat konstrukcyjny./ Credits – NASA

Głównym wymogiem postawionym przed strukturą mechaniczną każdego orbitera była konieczność utrzymania stałej pozycji środka ciężkości z dokładnością do 1 centymetra w czasie zbierania danych. Konstrukcja składa się z 4 paneli bocznych, panelu dolnego oraz panelu górnego. Zbiornik paliwa zajmuje centralną pozycję we wnętrzu statku. Jest przyłączony do struktury zewnętrznej za pomocą układu belek i pierścienia mocującego. Jednostki awioniki zostały rozmieszczone wokół zbiornika, na wewnętrznej stronie paneli zewnętrznych. Na środku panelu górnego znajduje się łącznik z adapterem górnego stopnia rakiety a po bokach – mocowania paneli słonecznych.

Orbiter jest stabilizowany trójosiowo. W skład sensorów systemu kontroli orientacji przestrzennej (Attitude Control Subsystem – ACS) wchodzi szperacz gwiazd (Star Tracker – STR), miniaturowa bezwładnościowa jednostka pomiarowa (Miniature Inertial Measurement Unit – MIMU) oraz sensor Słońca (Sun Sensor – SS). Systemami wykonawczymi są koła reakcyjne (Reaction Wheel Assembly – RWA) oraz silniczki kontroli orientacji. Szperacz gwiazd jest głównym instrumentem nawigacyjnym. Znajduje się na jednym z mniejszych paneli bocznych. Jest to obserwująca gwiazdy kamera wyposażona w detektor CCD o wymiarach 512 x 512 pikseli. Dokładność określania orientacji sondy wynosi 22 sekundy kątowe. System MIMU dostarcza pomiarów w okresach, gdy szperacz nie jest dostępny. Jest oparty na systemie Honeywell Block-III. Sensor Słońca, dostarczony przez firmę Adcole, jest przeznaczony do użycia tylko w przypadku wejścia sondy w tryb bezpieczny. Pozwala na zorientowanie jej paneli słonecznych na Słońce poprzez ich zwrócenie w kierunku Słońca pod kątem około 1,5º. Znajduje się na panelu górnym. Sonda posiada 4 koła reakcyjne, dostarczone przez firmę Goodrich. Jedno z nich jest zapasowe. Tworzą jedną jednostkę o kształcie piramidy. Pojazd posiada też 8 zestawów silników kontroli orientacji, o ciągu 0,9 N, zapożyczonych z satelity XSS-11. Wykorzystują one ciepły gaz. Zostały rozmieszczone w rogach panelu górnego i dolnego. Są przeznaczone do usuwania nadmiaru pędu z kół reakcyjnych oraz utrzymywania właściwej orientacji przestrzennej w czasie manewru wejścia na orbitę okołoksiężycową. Ponadto posłużą do korekt trajektorii.

System napędowy pojazdu zbudowany jest ze zbiornika paliwa, systemu podnoszącego ciśnienie, silnika głównego oraz wymienionych już silników kontroli orientacji. Zbiornik paliwa jest wykonany z tytanu. Maksymalne projektowane ciśnienie w jego obrębie wynosi 30 barów. Zawiera zapas paliwa (hydrazyny). System podnoszący ciśnienie używa gazowego helu. Jest przeznaczony do użycia po wejściu na orbitę wokół Księżyca. Pozwoli na zwiększenie ciśnienia w systemie paliwowym do poziomu pozwalającego na dalsze prowadzenie misji. System ten obejmuje zbiornik helu oraz zawory otwierane pirotechnicznie. Zostanie aktywowany po krótkim okresie od wejścia na orbitę okołoksiężycowcą. Silnik główny pozwoli na wejście na orbitę wokół Księżyca. Charakteryzuje się ciągiem 22N. Jego dysza znajduje się na środku panelu górnego. Wektor ciągu jest skierowany wzdłuż osi +X.

Podsystem odbierania komend i zarządzania danymi (Command and Data Handling Subsystem – C&DH) jest oparty na analogicznym systemie sondy MRO. Pozwala na zarządzaniu systemami sondy, wymianę danych, kontrolę pracy sprzętu naukowego, kontrolowanie zasilania oraz zbieranie danych inżynieryjnych. Komputerem głównym jest jednostka BAE RAD750 SPC z pamięcią SDRAM o pojemności 128 megabitów.

