{jathumbnail off}Teleskop Kosmiczny Jamesa Webba (JWST, pierwotna nazwa Next Generation Space Telescope – NGST) jest przygotowywanym następcą Teleskopu Hubblea. Jest to projekt NASA realizowany we współpracy z agencjami kosmicznymi ESA i CSA. Posłuży do wykonywania bardzo szczegółowych obserwacji najróżniejszych obiektów astronomicznych – od odległych galaktyk poprzez gwiazdy do ciał Układu Słonecznego. Serdecznie zapraszamy do przeczytania obszernego przeglądu misji JWST.
WPROWADZENIE
Wizja artystyczna JWST / Credits: NASA
Za pomocą Teleskopu Kosmicznego Jamesa Webba (JWST, pierwotna nazwa Next Generation Space Telescope – NGST) wykonywane będą obserwacje w zakresie podczerwieni bliskiej i środkowej (0.6 – 28 μm). W tym zakresie będzie wykonywane obrazowanie z bardzo wysoką rozdzielczością kątową oraz spektroskopia z wysoką rozdzielczością widmową. Program naukowy kładzie szczególny nacisk na badania najodleglejszych obserwowalnych galaktyk, położonych w odległości około 13 miliardów lat świetlnych, i widzianych w czasach, gdy galaktyki były jeszcze bardzo młode. Do podstawowych celów naukowych obserwatorium zaliczają się: wykonanie badań ewolucji galaktyk z przesunięciem ku czerwieni z=5 oraz wykonanie badań morfologii i kolorów tych galaktyk; dokonanie detekcji światła z pierwszych gwiazd we Wszechświecie; badania procesów fizycznych zachodzących podczas formowania się gwiazd i planet; badania procesów tworzenia pierwszych ciężkich pierwiastków we Wszechświecie; badania planet pozasłonecznych i dysków protoplanetarnych, w tym poszukiwania pierwiastków istotnych dla żywych organizmów; wykrywanie i określenie krzywych jasności odległych supernowych dla badań kosmologicznych; badania rozkładu ciemnej materii poprzez obserwowanie soczewek grawitacyjnych; oraz badania populacji gwiazd w pobliskich galaktykach.
KONSTRUKCJA
Grafika poglądowa na Teleskop Kosmiczny Jamesa Webba.
JWST jest dużym i ciężkim statkiem kosmicznym, jego całkowita masa to około 3 300 kilogramów. Korpus statku ma kształt prostopadłościanu. Satelita składa się z trzech zasadniczych sekcji: modułu serwisowego (Space Support Module – SSM), teleskopu optycznego (Optical Telescope Element – OTE), oraz zintegrowanego modułu instrumentów naukowych (Integrated Science Instrument Module – ISIM).
Moduł serwisowy SSM jest podstawowym elementem obserwatorium. Ma kształt prostopadłościenny. Zawiera kluczowe komponenty inżynieryjne, zapewniające łączność z Ziemią, energię elektryczną itp.
Energia elektryczna jest produkowana przez dwa skrzydła fotoogniw słonecznych. Każde z nich składa się z trzech paneli fotowoltaicznych. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterie chemiczne.
Pojazd jest stabilizowany trójosiowo. System kontroli orientacji przestrzennej jest oparty na teleskopie Chandra. Kontrolę orientacji zapewniają koła reakcyjne oraz silniki systemu napędowego. Koła reakcyjne umożliwiają precyzyjną kontrolę orientacji podczas obserwacji naukowych. Zostały umieszczone na izolatorach wibracji w pobliżu środka ciężkości statku kosmicznego, co pozwala na zmniejszenie jego wibracji. Łącznie JWST posiada 6 kół reakcyjnych, z których 3 są zapasowe. Danych nawigacyjnych dostarczają 3 szperacze gwiazd (jeden zapasowy) oraz sensor Słońca. Dodatkowo danych nawigacyjnych podczas obserwacji dostarcza sensor kierunkowy (Fine Guidance Sensor – FGS) wykonujący obserwacje gwiazdy – przewodnika w celu uzyskania niezależnych informacji na temat orientacji. Dzięki temu uzyskuje się zmniejszenie dryfu pojazdu poprzez utrzymywanie jego stałej pozycji względem gwiazdy. Pozwala to na znaczne zwiększenie dokładności pozycjonowania teleskopu. Dzięki FGS satelita może utrzymywać stałą pozycję z dokładnością nawet do kilku milisekund kątowych.
