{jathumbnail off}Serdecznie zapraszamy do przeczytania obszernego przeglądu misji THEMIS, w ramach której 3 lata temu wystrzelono 5 sond mających zbadać fenomen zorzy polarnych oraz szeregu zjawisk z nimi powiązanych. Dodatkowym celem jest także zebranie danych o pasach radiacyjnych i zagadnieniu transferu energii z wiatru słonecznego do magnetosfery Ziemi.
WPROWADZENIE
Screen z animacji ukazującej moment oddzielenia się sond od rakiety nośnej po zakończeniu fazy wejścia na orbitę / Credits: youtube.com, NASAexplorer
THEMIS (Time History of Events and Macroscale Interactions During Substorms, MIDEX/THEMIS) jest konstelacją 5 satelitów NASA przeznaczonych do badań magnetosfery. Głównym obszarem badawczym są szczegółowe badania procesów prowadzących do niewielkich uwolnień energii w ogonie magnetosfery (ang. Substorm). Prowadzą one do nagłego wzrostu aktywności zórz polanych (wzrostu rozmiarów zórz oraz wzrostu emisji). Wykonywane przez satelity pomiary parametrów pola magnetycznego i otoczenia plazmowego pozwalają na badania początków tych zjawisk oraz ich ewolucji w dużej skali. Szczególnie istotne są dane na temat lokalnych zaburzeń w prądach płynących w środowisku plazmowym oraz oddziaływania prądów z szybkimi strumieniami plazmy. Dodatkowo satelity są pomocne w badaniach nad fizyką pasów radiacyjnych oraz nad transferem energii z wiatru słonecznego do magnetosfery Ziemi.
W misji wykorzystano 5 satelitów oznaczonych jako THEMIS Probe 1 (THEMIS-P1, THEMIS B, Explorer 86, 2007-004B); THEMIS Probe 2 (THEMISJ-P2, THEMIS C, Explorer 87, 2007-004C); THEMIS Probe 3 (THEMIS-P3, THEMIS D, Explorer 88, 2007-004D); THEMIS Probe 4 (THEMIS-P4, THEMIS E, Explorer 89, 2007-004E); THEMIS Probe 5 (THEMIS-P5, THEMIS A, Explorer 85, 2007-004A). Misja jest realizowana w ramach programu satelitów badawczych klasy średniej (Medium Class Explorer – MIDEX). Podczas misji podstawowej 3 satelity zlokalizowane blisko Ziemi (w odległości około 10 promieni Ziemi czyli Re) były odpowiedzialne za monitorowanie początków zaburzeń prowadzących do uwolnień energii. 2 satelity zewnętrzne (położone w odległości do 20 i 30 Re) zajmowały się monitorowaniem przyspieszania plazmy. W trakcie części misji rozszerzonej badania były prowadzone na orbitach położonych bliżej Ziemi. 2 satelity zostaną też umieszczone na orbicie okołoksiężycowej.
Wizja artystyczna przedstawiająca 5 sond THEMIS na odpowiednich orbitach / Credits: wikimedia.org
KONSTRUKCJA
Wszystkie satelity misji THEMIS charakteryzują się identyczną konstrukcją oraz identycznym zestawem instrumentów. Każdy z satelitów po starcie mógł zostać umieszczony na dowolnej orbicie zaplanowanej dla misji. Każdy ma kształt graniastosłupa ośmiokątnego. Masa satelity bez paliwa wynosi 77 kg, masa bez instrumentów – 51 kg, masa instrumentów – 26 kg, masa paliwa – 49 kg, a masa całkowita – 126 kg. Głównym konstruktorem satelitów był ATK. Misja jest koordynowana przez Uniwersytet Kalifornijski (University of California) w Berkeley. Instytucja ta była też odpowiedzialna za instrumenty naukowe.
Schemat satelity THEMIS.
W konstrukcji pojazdów zastosowano elektronikę zabezpieczoną przed promieniowaniem. W czasie projektowania główny nacisk został położony na:
- osiągnięcie minimalnej masy i zużycia energii; osiągnięcie optymalnego balansu masy zapewniającego wirowanie dające maksymalną stabilność i minimalizujące zużycie paliwa;
- umożliwienie zabrania maksymalnej ilości paliwa; osiągnięcie czystości magnetycznej minimalizującej wpływ satelity na pomiary pola magnetycznego;
- zapewnienie wysokiej przewodności elektrycznej powierzchni zewnętrznych zapobiegające gromadzeniu się ładunku elektrycznego zaburzającego pomiary;
- maksymalne upakowanie systemów minimalizujące wielkość satelitów i zapewniające ich duże oddalenie w czasie uwolnienia po starcie;
- opracowanie systemu kontroli temperatury pozwalającego na pracę zarówno we wczesnej fazie misji jak i na orbitach roboczych;
- oraz zapewnienie tolerowania ekstremalnych wahań temperatury (od -115C do +105C) podczas zmian orientacji przestrzennej oraz 3-godzinnych okresów zaćmień.
Chociaż osiągnięcie tych wymagań w poszczególnych podsystemach nie jest trudne, całościowe zaprojektowanie satelitów było dużym wyzwaniem.
W konstrukcji satelity można wyróżnić następujące systemy: system mechaniczny (Mechanical Subsystem); system kontroli orientacji przestrzennej (Reaction Control Subsystem – RCS); system zarządzania RCS (Attitude Control Subsystem – ACS); system zasilania (Power Subsystem); system komunikacyjny (Communication Subsystem); jednostkę awioniki (Bus Avionics Unit – BAU); oraz system kontroli temperatury (Thermal Control Subsystem).
System mechaniczny zapewnia podparcie dla wszystkich pozostałych elementów satelity. Składa się z maksymalnie lekkich paneli. Są one złożone z rdzenia aluminiowego o strukturze plastra miodu pokrytego arkuszami z kompozytu grafitowo – epoksydowego. Panele narożne oraz centralna tuba są zbudowane z materiałów kompozytowych. Mają strukturę warstwową. Połączenia pomiędzy poszczególnymi panelami są wykonane z tytanu lub aluminium. Struktura satelitów musiała być odporna zarówno na przeciążenia i drgania podczas startu jak i na wahania temperatur w różnych fazach misji oraz podczas zaćmień. Jej wytrzymałość została sprawdzona podczas odpowiednich testów. Masa całej struktury oraz elementów zapewniających montaż poszczególnych systemów satelity wynosi 15 kg, co stanowi około 19.5% masy satelity bez paliwa oraz 12% masy całkowitej.