Podsystem zasilania (Electric Power Subsystem – EPS) jest oparty na dwóch prostokątnych skrzydłach paneli słonecznych, pochodzących z satelity IXX-11. Każde ze skrzydeł składa się z dwóch jednostronnych paneli słonecznych zainstalowanych na wspólnej płycie podstawowej. Zawierają one 20 komórek słonecznych w jednym rzędzie. Liczba rzędów to 26. W czasie startu system ten będzie złożony po bokach pojazdu. Nie ma zdolności obracania się za Słońcem. Zastosowanie ruchomych paneli wprowadziłoby zakłócenia do pomiarów. Produkcja energii wynosi maksymalnie 736 W (700 W pod koniec misji). Powierzchnia każdego skrzydła to 1,88 metra kwadratowego. W czasie wykonywania pomiarów naukowych panele nie muszą być zwrócone bezpośrednio na Słońce. Zastosowanie obracanych paneli mogłoby zakłócić zbieranie danych naukowych. Panele mogą być zorientowane względem kierunku do niego pod kątem 45 stopni, nadal zapewniając odpowiedni poziom zasilania. Energia jest wykorzystywana na bieżąco, a ponadto ładuje 10-komórkową baterię litowo – jonową o pojemności 30 A/h. Rozmiar baterii pozwala na pracę w normalnych warunkach oświetleniowych. W czasie zaćmień Księżyca nie może ona zapewnić odpowiedniego poziomu zasilania. Dlatego też cały program naukowy misji zostanie wykonany pomiędzy zaćmieniami. System elektryczny sondy pracuje przy 28V.

System kontroli temperatury był trudny do zaprojektowania z powodu niekorzystnych warunków cieplnych na niskiej (55 km) orbicie okołoksiężycowej. W czasie każdej orbity pojazd dozna zmian w poziomie ciepła przyjmowanego ze Słońca w zakresie 1323 W/m2 – 1414 W/m2 i współczynnika albedo powierzchni w przedziale 0,06 – 0,13. Ponadto konieczne było utrzymanie wysokiej stabilności termicznej orbitera, maksymalnie minimalizującej błędy wprowadzane do pomiarów. Głównym źródłem błędów będą tutaj przesunięcia anteny pasma Ka względem środka masy statku na skutek zmian jej wymiarów w czasie nagrzewania się i ochładzania, oraz zmiany w położeniu środka anteny Ka względem jej podstawy z powodu zmian temperatur. Kontrolę temperatury zapewnia odpowiednia konfiguracja radiatorów, grzejników oraz izolacji wielowarstwowej. Zastosowany układ zminimalizował zmiany temperatury pojazdu w trakcie każdego obiegu orbitalnego.

System komunikacyjny statku jest oparty na układach komunikacyjnych satelitów THEMIS oraz Genesis. Obejmuje transponder pasma S oraz dwie anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna – LGA). Antena LGA-1 znajduje się na panelu górnym, a LGA-2 – na panelu dolnym. Dzięki temu antena LGA-1 będzie zwrócona na Ziemię w trakcie pełni Księżyca. Antena LGA-2 będzie natomiast wycelowana na Ziemię w okresie nowiu. Zastosowanie dwóch anten sprawiło, że ich obroty nie są konieczne. Powodowałyby one przesuwanie środka masy orbitera, co zakłóciłoby pomiary naukowe. Pobór mocy układu komunikacyjnego wynosi 5W. System ten umożliwia transmisję danych, przyjmowanie komend oraz dwuścieżkowe pomiary dopplerowskie do celów nawigacyjnych. Pozwala na jednoczesną łączność w obu kierunkach. Komedy są przyjmowane przy szybkości 2 kbps. Minimalna szybkość transmisji danych we wszystkich fazach misji wyniesie 1 kbps. W fazie naukowej misji typowa szybkość transmisji będzie wynosiła około 128 kbps. Dane uzyskiwane podczas pomiarów pola grawitacyjnego charakteryzują się bardzo niewielką objętością. Mogą być transmitowane z szybkością tylko około 2 kbps w ciągu całego okresu trwania misji naukowej. Wyższa szybkość umożliwi jednak transmisję obrazów z kamer edukacyjnych.