System napędowy pojazdu jest przeznaczony do zastosowania głównie w początkowym etapie misji, do wejścia na odpowiednią trajektorię i przeprowadzenia korekt w trakcie lotu do punktu L2. Będzie także okresowo stosowany podczas naukowej fazy misji, do wykonywania manewrów mających na celu utrzymanie pozycji. Dodatkową istotną funkcją systemu napędowego jest rozładowanie pędu pojazdu, ponieważ ciśnienie promieniowania słonecznego wywierane na osłonę przeciwsłoneczną statku spowoduje przyłożenie do obserwatorium momentu obrotowego w większości jego orientacji. Aby zniwelować ten moment obrotowy koła reakcyjne będą się stopniowo obracały coraz szybciej. Kiedy dotrą do poziomu maksymalnej ilości obrotów na minutę, system napędowy dostarczy okresowo przeciwnego momentu obrotowego, który pozwoli na zwolnienie szybkości obrotów kół. Satelita posiada 2 moduły silników, z których każdy zawiera 2 silniki.
Od modułu serwisowego odchodzi duża osłona przeciwsłoneczna. Składa się ona z cienkich arkuszy z kaptonu o wymiarach 19.5 x 11.4 m rozpiętych na strukturze nośnej złożonej z belek i kratownic. Jest to najbardziej rzucająca się w oczy część obserwatorium. W czasie startu będzie oczywiście złożona, a rozpostarta zostanie dopiero po wejściu na orbitę. Jej funkcją jest ocienienie i blokowanie ciepła z elektroniki pojazdu, w celu zapewnienia odpowiednio chłodnego środowiska pracy dla optyki teleskopu oraz czułych na podczerwień instrumentów zainstalowanych w module instrumentów naukowych. W czasie misji osłona będzie tak zorientowana w przestrzeni, że Słońce, Ziemia i Księżyc będą się znajdowały zawsze po jej przeciwnej stronie niż instrumenty naukowe. Osłona pozwoli na zniwelowanie mocy promieniowania słonecznego docierającego do modułu instrumentów z około 200 kW do rzędu miliwatów. Umożliwi schłodzenie teleskopu i modułu instrumentów. Kontrolę temperatury wewnętrznej we wnętrzu modułu serwisowego zapewniają radiatory, grzejniki oraz wielowarstwowa izolacja.
Statek będzie posiadał własny system komputerowy zapewniający autonomiczne działanie w czasie braku łączności z Ziemią, wykonywanie rozkazów z Ziemi oraz zarządzanie danymi naukowymi i dotyczącymi funkcjonowania statku. Zapisywanie danych przed transmisją na Ziemię umożliwia rejestrator jednoczęściowy (Soli-State Recorder – SSR). Jego pojemność wynosi 471 Gb. Rejestrator pozwala na gromadzenie zarówno danych naukowych jak i inżynieryjnych. Może gromadzić dane naukowe przez 2 dni w przypadku braku łączności z Ziemią.
Łączność z Ziemią zapewni antena paraboliczna dużego zysku. Łączność statek – Ziemia będzie odbywało się w pasmach Ka i S w jednej z 3 opcjonalnych szybkości – 7, 14 lub 28 Mbps. Ponadto para anten omnikierunkowych pasma S pozwala na łączność w przypadku nagłych awarii.
Teleskop optyczny OTE został umieszczony z przodu modułu instrumentów naukowych. Jest to teleskop zbudowany w układzie Ritcheya – Chretiena. Światło jest zbierane przez zwierciadło główne, a następnie jest odbijane na zwierciadło wtórne. To ostatnie odbija je jako skupioną wiązkę, która po przejściu przez przegrodę w centrum zwierciadła głównego pada ostatecznie na zwierciadła, kierujące je do instrumentów naukowych umieszczonych w płaszczyźnie ogniskowej teleskopu (w module ISIM). Do ostatecznego kierowania wiązki do ISIM służy małe zwierciadło dokładnego sterowania (Fine Steering Mirror – FSM), pozwalające na stabilizację obrazu. Elementy optyczne są wykonane z berylu i charakteryzują się bardzo małą masą.