System kontroli orientacji przestrzennej RCS jest systemem napędowym zawierającym urządzenia wykonawcze pozwalające na zmiany szybkości, orientacji i tępa wirowania. W skład systemu wchodzą 2 zbiorniki paliwa, 4 silniki, zbiornik gazu podnoszącego ciśnienie, zawory mechaniczne, zawory otwierane pirotechnicznie, oraz osprzęt dodatkowy. Zbiorniki paliwa zostały opracowane i przetestowane specjalnie dla misji THEMIS. Są wykonane ze stali o wysokiej odporności (inokelu). Są przymocowane do górnego i dolnego panelu układu mechanicznego satelity przez zintegrowane mocowania górne i dolne (Integral Polar Fitting). Masa zbiorników została maksymalnie zoptymalizowana. Paliwem jest hydrazyna. Unikalną cechą systemu RCS THEMIS jest specyficznie skonstruowany układ podnoszący ciśnienie, poprawiający działanie napędu. Po zużyciu około 25% paliwa wysyłana jest komenda detonująca ładunek pirotechniczny odpowiedniego zaworu. Otwarcie tego zaworu kieruje gaz ze zbiornika podnoszącego ciśnienie do układu napędowego. Podniesienie ciśnienia w zbiornikach paliwa pozwala na wydłużenie okresu funkcjonalności napędu. Satelita posiada 2 silniki o ciągu 4.4N zlokalizowane w osi wirowania. Pozwalają one na wykonywanie manewrów powodujących główne zmiany orbity. Ponadto 2 inne silniki o tym samym ciągu pozwalają na zmiany tempa wirowania oraz wykonywanie manewrów zmiany orientacji związanych z bocznymi przyłożeniami siły. Masa całego systemu RCS wynosi 12 kg, co stanowi około 15% masy satelity bez paliwa. Całkowita zmiana szybkości podczas misji nominalnej wynosiła 940 m⁄s.
System zarządzania RCS ACS pozwala na dostarczanie komend zmieniających tempo wirowania i orientację satelitów za pośrednictwem RCS. Ponadto pozwala na stałą kontrolę tych parametrów. Po oddzieleniu od rakiety satelity zostały ustabilizowane poprzez ruch obrotowy. Normalne tempo wirowania wynosi 16 rpm (+/-2 rpm). W celu zapewnienia stabilności środek ciężkości satelity jest położony blisko jego środka geometrycznego. Zostało to osiągnięte poprzez odpowiednie rozmieszczenie poszczególnych komponentów wewnątrz satelity oraz odpowiednie umiejscowienie mas stanowiących balast. Po oddzieleniu satelitów od rakiety ACS zapewnia stabilność wirowania przez okres całej misji. Monitoruje tempo wirowania oraz orientację przestrzenną. Każdy satelita musiał być stabilny podczas wielokrotnych zmian parametrów związanych z masą zachodzących podczas rozkładania wysięgników instrumentów oraz podczas stopniowego zużywania paliwa. Głównymi sensorami ACS są miniaturowy sensor Słońca (Miniature Sun Sensor – MSS) oraz bezwładnościowa jednostka odniesienia (Inertial Reference Unit – IRU). MSS pozwala na pomiary tempa wirowania satelity na podstawie czasu kolejnych detekcji Słońca w czasie obrotów. IRU wykonuje pomiary szybkości kątowych wzdłuż innych dwóch osi. Dane z sensorów są przesyłane na Ziemię przez system telemetryczny. Na ich podstawie przygotowywane są komendy zmian tempa wirowania i orientacji za pomocą RCS. Masa sensorów ACS wynosi tylko 0.6 kg.
System zasilania pozwala na produkcję, dystrybucję i gromadzenie energii elektrycznej. Satelita jest bardzo wydajny w wykorzystaniu energii. Podczas pełnych pomiarów naukowych pobór energii wynosi 36.85 W na każdą 24-godzinną orbitę zawierającą 3 zaćmienia oraz 30-minutowy okres działania nadajnika. Typowy pobór energii przez systemy inżynieryjne wynosi 11 W, a przez instrumenty – 15 W. Grzejniki na orbicie pod koniec misji nominalnej pobierały 11 W. Maksymalna moc dostarczana przez system zasilania wynosi 40.5 W. Satelita posiada 8 paneli słonecznych. Dostarczają one energii elektrycznej w każdej orientacji przestrzennej satelity. 4 panele są umieszczone na panelach bocznych struktury mechanicznej, a po 2 mniejsze na panelu górnym i dolnym. Panele składają się z komórek słonecznych GaAr o wysokiej wydajności (ponad 27%). Ich konstrukcja jest w dużej mierze oparta na materiałach kompozytowych. Zaprojektowanie paneli bocznych było złożonym problemem, ponieważ musiały one przenosić ładunek elektryczny pomiędzy szczytem i dnem satelity. Konstrukcja paneli jest unikalna. W celu zminimalizowania gromadzenia ładunku elektrycznego całe szklane pokrycie każdego panelu musiało zostać uziemione poprzez elektryczne przyłączenie do wspólnego podłoża panelu. W tym celu pomiędzy komórkami słonecznymi umieszczono siatkę o wysokiej przewodności elektrycznej. Produkowana energia elektryczna ładuje baterię litowo – jonową. Zapewnia ona zasilanie w okresie zaćmień trwających do 3 godzin. Bateria jest bardzo lekka, ale charakteryzuje się wysoką pojemnością 12.0 A/h. Główne komponenty systemu zasilania mają masę 10.3 kg, co stanowi 13% masy satelity bez paliwa.
System komunikacyjny składa się z transpondera pasma S oraz anteny pasma S umieszczonej na wysięgniku w centrum satelity. Transponder jest maksymalnie lekki. Przekształca sygnały z Ziemi na sygnały cyfrowe przesyłane do BAU. Wykonuje też odwrotną operację przekształcając dane z BAU na sygnał radiowy przesyłany do anteny. Antena składa się z 6 układów odbiorczo – nadawczych oraz zasilacza. Jest niezmiernie lekka. Jej powierzchnia jest przewodząca, co nie dopuszcza do gromadzenia się ładunku elektrycznego na powierzchni satelity podczas jej ruchu przez plazmę. Całkowita masa systemu komunikacyjnego wynosi 3.2 kg, co stanowi 4% masy satelity bez paliwa. Dane do satelity są przesyłane z szybkością 1 kbps. Maksymalna szybkość transmisji danych na Ziemię wynosi 1.024 Mbps. Ilość danych produkowanych na dzień to około 400 megabitów. Dane mogą być gromadzone na pokładzie przez 5 dni.