WYPOSAŻENIE

W skład wyposażenia naukowego każdego orbitera wchodzi jeden zestaw pomiarowy – system do pomiarów odległości pomiędzy orbiterami na potrzeby mapowania pola grawitacyjnego Księżyca (Lunar Gravity Ranging System – LGRS). Ponadto każda sonda posiada zestaw kamer edukacyjnych (Moon Knowledge Acquired by Middle School Students – MoonKAM).

LGRS

System do pomiarów odległości pomiędzy orbiterami na potrzeby mapowania pola grawitacyjnego Księżyca (Lunar Gravity Ranging System – LGRS) jest jedynym zestawem naukowym sond GRAIL. Jego cele naukowe pokrywają się z celami całej misji.

Schemat systemu LGRS / Credits: NASA
Schemat systemu LGRS. / Credits – NASA

Zasada działania i konstrukcja systemu LGRS oparte są na podobnym układzie zastosowanym w misji GRACE (Gravity Recovery and Climate Experiment), która umożliwiła zbudowanie precyzyjnej mapy pola grawitacyjnego Ziemi. Pomiary polegają na wzajemnym śledzeniu obu orbiterów (Satellite-to-Satellite Tracking – SST). Wahania pola grawitacyjnego powodują powstawanie zmian odległości pomiędzy oboma pojazdami. Gdy pierwszy orbiter przelatuje nad obszarem o nieco silniejszym polu grawitacyjnym jego szybkość zmienia się tak, że jest nieznacznie odciągany od drugiego orbitera. Powoduje to wzrost odległości pomiędzy oboma sondami. Pomiary takich zmian odległości pomiędzy oboma sondami pozwalają na zbudowanie mapy pola grawitacyjnego.

System LGRS pozwala na jednościeżkowe, wzajemne śledzenie jednego orbitera z orbitera drugiego. W jego skład wchodzi oscylator ultrastabilny (Ultra-Stable Oscillator – USO), system transmisji mikrofalowej (Microwave Assembly – MWA), system synchronizacji czasu (Time Transfer Assembly – TTA), oraz procesor danych (Gravity Recovery Processor Assembly – GPA). Jest on uzupełniany przez dwie radiolatarnie (Radio Science Beacon – RSB).

Oscylator ultrastabilny USO dostarcza stabilnej częstotliwości odniesienia, wykorzystywanej przez pozostałe podsystemy zestawu. System MWA przekształca sygnał z USO na sygnał w paśmie Ka. Jest on transmitowany przez antenę pasma Ka (Ka-band Antenna – KaA) z jednego orbitera na drugi. Częstotliwość transmisji z GRAIL A wynosi 32 GHz. Na GRAIL B jest zwiększona o 670 kHz. Antena ta znajduje się na jednym z mniejszych paneli bocznych każdego orbitera, przeciwnym do panelu ze szperaczem gwiazd. Jest chroniona odpowiednio zaprojektowanym pokryciem z izolacji wielowarstwowej, zapewniającym wysoką stabilność termiczną. W czasie lotu w formacji anteny obu orbiterów będą znajdować się na linii łączącej ich środki ciężkości. Sygnał w paśmie Ka pozwoli na precyzyjne pomiary szybkości sond względem siebie i odległości pomiędzy nimi.

System TTA służy do transmisji sygnału synchronizującego czas na obu orbiterach oraz pozwalającego na pomiary dryfu zegarów LGRS na obu statkach. Przekształca on sygnał z USO na transmisję w paśmie S. Jest ona przesyłana pomiędzy oboma orbiterami za pomocą anteny pasma S (S-band Antenna – SA) zlokalizowanej koło anteny KaA  Częstotliwość tej transmisji z GRAIL A wynosi 2.03 GHz, a z GRAIL B – 2.21 GHz. Procesor GPA na każdym orbiterze przekształca transmisje odebrane przez MWA i TTA w dane radiometryczne, wysyłane potem na Ziemię przez system telemetryczny statku. Ponadto pomiary uzupełniane są przez dedykowany przyspieszeniomierz dostarczający precyzyjnych danych na temat przyspieszenia obu orbiterów.