Schemat jednej z trzech zasadniczych sekcji JWST – teleskopu optycznego OTE.
Zwierciadło główne jest bardzo duże – jego średnica wynosi 6.55 metra. Jest to największe zwierciadło jakie zostało opracowane dla teleskopu kosmicznego. Jest podzielone na 18 sześciokątnych segmentów. Umożliwia to złożenie zwierciadła przed startem tak, aby pasowało do rakiety nośnej, a następnie jego rozłożenie po wejściu na orbitę. Zapewnia także minimalną masę przy największych rozmiarach. Jest to pierwsze wykorzystanie takiej techniki w lotach kosmicznych. Każdy segment zwierciadła ma szerokość 1.32 metra. Segmenty zwierciadła muszą zostać połączone ze sobą z bardzo wysoką dokładnością w celu zapewnienia właściwego działania zwierciadła o tak dużej średnicy. Wymagało to znacznego ograniczenia rozszerzalności cieplnej elementów zwierciadła. Wymóg ten został osiągnięty poprzez zastosowanie w elementach mechanicznych odpowiedniej izolacji cieplnej w połączeniu z materiałami kompozytowymi o ultraniskiej rozszerzalności oraz materiałami stabilnymi mikrodynamicznie. Innym zaburzeniem wpływającym na dopasowanie segmentów zwierciadła są wibracje produkowane przez różne elementy statku kosmicznego, głównie koła reakcyjne. Są one niwelowane poprzez zastosowanie izolatorów wibracji oraz wyposażenia wygaszającego drgania. Z tyłu każdego segmentu zwierciadła znajdzie się 7 siłowników. 6 z nich jest odpowiedzialnych za utrzymywanie sztywności segmentu. Łączą się one z trójkątną strukturą połączoną z kratownicą segmentu zwierciadła. Struktura ta rozprowadzana naprężenia po segmencie zwierciadła. Z drugiej strony siłowniki są połączone z dodatkową strukturą łączącą się z płytą montażową. Dodatkowy siódmy siłownik kontroluje promień krzywizny segmentu i jest niezależny od pozostałych oraz od płyty montażowej. Siłowniki te działają w temperaturach kriogenicznych z zachowaniem zdolności bardzo dokładnego pozycjonowania segmentów.
Zwierciadło wtórne jest znacznie mniejsze i jednoelementowe. Zostało umieszczone na trójnogiej strukturze kratownicowej ponad zwierciadłem głównym. Ta struktura także będzie złożona w trakcie startu. Ograniczenie wpływu światła widzialnego na obserwacje zostało osiągnięte poprzez użycie złota jako warstwy odbijającej na zwierciadłach teleskopu i w instrumentach. Złoto pozwoliło na uzyskanie szerokiego pasma spektralnego pracy, 0.6 – 29 μm.
Mechanizmy rozkładające wszystkie elementy teleskopu także znajdują się w module OTE. Całkowita powierzchnia zbierająca teleskopu wyniesie 25 metrów kwadratowych. Konfiguracja teleskopu dostarcza doskonałej jakości obrazu w dużym polu widzenia. Efektywny stosunek ogniskowej teleskopu wynosi f/20.
Zintegrowany moduł instrumentów naukowych ISIM charakteryzuje się rozproszoną architekturą, składającą się z zimnych i ciepłych komponentów. Jego główna część, moduł schłodzony (ISIM Cryogenic Instrument Module) ma ogólny kształt prostopadłościanu. Został umieszczony na górnej powierzchni modułu SSM, a w przedniej części łączy się z modułem OTE. W module tym znajdą się wszystkie instrumenty naukowe wraz z FGS oraz wspomagające je podsystemy (struktury podpierające i mechanizmy, systemy dostarczające energię elektryczną oraz zapewniające wymianę danych, precyzyjną kontrolę temperatury itp). Dostarcza on właściwego środowiska niezbędnego do funkcjonowania instrumentów, obróbki danych z detektorów, kontroli rozproszonego światła itp. Bierne chłodzenie detektorów bliskiej podczerwoni dostarcza osłona przeciwsłoneczna modułu serwisowego. Zastosowano też radiatory o powierzchni 8 metrów kwadratowych. Pozwalają one na schłodzenie detektorów do temperatury 45 K. Dodatkowego chłodzenia detektorów środkowej podczerwieni instrumentu MIRI dostarcza osobna chłodziarka kriogeniczna. Sekcja chłodzona ISIM jest połączona z płytą montażową teleskopu za pomocą czterech montaży – 2 dwójnogów i 2 belek. Przestrzeń dla instrumentów w ISIM ma wielkość 19.9 metra sześciennego.