Jednostka awioniki BAU dostarcza większości funkcji związanych z funkcjonowaniem satelity. Zawiera też komputer nawigacyjny. Pozwala na przetwarzanie całości danych, zawiera wewnętrzne interfejsy komunikacyjne, interfejsy elektryczne oraz układy kontrolujące zasilanie poszczególnych komponentów inżynieryjnych satelity. Instrumenty naukowe mają oddzielny system zarządzania. BAU składa się z 5 modułów. Moduł główny zawiera główny procesor Cold Fire 16.78 MHz zabezpieczony przez promieniowaniem. Wykonuje on całościową obróbkę danych na pokładzie. Moduł ten zawiera też pamięć masową 64 MB i umożliwia wymianę danych z elektroniką instrumentów naukowych przy szybkości 2.1 Mbps. BAU posiada system operacyjny RTEMS pracujący w czasie rzeczywistym. Kontroluje on poszczególne aplikacje, w tym oprogramowanie obrabiające dane na potrzeby systemów inżynieryjnych satelity. Drugi moduł jest modułem komunikacyjnym zawierającym interfejsy z transponderem i pozostałymi modułami BAU. Pozostałe moduły są modułami zasilania. Kontrolują one dystrybucję mocy w obrębie satelity. Zapewniają też równowagę wykorzystania energii poprzez odpowiednie wykorzystywanie energii bezpośrednio z paneli słonecznych oraz z baterii. BAU jest bardzo lekki. Jego masa wynosi 3 kg, a pobór mocy średnio 7W.
System kontroli temperatury jest zaprojektowany w sposób umożliwiający wykorzystanie ciepła Słońca do utrzymania właściwej temperatury wewnętrznej we wszystkich kątach Słońce – satelita. W czasie zaćmień pozwala na utrzymanie odpowiedniej temperatury za pomocą grzejników o minimalnym poborze energii. W czasie każdej orbity grzejniki zużywają średnio mniej niż 12W. Warstwy powierzchniowe charakteryzują się wysokim stosunkiem absorpcji ciepła do jego emisji. Zastosowano w nich takie materiały jak napylone złoto (Vapor Deposited Gold – VDG). Ponadto użyto izolacji wielowarstwowej o wysokiej wydajności zmniejszającej utratę ciepła, głównie poprzez system RCS.
WYPOSAŻENIE
W skład instrumentów naukowych każdego satelity wchodzą: instrument do badań pola elektrycznego (Electric Field Instrument – EFI); analizator elektrostatyczny (Electrostatic Analyzer – ESA); teleskop półprzewodnikowy (Solid State Telescope – SST); magnetometr transduktorowy (Fluxgate Magnetometer – FGM); oraz magnetometr zwojowy (Search Coil Magnetometer – SCM).
Wszystkie instrumenty współdzielą pojedynczą jednostkę obróbki danych (Instrument Data Processing Unit – IDPU). IDPU zawiera większość elektroniki instrumentów. Zapewnia obróbkę danych, dostarcza zasilanie, wysyła komendy do instrumentów oraz odbiera z nich dane. W skład IDPU wchodzą indywidualne karty elektroniki dla poszczególnych instrumentów oraz wspólny procesor przetwarzający dane. IDPU został zaprojektowany tak, aby maksymalnie zmniejszyć ilość komponentów elektronicznych oraz zapewnić optymalne gromadzenie danych przy jak najmniejszej masie i poborze energii. Rdzeń IDPU składa się z 3 części. Zasilacz niskiego napięcia (Low Voltage Power Supply – LVPS) odbiera energię z baterii satelity i przekształca ją do różnych poziomów napięcia dostarczanego do poszczególnych instrumentów. Karta kontroli zasilania (Power Control Board – PCB) dostarcza energię do poszczególnych instrumentów. Karta kontroli danych (Data Controller Board – DCB) zawiera procesor IDPU. Przyjmuje komendy wysyłane z Ziemi, wysyła polecenia do poszczególnych instrumentów, kompresuje dane, przekształca je do odpowiednich formatów i wysyła je do BAU celem wysłania na Ziemię.
IDPU kontroluje też wysięgnik EFI poprzez kartę elektroniki wysięgnika (Boom Electronics Board – BEB), przetwarza dane z magnetometrów SCM i FGM poprzez kartę pola magnetycznego (Digital Fields Board – DFB), przetwarza pozostałe dane z FGM poprzez kartę elektroniki magnetometru tranduktorowego (Flux Gate Electronics Board – FGEB), oraz kontroluje teleskopy SST poprzez kartę procesora danych szyfrowych i analogowych (Digital and Analog Processor Board – DAPB). Karta DFB wykonuje spektralną obróbkę danych z magnetometrów. Wynikowe dane zawierają pomiary mocy komponentu elektrycznego i magnetycznego. Ponadto DFB filtruje i ucyfrawia dane z obu magnetometrów. DFB wytwarza 2 rodzaje produktów – bank filtrów (Filter Bank Data – FBK) oraz spektrogramy Fouriera mocy pola (Fourier Power Spectra – FFT). Dane FBK służą do ogólnego monitoringu pola magnetycznego. Są dostępne zawsze gdy magnetometry są uruchomione. Dane FFT służą do dokładnych badań zjawisk uwalniania energii w magnetosferze. Charakteryzują się węższymi pasmami spektralnymi i wyższą rozdzielczością czasową. Są wytwarzane tylko w czasie gdy satelita wykonuje pomiary z maksymalną rozdzielczością czasową i szybkością transmisji, w tzw trybie rozbłyskowym (Burts Mode). IDPU zapewnia też synchronizację pracy detektorów cząstek ESA i SST.
Komputer IDPU analizuje i zbiera dane przy najwyższej rozdzielczości czasowej gdy ESA lub SST wykrywają cząstki o wysokich szybkościach lub gdy EFI, FGM albo SCM rejestrują silne pole magnetyczne. Komputer ten używa też danych z sensora Słońca systemu ACS w celu określenia kierunku wejścia cząstek lub kierunku silnych pól magnetycznych. Dzięki temu rejestruje tylko pomiary dotyczące zjawisk zachodzących w ogonie magnetosfery. Dane z instrumentów są gromadzone w 2 jednostkach pamięci o rozmiarze 256 Mb. Przed wysłaniem do BAU są kompresowane o czynnik 2 albo większy.
EFI
Instrument do badań pola elektrycznego służy do pomiarów parametrów pola elektrycznego wzdłuż 3 osi. Pozwala dzięki temu na określenie ruchów plazmy wzdłuż trajektorii satelitów. Pomiary takie wykonywane jednocześnie przez 5 satelitów pozwalają na precyzyjne określenie czasu i miejsca powstawania szybkich strumieni plazmy na początku epizodów uwalniania energii. EFI może wykonywać pomiary w szerokim zakresie częstotliwości fluktuacji pola elektromagnetycznego, od 8 kHz do około 100 – 400 kHz. Zbierane dane są istotne dla badań roli strumieni plazmy w przebiegu epizodów uwalniania energii.
Zdjęcie instrumentu EFI – sensor sferyczny wraz z kablem.