Radiolatarnie RSB służą do przeprowadzania jednokierunkowej transmisji w paśmie X z sondy na Ziemię. Częstotliwości początkowej dostarcza do nich USO. Pozwalają na oszacowanie dryfu częstotliwości USO. Do kalibracji USO posłużą masery wodorowe stacji DSN. Ponadto śledzenie takie dostarczy tradycyjnych pomiarów dopplerowskich odległości i szybkości sond nad widoczną stroną Księżyca, uzupełniających pomiary odległości pomiędzy oboma orbiterami. Jedna z jednostek RSB znajduje się na panelu górnym sondy, a druga na panelu dolnym.

LGRS - zasada działania systemu / Credits: NASA
LGRS – zasada działania systemu. / Credits – NASA

W czasie pomiarów dokładność wyznaczania wzajemnej szybkości orbiterów względem siebie wyniesie 4.5 µm/s w okresach 5-sekundowych. Każdy z trzech cykli mapowania, trwających 27,3 dnia, pozwoli na uzyskanie globalnej mapy pola grawitacyjnego Księżyca. Finalna mapa będzie charakteryzować się rozdzielczością przestrzenną rzędu 30 km. Czułość pomiarów będzie lepsza od 10 mGal. Na widocznej stronie Księżyca uzyskane dane będą 100 razy lepsze od map istniejących obecnie. Na stronie niewidocznej będą lepsze nawet 1000 razy.

Dane uzyskane w czasie, gdy oba orbitery będą znajdowały się na maksymalnej wysokości nad powierzchnią i w maksymalnej odległości od siebie, pozwolą na oszacowanie liczby Lovea, będącej miarą zniekształcenia pływowego globu. Informacje te pozwolą na oszacowanie wielkości jądra wewnętrznego Księżyca. Dane uzyskiwane na najniższych wysokościach i przy najniższych odległościach pomiędzy pojazdami będą najbardziej przydatne do pomiarów lokalnych anomalii pola grawitacyjnego i tym samym do badań struktury litosfery.

MoonKAM

Zestaw kamer edukacyjnych jest częścią programu edukacyjnego misji (Education/Public Outreach – E/PO). Pozwala na fotografowanie wybranych części powierzchni Księżyca. Obszary do fotografowania będą wybierane przez uczniów i wysyłane do centrum operacji na Uniwersytecie Stanu Kalifornia w San Diego. Uzyskane zdjęcia będą publikowane na stronie internetowej projektu. Cała akcja jest wzorowana na projekcie EarthKAM, realizowanym za pomocą kamer na ISS. Szacuje się, że w programie weźmie udział około 4000 szkół w USA.

Zestaw MoonKAM / Credits: NASA

Zestaw MoonKAM / Credits: NASA
Kamery MoonKAM. / Credits – NASA

W skład zestawu MoonKAM na każdej sondzie wchodzą 4 miniaturowe kamery CCD ze wspólnym kontrolerem wideo. Zostały one rozmieszczone na panelu dolnym orbitera. Jedna z kamer jest skierowana lekko w przód, dwie bezpośrednio pod statek, a ostatnia lekko w tył. Kontroler wideo odbiera i przechowuje dane z kamer, a następnie przesyła je do systemu telemetrycznego sondy. Kamery mogą uzyskiwać zarówno zdjęcia jak i sekwencje wideo z szybkością do 30 klatek na sekundę. Podczas misji będzie można uzyskać około 20 000 zdjęć Księżyca.

System MoonKAM jest oparty na kamerach RocketCam Digital Video System firmy Ecliptic Enterprises z Pasadeny w Kalifornii, używanych podczas startów rakiet.