Schemat jednej z trzech zasadniczych sekcji JWST – zintegrowanego modułu instrumentów naukowych ISIM.
Drugim przedziałem ISIM jest przedział elektroniki (ISIM Electronics Compartment), w którym zainstalowana jest elektronika kontrolna instrumentów. Temperatura w jego wnętrzu jest kontrolowana. Przylega on do modułu chłodzonego.
Trzecim przedziałem ISIM jest system komend i zarządzania danymi (ISIM Command and Data Handling Subsystem – ISIM-CDH). Zawiera on system komputerowy wyposażony w oprogramowanie kontrolujące działanie całego modułu. Ponadto zawiera kompresor systemu chłodzącego MIRI. Znajduje się w obrębie nie chłodzonego modułu SSM.
Umieszczenie większości elektroniki poza modułem chłodzonym, zapobiegło wystawianiu komponentów elektronicznych na skrajne temperatury. W ten sposób uniknięto też stosowania ciepłego wyposażenia w sekcji chłodzonej.
W trakcie projektowania JWST konieczne było rozwiązanie wielu problemów technicznych, takich jak: złożenie statku o szerokości ok. 8 metrów we wnętrzu rakiety o średnicy 5 – 6 metrów, a potem bardzo precyzyjne rozwinięcie jego zwierciadła i osłony przeciwsłonecznej; schłodzenie instrumentów do bardzo niskiej temperatury i utrzymywanie ich sprawności w tych ekstremalnych warunkach przez okres 5 – 10 lat; budowa bardzo dużego teleskopu, osłony przeciwsłonecznej oraz instrumentów z utrzymaniem przy tym rozsądnej masy; oraz zaprojektowanie, zbudowanie i wystrzelenie obserwatorium po rozsądnych kosztach. Pierwotnie koszty misji miały wynieść 1 mld dolarów, obserwatorium miało być więc tańsze od Teleskopu Hubblea. Obecnie koszty są szacowane na 5 mld.
WYPOSAŻENIE
Wszystkie instrumenty naukowe Teleskopu Kosmicznego Jamesa Webba znajdują się w zintegrowanym module instrumentów naukowych. W ich skład wchodzą: sensor kierunkowy (Fine Guidance Sensor – FGS); instrument środkowej podczerwieni (Mid Infrared Instrument – MIRI); kamera bliskiej podczerwieni (Near Infrared Camera – NIRCam); oraz spektrograf bliskiej podczerwieni (Near Infrared Spectrograph – NIRSpec). Instrumenty mają charakter wielozadaniowy. Wzajemnie uzupełniają się i razem pozwalają na wykonanie szerokiego zakresu badań wypełniającego główne cele naukowe obserwatorium.
FGS
Sensor kierunkowy służy do obserwacji gwiazd – przewodników, w celu uzyskania niezależnych informacji na temat orientacji i dzięki temu zmniejszenia dryfu pojazdu (poprzez utrzymywanie jego stałej pozycji względem gwiazd). Pozwala to na znaczne zwiększenie dokładności pozycjonowania teleskopu. Dzięki FGS statek może utrzymywać stałą pozycję z dokładnością nawet do kilku milisekund kątowych. Dodatkowo FGS służy do dokładnych pomiarów astrometrycznych. Do pozostałych funkcji zaliczają się: wspieranie identyfikacji pól gwiazd poprzez ich porównanie z katalogiem gwiazd; dokładne pozycjonowanie instrumentów naukowych na wybrany cel; wsparcie kalibracji przestrzennej i radiometrycznej instrumentów; oraz dostarczanie surowych obrazów w celach diagnostycznych.