Instrument EFI został zbudowany w oparciu o rozwiązania zastosowane w satelitach S3-3, ISEE 1, CRRES i POLAR. Jest też identyczny z analogicznym instrumentem misji CLUSTER-1 i CLUSTER-2. Sensory zostały dostarczone przez Space Sciences Laboratory Uniwersytetu Kalifornijskiego. Za przetwarzanie danych odpowiedzialny jest Laboratory for Atmospheric and Space Physics (LASP) na Uniwersytecie Stanu Colorado (University of Colorado) w Boulder.
Całkowita masa instrumentu wynosi 13 kg, a pobór mocy przez sensory – 0.24 W. W skład instrumentu wchodzą 2 rodzaje sensorów – 4 sensory sferyczne oraz 2 sensory rurowe. Sensory sferyczne wykonują pomiary wzdłuż osi X i Y, czyli prostopadle do osi satelity. Tworzą ramię płaszczyzny wirowania (Spin Plane Boom – SPB). Sensory rurowe wykonują pomiary wzdłuż osi Z, czyli zgodnie z osią satelity. Tworzą ramię osiowe (Axial Boom – AXB). Układ wykonujący pomiary wzdłuż osi X po rozłożeniu ma rozpiętość 49.6 m, układ dla osi Y – 40.4 m, a dla osi Z – 6.93 m.
Jednostka detekcyjna sensora sferycznego składa się z długiego kabla oraz właściwego sensora. Dwie jednostki posiadają kabel o długości 25 metrów, a dwie pozostałe – o długości 20 metrów. Zostały one umieszczone w równych odstępach wokół obwodu satelity. Po zwolnieniu blokady kable zostały wyrzucone w przestrzeń i rozciągnięte na skutek ruchu obrotowego satelity. Są one wykonane ze stali nierdzewnej, a ich grubości wynosi 0.009 cala. Sensory są dołączone do końca kabli. Mają one postać kul o średnicy 8 cm. Ich powierzchnia jest pokryta grafitem.
Sensory rurowe wykonujące pomiary wzdłuż osi satelity. Zostały umieszczone na końcach dwóch wysięgników o długości 3 metrów. Oba wysięgniki są umieszczone w centrum każdego satelity. Są usytuowane równolegle do dłuższej osi każdego satelity, czyli rozciągają się równolegle do osi wirowania. W czasie startu i wczesnych operacji były złożone teleskopowo. Sensory mają postać cylindrów o długości 75 cm i wymiarach podstawy 4.8 x 7.0 mm. Na ich końcu oddalonym od korpusu satelity dołączony jest cylinder o długości 4.6 cm. Całość jest pokryta materiałem DAG-213 opartym na graficie.
Poszczególne sensory wykonują pomiary napięcia lokalnego. Różnice napięcia pomiędzy przeciwnymi sensorami są jednowymiarową miarą pola elektrycznego, czyli zasada pomiarów jest zbliżona do pracy zwykłego woltomierza. Pomiary wzdłuż 3 osi dostarczają trójwymiarowego obrazu pola elektrycznego. Dzięki temu możliwe jest określenie kierunku przepływu plazmy i ruchu fal elektrycznych. Szybkość strumieni plazmy jest też zależna od wartości napięcia. Szybkie strumienie są związane z wysokimi napięciami, a wolne – z niskimi.
System przetwarzający dane mieści się w IDPU i jest współdzielony z instrumentem SCM. Przetwarzane odczytów sensorów na dane spektralne przy niskich częstotliwościach (<8 kHz) odbywa się identycznie jak w przypadku SCM. Indywidualna kalibracja sensorów poszczególnych satelitów pokazała, że dokładność pomiarów napięcia wynosi 0.1 mV/m, czyli mniej niż 10% wartości napięcia występującego w trakcie przepływu szybkich strumieni plazmy. Kalibracja w czasie misji jest wykonywana w okresach małej aktywności magnetosfery.
ESA
Analizator elektrostatyczny mierzy rozkład cząstek o energiach termalnych, czyli ich gęstość w danym czasie. Pracuje w zakresie energii od około 3 eV do 30 keV. Pomiary pozwalają na określenie szybkości, gęstości i temperatury plazmy w otoczeniu satelity. Informacje takie pochodzące z 5 punktów w magnetosferze dają możliwość określenia czasu rozpoczęcia epizodu uwalniania energii. Pomiary gęstości cząstek w 306-stopniowym polu widzenia pozwalają na badania procesów odpowiedzialnych za zainicjowanie uwolnienia energii. Łącznie z pomiarami fal elektromagnetycznych i cząstek o energiach supertermalnych pozwalają na badania oddziaływań pomiędzy falami elektromagnetycznymi i cząstkami podczas początku uwalniania energii i po nim. Istotnym celem było określenie czy zjawiska takie rozpoczynają się blisko Ziemi i wypuszczają falę ciśnienia w plazmie w kierunku odwrotnym niż kierunek do Słońca, czy też zachodzą w podległym rejonie ogona magnetosfery i wypuszczają strumienie plazmy w kierunku do Słońca. Kluczową rolą ESA były tutaj pomiary umożliwiające zlokalizowanie miejsca rozpoczęcia zjawiska i określenie dokładnego czasu jego początku. Instrument pozwala też na oszacowania różnic z szybkości i ciśnieniu jonów pomiędzy satelitami, ocenę wielkości przemieszczeń plazmy w dużych skalach, określenie wielkości i nasilenia ruchów wirowych plazmy, oraz na ocenę gradientu ciśnienia plazmy.
Instrument ESA.
Instrument ESA został umieszczony w górnej części korpusu satelity. Jest bezpośrednio połączony z jednostką IDPU. Masa urządzenia wynosi 2.96 kg a typowy pobór mocy – 1.7W. Instrument został opracowany przez University of California w Berkeley. Podczas prac nad instrumentem zastosowano rozwiązania sprawdzone podczas misji AMPTE/IRM, Giotto i WIND. Identyczny instrument posiada też satelita FAST.
W skład ESA wchodzą dwa detektory elektrostatyczne – analizator elektronów (Electron Electrostatic Analyzer – eESA), oraz analizator jonów (Ion Electrostatic Analyzer – iESA). Oba detektory są połączone ze sobą i mają wspólne pole widzenia. Pole widzenia ma kształt wachlarza o wymiarach 180 x 6 stopnia. Podczas obrotu satelity pole widzenia omiata całą przestrzeń, co pozwala na uzyskanie pomiarów w 360-stopniowym polu. Każdy detektor składa się z dwóch półsferycznych płyt. Jedna z płyt jest zagnieżdżona w drugiej. Cząstki wchodzą do wnętrza takiej kopuły przez otwór otoczony kołnierzem. Płyty i kołnierz są naelektryzowane. Ładunek elektryczny na płytach powoduje, że naładowane cząstki poruszają się po kolistych trajektoriach. Tylko cząstki o określonych energiach poruszają się zgodnie z krzywizną kopuły i tylko one padają na sensor umieszczony na wyjściu. Sensorem jest płyta z mikrokanałami (Microchannel Plate – MCP). Detektor MPC pozwala na rejestrowanie ilości cząstek które w niego uderzają. Poprzez zmienianie napięcia pomiędzy zewnętrzną i wewnętrzną półsferyczną płytą pomiary są wykonywane w całym szeregu zakresów energii cząstek. Cząstki są mierzone w 32 przedziałach stosunku energii do ładunku (E/q) poprzez zmienianie napięcia w 32 krokach. Dla eESA zmiany są wykonywane 32 razy na obrót satelity. Dla iESA mogą być wykonywane 32 lub 64 razy na obrót. Rozdzielczość czasowa pomiarów może być zmieniana.