PLAN PRZEBIEGU MISJI

GRAIL podczas montażu / Credits: NASA
GRAIL podczas montażu. / Credits – NASA

Start sond GRAIL jest zaplanowany na 8 września 2011 r. Na orbitę zostaną wyniesione za pomocą rakiety Delta 2 w wersji 2920H-10C (2-stopniowa rakiet Delta 2 z 9 silnikami SRB, górnym stopniem Aerojet AJ10-118K i owiewką o wysokości 3 metrów). Okno startowe trwa do 19 października. Wybór okna startowego był podyktowany koniecznością przeprowadzenia fazy naukowej misji pomiędzy zaćmieniami Księżyca 10 grudnia 2011 r. i 4 czerwca 2012 r. W czasie startu i wczesnych operacji pojazdy będą śledzone przez stacje DSN w Goldstone. Stopień 1 i pierwsze uruchomienie stopnia 2 umieszczą sondy na parkingowej orbicie okołoziemskiej na wysokości 167 km. Następnie stopień 2 zostanie uruchomiony ponownie, wprowadzając sondy na trajektorię transkiężycową. Po 3 minutach od zakończenia tego manewru rozpocznie się procedura uwalniania orbiterów. Rozpocznie się ona manewrem zmiany orientacji przestrzennej drugiego stopnia. Po 9 minutach i 30 sekundach od wyłączenia silnika stopnia 2 uwolniony zostanie orbiter GRAIL A. Później stopień górny wykona manewr zmiany orientacji przygotowujący do uwolnienia GRAIL B, polegający na obrocie o 45 stopni w stosunku do orientacji umożliwiającej uwolnienie GRAIL A. GRAIL B zostanie odłączony 8 minut i 15 sekund po GRAIL A. Po oddzieleniu orbitery rozłożą panele słoneczne, co zajmie 127 sekund.

Po starcie oba orbitery wejdą na niskoenergetyczną trajektorię translunarną (Trans-Lunar Cruise – TLC) przebiegającą przez punkt L1 układu Ziemia – Słońce. Lot do Księżyca potrwa 3,5 miesiąca. W porównaniu do bezpośredniej trajektorii transkiężycowej wybrana strategia pozwoliła na zminimalizowanie zużycia paliwa. Wymagana zmiana szybkości została zmniejszona o około 130 m/s. Ponadto dosyć długi okres czasu od startu do rozpoczęcia programu naukowego pozwoli na usunięcie resztek gazów z konstrukcji orbiterów, których uwalnianie w trakcie programu naukowego mogłoby zakłócić pomiary. Pozwoli też na przeprowadzenie dokładnych testów. W czasie lotu planowane jest wykonanie 7 korekt trajektorii. Korekty nr 3 i 4 rozdzielą czas wejścia na orbitę okołoksiężycową obu statków.

Oba pojazdy dotrą do Księżyca w okolicach jego bieguna południowego. Wykonają wtedy manewr wejścia na orbitę (Lunar Orbit Insertion – LOI). Oba orbitery uruchomią silnik główny na okres około 38 minut. Spowoduje to zmniejszenie szybkości względem Księżyca do poziomu pozwalającego na wychwyt przez jego pole grawitacyjne. Planowana zmiana szybkości wynosi 191 m/s. Manewr ten dla obu pojazdów będzie rozdzielony okresem 25 godzin. GRAIL A wejdzie na orbitę 31 grudnia 2011 r., a GRAIL B – 1 stycznia 2012 r. W obu przypadkach manewr będzie monitorowany niezależnie przez stacje DSN w Goldstone i Canberrze.

Po LOI oba pojazdy znają się na wstępnych, eliptycznych orbitach okołoksiężycowych z okresem 11,5 godziny. Następnie rozpoczną okres modyfikacji orbity, trwający około 2 miesięcy. Będzie on złożony z dwóch faz. Faza pierwsza będzie polegała na zredukowaniu okresu obiegu (Orbit Period Reduction – OPR). Zostanie rozpoczęta po upływie jednego dnia od wejścia na orbitę GRAIL B i potrwa 5 tygodni. W jej ramach wykonana zostanie seria czterech korekt orbity, pozwalających na przejście na niską, polarną orbitę kołową o okresie około 2 godzin. Orbita taka zostanie osiągnięta po około miesiącu od wejścia na orbitę wstępną. Następnie rozpocznie się faza przejścia do lotu w formacji (Transition to Science Formation – TSF). Zostanie tutaj przeprowadzona seria niewielkich manewrów silnikowych, dzięki którym oba pojazdy znajdą się na wspólnej orbicie w kontrolowanej odległości od siebie. Na dalszym etapie misji ich odległość będzie wynosiła 175 – 225 km. GRAIL A będzie “wyprzedzał” GRAIL B. Do uzyskania takiej orbity potrzebnych będzie około 20 manewrów. Będzie to pierwszy przypadek wprowadzenia dwóch orbiterów na tak precyzyjnie ustaloną orbitę okołoksiężycową. Po przejściu do lotu w formacji wykonana zostanie kalibracja sprzętu naukowego. Następnie, 8 marca 2012 r. rozpocznie się faza naukowa misji, trwająca 82 dni.