Detektor eESA wykonuje pomiary elektronów w zakresie energii 2 eV – 32 keV. iESA prowadzi pomiary jonów w zakresie 1.6 eV – 25 keV.
SST
Teleskop półprzewodnikowy (Solid State Telescope – SST) służy do wykonywania pomiarów rozkładu w czasie i przestrzeni cząstek o energiach supertermalnych. Rejestruje elektrony i jony o określonych energiach przenikające z określonych kierunków w określonym czasie. Cząstki te mają znacznie wyższe energie od większości cząstek występujących w magnetosferze. Są wskaźnikiem przyspieszania i ogrzewania plazmy w magnetosferze. Instrument pozwala na wykonywanie 2 różnych pomiarów charakteryzujących początek epizodu uwalniania energii. Pierwszy zestaw pomiarów charakteryzuje zachowanie arkusza plazmy, czyli rejonu ogona magnetosfery o zwiększonej gęstości plazmy i zmniejszonym polu magnetycznym. Pozwala na określenie lokalizacji skrajów arkusza plazmowego i ich ruchów. Na początku uwalniania energii arkusz plazmy kurczy się, a następnie rozszerza. SST jest szczególnie przydatny do rejestrowania jego ekspansji. Po raz pierwszy instrumenty takie mogą rejestrować ekspansję arkusza plazmy z 3 miejsc, a instrumenty w innych częściach magnetosfery mogą jednocześnie rejestrować początek uwalniania energii. Drugi zestaw pomiarów umożliwia zarejestrowanie cząstek o wysokich energiach powstających podczas przyspieszania plazmy na początku epizodu uwalniania energii. Tym samym SST może określić czas rozpoczęcia zjawiska. Cząstki są przyspieszane do energii przy których mogą wejść w skład pasów van Allena. Rejestrując je SST umożliwia badania wpływu uwalniania energii na wzrosty lub spadki liczebności populacji cząstek w pasach radiacyjnych.
Instrument SST.
Instrument SST został umieszczony na korpusie satelity, na jednym z paneli bocznych. Jego masa wynosi 1.43 kg a pobór mocy 1.2 W. Został opracowany przez Uniwersytet Kalifornijski. Konstrukcja instrumentu jest oparta na podobnych urządzeniach zastosowanych na satelitach ISSE 1, ISSE 2 i ISSE 3 (ICE). Identyczną parę instrumentów ma też satelita WIND. Elektronika jest oparta na zminiaturyzowanym, hybrydowym układzie elektronicznym opracowanym przez ESTEC dla teleskopu IMPACT/SEPT sond Stereo.
SST składa się z dwóch głowic, z których każda obejmuje dwa sensory. Jednak głowica wykonuje pomiary w kierunku odwrotnym do drugiej. W obrębie jednej głowicy sensory są umieszczone koło siebie i w odwrotnych orientacjach. Dzięki temu jony i elektrony są rejestrowane z tego samego kierunku. Podobnie jak w ESA sensory są ustawione tak, że mają wspólne pole widzenia. Jego szerokość wynosi 78 stopni. Dzięki obrotowi satelity obserwowane jest pole o wymiarach 360 x 148 stopni. Instrument pozwala na rejestrowanie protonów w zakresie energii 25 keV – 6 MeV i elektronów w zakresie od 25 keV do około 900 keV.
Każdy z sensorów składa się z trzech detektorów półprzewodnikowych (Solid State Detector – SSD) umieszczonych w sześciennej obudowie. SSD są płytkami krzemowymi z wbudowanymi jonami. Powierzchnia każdego detektora ma wielkość 1.5 centymetra kwadratowego. Grubość detektora centralnego (Thick Detector – T) wynosi 500 mikrometrów, a detektorów zewnętrznych (Open Decetor – O i Foil Detecttor – F, patrz dalej) – 300 mikrometrów. Na jednym z końców sensora (końcu otwartym) znajduje się magnes wytwarzający pole magnetyczne odrzucające elektrony. Dzięki temu do sensora wchodzą tylko dodatnio naładowane jony. Na drugim końcu znajduje się folia (aluminium / poliamid / aluminium) blokująca jony. Przenikają przez nią tylko elektrony. Detektory w obu głowicach są ustawione tak, że jedna para jest skierowana w kierunku płaszczyzny rotacji satelity (czyli w przybliżeniu w kierunku ekliptyki), jednak para jest zwrócona pod tą płaszczyznę, a jednak nad nią.
W celu zmniejszenia ilości cząstek uderzających w detektory mogą być stosowane dwie migawki, czyli atenuatory. Dzięki temu detektory mogą być chronione przed cząstkami pochodzącymi z pierścienia wysokoenergetycznych cząstek (Ring Current) w magnetosferze. Zwiększa to żywotność instrumentu. Do tej pory THEMIS obok WIND jest jedyną misją badającą magnetosferę w której używany jest teleskop półprzewodnikowy z takimi przesłonami. Migawki zostały umieszczone na obu końcach każdego sensora.
Procedura kalibracyjna jest podobna do stosowanej na satelicie WIND. Polega na kalibracji krzyżowej pomiędzy SST i ESA. W okresach niskiej aktywności arkusza plazmy jest też niekiedy wykonywana kalibracja wewnętrzna.
FGM
Magnetometr transduktorowy służy do pomiarów pola magnetycznego tła i jego fluktuacji o niskich częstotliwościach (do 64 Hz). Wykonuje pomiary pola wzdłuż 3 osi. Pozwala na zidentyfikowanie i określenie czasu początku nagłych rekonfiguracji pola magnetycznego następujących na początku epizodu uwalniania energii. W misji THEMIS takie pomiary zostały pierwszy raz wykonane w 5 punktach jednocześnie. W obszarze ogona magnetosfery, gdzie zachodzą badane zjawiska natężenie pola magnetycznego wynosi tylko kilkadziesiąt nT (na powierzchni Ziemi około 60 000 nT), a amplituda jego zmian mieści się w zakresie 0.1 – 30 nT. Instrument jest wysoce wrażliwy i może wykryć zmiany natężenia pola magnetycznego rzędu 0.01 nT. Blisko Ziemi instrument może wykonywać pomiary pola o natężeniu 25 000 nT. Pomiary są wiec prowadzone w zakresie rozciągającym się przez 6 rzędów wielkości. Instrument pozwala na badania propagacji fal magnetycznych i struktur w magnetosferze pomiędzy satelitami. Dostarcza też informacji na temat ładunku w otoczeniu plazmowym na bazie różnic w natężeniu pola magnetycznego mierzonego przez 2 lub więcej satelitów oddalonych o więcej niż 2 Re.
Instrument FGM.
Instrument FGM został umieszczony na wysięgniku rozciągniętym prostopadle do osi obrotu satelity. Wysięgnik składa się z dwóch odcinków połączonych zawiasami. Był złożony na górnej powierzchni satelity w czasie startu. Jest wykonany z epoksydu węglowego. Identyczny wysięgnik użyto na satelicie FAST. Całkowita masa instrumentu (wraz z wysięgnikiem, kablami i izolacją cieplną) wynosi 1.54 kg. Masa sensora wynosi 80 gramów a elektroniki – 150 gramów. Pobór mocy wynosi 0.85W.
Instrument został opracowany na Politechnice Braunschweig (Technical University of Braunschweig – TU-BS) w Niemczech przy współpracy z University of California i Institut fuer Weltraumforschung, (IWF) w Graz w Austrii. Uniwersytet Kalifornijki był odpowiedzialny za systemy elektryczne, a IWF brał udział w projektowaniu i kalibracji przyrządu. Urządzenia tego typu były stosowane podczas wielu wcześniejszych misji. Jest podobny do magnetometru stosowanego na stacji Mir. Wykorzystano w nim rozwiązania zastosowane w misjach AMPTE/IRM (1985), Phobos (1988) i Interball (1992). Dla misji THEMIS jednak instrument ten jest znacznie nowocześniejszy od używanych wcześniej. Pomiary są bezpośrednio ucyfrawiane, a wiele funkcji wykonywanych wcześniej przez sprzęt spełnia oprogramowanie. Dzięki temu masa instrumentu została znacznie zmniejszona. Mniejsza jest też podatność na błędy. Identyczny sensor i elektronikę zastosowano w instrumencie ROMAP lądownika Philae misji Rosetta.
Sensor składa się z dwóch pierścieni umieszczonych wewnątrz metalowej obudowy. Mają one różną średnicę i są ustawione prostopadle do siebie. Pierścienie są wykonane z materiału który łatwo się magnesuje. Wokół takiego rdzenia nawinięty jest zwój miedzianego drutu. Przez zwojnicę przepuszczany jest zmienny prąd elektryczny. Powoduje on wygenerowanie pola magnetycznego w rdzeniu. Ma ono znaną wartość. Mierzone zewnętrzne pole magnetyczne zaburza symetrię pola indukowanego. Pomiary wynikowego pola magnetycznego są wykonywane dzięki drugiej zwojnicy otaczającej rdzeń. Umożliwiają one obliczenie natężenia zewnętrznego pola magnetycznego.
Stabilność pola magnetycznego sensora jest bardzo wysoka, rzędu 0.2 nT/h. Magnetometr przewyższa wymagania misji dotyczące stabilności i rozdzielczości. Instrument jest kalibrowany przy częstotliwości próbkowania 32Hz, co pozwala na określenie poziomów zerowych i orientacji sensorów na poszczególnych satelitach. Wykonywana jest też kalibracja krzyżowa pomiędzy poszczególnymi satelitami oraz pomiędzy instrumentami FGM i SCM.
SCM
Magnetometr zwojowy służy do pomiarów fluktuacji pola magnetycznego o niskich częstotliwościach wzdłuż 3 osi. Fluktuacje takie mają istotne znacznie podczas wyzwalania epizodów uwalniania energii. SCM może rejestrować fluktuacje o częstotliwościach w zakresie od koło 1 Hz do ok. 8 kHz. Dane z instrumentu są szczególnie istotne dla badań fal magnetycznych w obszarach zaburzeń pola magnetycznego w odległości około 10 Re w ogonie magnetosfery oraz dalej. Razem z danymi z pozostałych instrumentów informacje te umożliwiają skorelowanie fal i miejsca uwolnienia energii, tym samym pozwalając na zidentyfikowanie procesów odpowiedzialnych za jego wyzwolenie. Fluktuacje pola magnetycznego w ogonie magnetosfery były już mierzone przez kilka misji. Jedyną misją składającą się z wielu satelitów wyposażonych w instrument tego typu jest Cluster-2. Satelity te są jednak położone stosunkowo blisko siebie. W misji THEMIS odległości pomiędzy poszczególnymi satelitami są duże, od 10 do 30 Re. Pozwala to na odniesienie obserwacji fal do lokalizacji epizodu uwalniania energii. Dzięki temu rejestrowane niestabilności plazmy mogą być umieszczone w globalnym kontekście.
Instrument SCM.
Instrument SCM został umieszczony na wysięgniku o długości 1 m. Składa się on z jednego fragmentu i jest ruchomo połączony z korpusem satelity. W czasie startu był złożony na jego górnej powierzchni. Wysięgnik rozciąga się prostopadle do osi obrotu satelity. Jest wykonany z epoksydu węglowego. Jest identyczny z jednym z wysięgników sondy Lunar Prospector. Instrument został dostarczony przez Centre des Environements Terrestre et Planétaires (CETP) we Francji. Został opracowany w oparciu o rozwiązania zastosowane w misjach GEOS 1 i 2, Galileo, Ulysses, Cassini i Freja. Jest identyczny z magnetometrem instrumentu STAF misji Cluster-2. Masa przyrządu wraz z wysięgnikiem, kablami i izolacją cieplną wynosi 2.0 kg. Szczytowy pobór mocy wynosi 90 mW, ale zależy to od trybu działania
SCM składa się z 3 sensorów wykonujących pomiary wzdłuż poszczególnych osi. Sensor składa się ze zwojnicy miedzianej otaczającej rdzeń o wysokiej przenikalności magnetycznej. Rdzeń koncentruje linie sił pola magnetycznego (niosące fluktuacje) wewnątrz zwojnicy. Fluktuacje pola magnetycznego powodują powstanie ładunku i zmian napięcia wewnątrz zwojnicy. Zmiany napięcia są rejestrowane przez elektronikę instrumentu, dostarczając pomiaru zmian pola magnetycznego w otoczeniu.
Sygnały analogowe z sensorów są wzmacniane przez przedwzmacniacze, ucyfrawiane i przetwarzane przez kartę DFB w IDPU wraz z danymi z EFI. Pomiary kalibracyjne całkowitej amplitudy wahań pola są wykonywane za pomocą osobnej zwojnicy kalibracyjnej. Zwojnica wytwarza szum napięcia imitujący szum przypadkowy. Na szum taki składa się szereg częstotliwości zmian napięcia pokrywających większość zakresu pomiarowego instrumentu (10 Hz – 8 kHz). Kalibracja jest wykonywana zwykle 1 raz na orbitę.