Na początku fazy naukowej orbita sond będzie przebiegała na wysokości 55 km nad powierzchnią. Następnie na skutek naturalnych perturbacji grawitacyjnych jej wysokość zmniejszy się do 13 km, potem zacznie się ponownie podnosić do około 50 km, a następnie ponownie spadać. Dzięki temu wykonane zostaną zarówno pomiary lokalnych anomalii grawitacyjnych na niskich wysokościach, jak i pomiary odkształceń pływowych na wysokościach wyższych. Utrzymanie orbity nie będzie wymagało żadnych manewrów.

Faza naukowa obejmie trzy okresy mapowania pola grawitacyjnego, trwające po 27,3 dnia. W tych okresach dzięki rotacji Księżyca zmierzone zostanie pole grawitacyjne na całym globie. Przed rozpoczęciem pierwszego okresu mapowania i po jego zakończeniu przeprowadzone zostaną niewielkie manewry korygujące odległość pomiędzy oboma pojazdami (Orbit Trim Maneuver – OTM). Po drugim manewrze odległość pomiędzy orbiterami będzie wynosić około 100 km. Do końca cyklu 3 zwiększy się do 225 km.

Podczas pomiarów naukowych, w czasie doby wykonywane będą 2 sesje łączności ze stacjami DSN, trwające około 8 godzin każda. Pozwolą one na pomiary dopplerowskie na widocznej stronie Księżyca, odbiór danych naukowych i inżynieryjnych oraz odbiór obrazów z kamer MoonKAM. Szybkość transmisji danych będzie zależała od geometrii orbity pojazdów względem Ziemi, zmieniającej się podczas obiegu Księżyca. Ponadto na jakość zbieranych danych naukowych będą miały wpływ zmiany kątów beta pomiędzy Słońcem a panelami słonecznymi. Wpłyną one na produkcję mocy, ilość ciepła przyjmowanego ze Słońca i powierzchni Księżyca, oraz ciśnienie promieniowania słonecznego wywierane na statek. Wahania poziomu przyjmowanego ciepła oraz ciśnienie promieniowania będą źródłem błędów pomiarowych. Okres badań zakończy się w maju 2012 r.

Po zakończeniu fazy naukowej rozpocznie się faza kończenia działalności, która potrwa 7 dni. W jej trakcie wykonane zostaną ostatnie pomiary kalibracyjne anten pasma Ka oraz ostatnie pomiary naukowe. Faza ta zakończy się w czasie częściowego zaćmienia Księżyca 4 czerwca 2012 r. Potem oba orbitery uderzą w powierzchnię Księżyca na skutek naturalnych zmian orbity. Miejsce spadku nie zostanie wybrane.

Wstępne dane naukowe zostaną wyprodukowane po około 30 dniach od rozpoczęcia programu naukowego. Pełny zestaw danych powstanie po około 3 miesiącach od zakończenia fazy naukowej misji. Obróbka danych poziomu 0 i 1 zostanie wykonana przez JPL. Posłuży do tego oprogramowanie pochodzące w 90% z programu GRACE. Analiza danych do poziomu 2 zostanie przeprowadzania przez JPL, Goddard Space Flight Center (GSFC) i Massachusetts Institute of Technology (MIT). Ostatecznie zostaną opublikowane w Planetary Data System (PDS).

(NASA)

Share.

Comments are closed.