PRZEBIEG MISJI
Satelity THEMIS wystartowały dnia 2 lutego 2007 roku o godzinie 23:01:00.384 UTC za pomocą rakiety Delta 2 w konfiguracji 7925. Miejscem startu był Przylądek Canaveral, stanowisko startowe SLC-17B. Oddzielenie 5 satelitów od trzeciego stopnia rakiety umożliwił odpowiedni nosiciel i system uwalniający (Probe Carrier and Separation System). Jego skonstruowanie było dużym wyzwaniem. Podstawowym wymaganiem było zapewnienie stabilności satelitów po oddzieleniu, co zapobiegało ich kolizjom. Pozwolił on na szybkie oddalenie satelitów od płaszczyzny do której były dołączone i nadanie im wstępnego ruchu obrotowego. Jako pierwszy został uwolniony satelita znajdujący się na górze nosiciela. 4 satelity zamontowane na jego bokach zostały oddzielone 3 sekundy później. Oddzielenie zostało zainicjowane przez system umieszczony na 3 stopniu rakiety. Nosiciel został wykonany ze stopów aluminium. Wszystkie podłączenia elektryczne i podłączenia umożliwiające wymianę danych znajdowały się na jednym panelu. Przed misją cały system przeszedł gruntowne testy. Podzielenie przebiegło zgodnie z planem.
Misja nominalna składała się z 5 faz. W fazie 1 (fazie iniekcji), czyli w okresie po starcie wszystkie satelity znajdowały się na orbicie o perygeum w odległości 1.07 Re i apogeum 15.4 Re. Satelity znajdowały się w niewielkiej odległości od siebie. Ich orbity przebiegały w tej samej płaszczyźnie.
W fazie 2 osiągnięte zostały orbity robocze. Odpowiednie manewry umożliwił przeprowadzenie system napędowy. THEMIS-P1 znalazł się na orbicie roboczej o perygeum w odległości 1.3 Re i apogeum 30 Re. THEMIS-P2 został umieszczony na orbicie o perygeum 1.2 Re i apogeum 20 Re. Orbity THEMIS-P3 i THEMIS-P4 były zbliżone, charakteryzowały się perygeum 1.5 Re i apogeum 12 Re. Orbita THEMIS-P5 charakteryzowała się perygeum 1.5 Re i apogeum 10 Re. Właściwe obity zostały osiągnięte 15 września 2007. Faza ta nosiła też nawę fazy świtu, ponieważ apogea orbit znajdowały się w rejonie magnetosfery oświetlonej zaraz po wschodzie Słońca. Zakończyła się 15 grudnia 2007 roku. W czasie tej fazy co 4 dni satelity znajdowały się w płaszczyźnie ogona magnetosfery wykonując zasadnicze pomiary nad Ameryką Północną. Śledziły zaburzenia magnetyczne w dużej części przestrzeni geomagnetycznej, od ogona magnetosfery do okolic planety.
Faza 3 była okresem badań w ogonie magnetosfery, w którym znajdowały się perygea orbit. Apogeum THEMIS-P1 znajdowało się w odległości 30 Re, THEMIS-P2 w odległości 20 Re, THEMIS-P3 i THEMIS-P4 – 12 Re, a THEMIS-P5 – w odległości 10 Re. Faza ta trwała od 15 grudnia 2007 roku do 14 kwietnia 2008 roku.
Faza 4 była okresem badań pasów radiacyjnych. Była też określana jako faza zmierzchu, ponieważ apogea orbit znajdowały się w rejonie zachodu Słońca. Odległości apogeów orbit poszczególnych satelitów nie zmieniły się. Zmianie uległa tylko ich orientacja względem magnetosfery. Faza ta trwała od 15 kwietnia 2008 roku do 15 czerwca 2008 roku.
Faza 5 polegała na badaniach po dziennej stronie magnetosfery, na której znajdowały się apogea orbit satelitów. Ich odległości nie uległy zmianie. Faza 5 trwała od 15 czerwca 2008 roku do 15 października 2008 roku. Zakończyła ona misję nominalną. Misja THEMIS została jednak rozszerzona.
Faza 6 trwała od 15 października 2008 roku do 16 grudnia 2008 roku. Polegała na badaniach w obszarze świtu. Apogeum orbity THEMIS-P1 znajdowało się w odległości 30 Re, THEMIS-P2 w odległości 20 Re, a THEMIS-P3, THEMIS-P4 i THEMIS-P5 – w odległości 12 Re.
Faza 7 ponownie polegała na badaniach w ogonie magnetosfery. Trwała od 15 grudnia 2008 roku do 15 kwietnia 2009 roku. Odległości apogeów orbit nie uległy zmianie w stosunku do fazy 6.
Faza 8 była powtórzeniem badań pasów radiacyjnych z apogeami w obszarze zmierzchu. Trwała od 15 kwietnia 2009 roku do 15 czerwca 2009 roku. Odległości apogeów nie uległy zmianie.
Faza 9 była powtórzeniem okresu badań po dziennej stronie magnetosfery. Trwała od 15 czerwca 2009 roku do 30 września 2009 roku. Apogeum orbity THEMIS-P1 znajdowało się w odległości 30 Re, THEMIS-P2 w odległości 20 Re, THEMIS-P3 i THEMIS-P4 w odległości 12 Re, a THEMIS-P5 – w odległości 13 Re. Po zakończeniu tej fazy rozpoczął się okres modyfikacji orbit, które doprowadziły do zmniejszenia odległości apogeów od Ziemi. Trwał on do 29 grudnia 2009 roku.
Faza 10 polegała na badaniach w strefie świtu. W obszarze tym znajdowały się apogea orbit satelitów THEMIS-P3, THEMIS-P4 i THEMIS-P5. Satelity THEMIS-P1 i THEMIS-P2 rozpoczęły realizację odrębnego programu ARTEMIS (Acceleration, Reconnection and Turbulence, and Electrodynamic of Moon’s Interaction with the Sun) polegającego na pomiarach w punktach Lagrangea i ostatecznie na orbicie okołoksiężycowej. Apogea orbit satelitów THEMIS-P3 i THEMIS-P4 znajdowały się w odległości 2 Re, a THEMIS-P5 w odległości 13 Re. Faza ta trwała od 29 grudnia 2009 roku do 3 stycznia 2010 roku.
Faza 11 programu THEMIS polegała na badaniach ogona magnetosfery w mniejszych odległościach od Ziemi. Trwała od 3 lutego 2010 roku do 31 maja 2010 roku. Apogea orbit THEMIS-P3, THEMIS-P4, oraz THEMIS-P5 znajdowały się w odległości około 12 Re. Poszczególne satelity były oddalone od siebie o około 500 – 3000 km.
W czasie fazy 12 programu THEMIS pomiary są prowadzone na bliższych orbitach w obszarze zmierzchu. Rozpoczęła się ona od 1 czerwca 2010 roku i potrwa do 1 września 2010 roku. Apogea orbit THEMIS-P3, THEMIS-P4, oraz THEMIS-P5 podobnie jak w fazie 11 znajdują się w odległości około 12 Re.
Faza 13 programu THEMIS będzie polegać na ponownych pomiarach po stronie dziennej magnetosfery w mniejszych odległościach od Ziemi. Apogea THEMIS-P3, THEMIS-P4 i THEMIS-P5 nie zostaną zmienione. Faza ta potrwa od 2 września 2010 roku do 30 listopada 2010 roku.
W ramach programu ARTEMIS satelity THEMIS-P1 i THEMIS-P2 wykonały szereg manewrów modyfikujących orbity. Okres modyfikacji rozpoczął się w październiku 2009 roku i potrwa do października 2010 roku. W październiku 2010 roku THEMIS-P1 znajdzie się na orbicie Lissajousa wokół punktu L1, a THEMIS-P2 na orbicie Lissajousa wokół punktu L2. Następnie THEMIS-P2 w styczniu 2011 znajdzie się na orbicie Lissajousa wokół L1. W kwietniu 2011 roku oba satelity wejdą na orbitę okołoksiężycową. Perylunea orbit obu satelitów znajdą się na wysokości 1 500 km a apolunea na wysokości 18 000 km. Badania na orbicie okołoksiężycowej potrwają do września 2012 roku. THEMIS-P1 i THEMIS-P2 staną się w ten sposób pierwszymi sondami przeznaczonymi w całości do badań otoczenia plazmowego Księżyca od czasu subsatelitów programu Apollo.
Podczas badań magnetosfery oprócz danych z satelitów wykorzystywane są też obserwacje naziemne pochodzące z 20 punktów rozlokowanych w Ameryce Północnej, w północnej części USA oraz Kanadzie. Tworzą one tzw. obserwatorium naziemne THEMIS (THEMIS Ground-based Observatory – THEMIS-GBO). W każdym punkcie obserwacyjnym wykorzystywany jest system obrazujący całe niebo (All-Sky Imager – ASI), oraz magnetometr naziemny (Ground-Based Magnetometer – GMAG).
Systemy obrazujące ASI pozwalają na wykonywanie obserwacji nieba od Kanady do Alaski umożliwiając określenie kiedy i gdzie następuje wzrost aktywności zórz polarnych. Umożliwiają obserwacje bardzo dużej części owalu zorzy z rozdzielczością około 1 km. Obrazy są uzyskiwane 3 razy na sekundę, co dostarcza bardzo wysokiej rozdzielczości czasowej. W czasie zimy obserwacje są prowadzone w godzinach 00:00 – 15:00 UTC. Dane te są bardzo istotne dla badań zórz polarnych, a także dostarczają obserwacji zórz jednoczesnych z pomiarami zjawisk w magnetosferze wykonywanych przez satelity THEMIS. Każdy system ASI obrazuje niebo od horyzontu do horyzontu dzięki bardzo efektywnej (F/095) soczewce typu rybie oko. Obrazy są uzyskiwane w świetle białym (brak filtrów), dzięki czemu rejestrowana jest całkowita emisja zorzy. Dzięki wysokiej czułości kamery mogą zarejestrować nawet bardzo słabe zorze, niewidoczne gołym okiem. Monochromatyczne obrazy są wytwarzane przez CCD. Obrazy mają wielkość 256 x 256 pikseli. W każdym ASI kamera jest umieszczona w niewielkiej obudowie z kopułką na szczycie. Elektronika obsługująca kamerę i komputer rejestrujący dane są umieszczone albo w przyległym budynku albo w obudowie z kontrolowanym środowiskiem. Kamery są ogrzewane lub chłodzone, dzięki czemu mogą pracować zarówno podczas bardzo chłodnej zimy jak i podczas gorącego lata. Kontrola temperatury jest oparta na wcześniejszych kamerach używanych na Antarktyce. System termiczny może pracować bez obsługi ludzi, co jest konieczne, ponieważ instrumenty te zostały umieszczone w obszarach trudno dostępnych. Miniatury obrazów są dostępne prawie w czasie rzeczywistym, a dane w wyższej rozdzielczości po około 2 dniach od ich zebrania. Dysk twardy gromadzący pełne dane jest wymieniany co około 3 – 5 miesięcy. W optyce zastosowano sprawdzone technologie używane w systemach kosmicznych i naziemnych używanych do badań geofizycznych w przeciągu ostatnich 20 lat. Kamery oraz cały system gromadzenia danych dla THEMIS-GBO zostały opracowane przez University of California specjalnie na potrzeby misji THEMIS.
Magnetometry GMAG służą do wykrywania zaburzeń pola magnetycznego na powierzchni Ziemi generowanego przez prądy powstające w ogonie magnetosfery i oddziaływujące następnie z jonosferą. Dzięki temu pozwalają one na wykrycie początku epizodów uwalniania energii w ogonie magnetosfery. Urządzenia te wykrywają też fale magnetyczne powstające w jonosferze podczas tych zjawisk. Dzięki temu możliwe jest wykrycie początku reakcji zórz na zaburzenia magnetyczne nawet w czasie gdy kamery ASI nie mogą wykonywać obserwacji z powodu zachmurzenia. W programie THEMIS stosuje się łącznie 21 magnetometrów GMAG. 10 z nich zostało umieszczonych w punktach THEMIS-GBO wraz z kamerami ASI. 11 pozostałych znajduje się w szkołach jako część programu edukacyjnego misji (THEMIS Education and Public Outreach – E/PO). Magnetometry w szkołach są identyczne z tymi w punktach obserwacyjnych. GMAG są magnetometrami transduktorowymi, pracującymi tak samo jak instrumenty FGM na satelitach. Pozycje magnetometrów zostały dokładnie określone za pomocą GPS. Do gromadzenia i wysyłania danych służą niedrogie komputery osobiste. Instrumenty te zostały opracowane w UCLA. Są kolejną generacją tanich magnetometrów naziemnych. Pracują całkowicie automatycznie. Gdy jest z nimi łączność, dostarczają danych w czasie rzeczywistym. Dane są wtedy odbierane przez Internet, który umożliwia też gromadzenie danych oraz zdalne przeprogramowywanie i rekonfigurację instrumentów. Rozdzielczość pomiarów wynosi 0.01 nT przy częstotliwości próbkowania rzędu 2 próbek na sekundę.
Źródła materiałowe oraz zdjęcia: NASA, themis.ssl.berkeley
Wątek na astronautycznym forum – link.