W skład instrumentu wchodzą dwie części – przewodnik (FGS Guider) oraz filtrowy system obrazujący (FGS Tunable Filter Imager – FGS-TFI).
Schemat instrumentu FGS.
Przewodnik jest precyzyjnym systemem obrazującym, pracującym w podczerwieni (0.6 – 5 µm). W jego skład wchodzi układ optyczny (Optical Assembly); detektor (Focal Plane Detector) oraz elektronika kontrolna (Instrument Control Electronics).
Światło do przewodnika jest dostarczane z teleskopu obserwatorium za pomocą odpowiedniego zwierciadła kierunkowego. Optyka składa się z dwóch kanałów obrazujących 2 fragmenty nieba na pojedynczym detektorze. Światło przechodzi przez zestaw 3 zwierciadeł (Three Mirros Assembly – TMA) i pada na detektor. Jest nim powierzchnia HgCdTe, podobna do detektorów zastosowanych w NIRCam. Ma wielkość 2048 x 2048 pikseli. Rozdzielczość kątowa wnosi 67 miliradiana na piksel.
Przewodnik posiada dwa przylegające pola widzenia o wymianach kątowych 2.4 x 2.4 minuty kątowej. Można go skonfigurować tak, aby odczytywał subklatki o wielkości 8 x 8 pikseli w tempie nawet 16 razy na sekundę. Podczas identyfikacji pól gwiazd wykonywane są obrazy pełnoklatkowe, a następnie jasności i pozycje źródeł są porównywane z katalogiem przez oprogramowanie używane do planowania obserwacji. W trakcie pozycjonowania wybranego instrumentu na cel przewodnik rejestruje wybraną wcześniej gwiazdę przewodnią w subklatce 8 x 8 pikseli. Umożliwia to wykonanie małych manewrów, które mają na celu ustawienie gwiazdy w centrum subklatki. Dzięki temu jeden z pozostałych instrumentów może zostać bardzo precyzyjnie naprowadzony na cel. W trybie precyzyjnej kontroli orientacji przestrzennej statku obserwacje gwiazdy przewodniej są wykonywane w tempie 16 razy na sekundę, pozwalając na zachowanie stałej orientacji pojazdu z dokładnością na poziomie milisekund kątowych przez cały czas prowadzenia obserwacji. Wrażliwość i parametry pola widzenia sprawiąją, że możliwe jest znalezienie odpowiedniej gwiazdy przewodniej na dowolnym fragmencie nieba z 95% prawdopodobieństwem (tzn. 95% na biegunach galaktycznych, w innych miejscach dużo lepiej).
Grafika przedstawiająca instrument FGS.
Filtrowy system obrazujący FGS-TFI pracuje jako osobny układ pomiarowy, niezależnie od przewodnika. Służy do obrazowania w bliskiej podczerwoni poprzez filtry wąskopasmowe. Pozwala na obserwacje najróżniejszych obiektów astronomicznych jako dodatkowa kamera ogólnego zastosowania. Może dostarczać obrazy o jakości porównywalnej z NIRCam. Filtry umożliwiają wykonywanie obserwacji z rozdzielczością spektralną oraz wrażliwością porównywalną do NIRSpec w trybie niskiej rozdzielczości. FGS-TFI pozwala też na obrazowanie w zakresie, który nie może zostać dostarczony przez kamerę NIRCam z powodu zastosowanego w niej rozdzielacza wiązek. Instrument jest przeznaczony wyłącznie do obserwacji naukowych i nie wchodzi w skład układu kontroli orientacji.
FGS-TFI charakteryzuje się polem widzenia o wymiarach kątowych 2.2 x 2.2 minuty kątowej. Rozdzielczość spektralna wynosi w przybliżeniu 100. System jest oparty na układzie Fabry – Perota. Światło z teleskopu jest kierowane do niego za pomocą osobnego zwierciadła kierującego. Następnie wiązka przechodzi przez układ TMA kolidujący i przez układ Fabry – Perota. Jako etalon zastosowano w nim powierzchnie pokryte materiałem dielektrycznym. Użyte warstwy optyczne pozwalają na pracę w zakresie spektralnym 1.5 – 5 mikronów z małą przerwą w zakresie 2.6 – 3.1 mikrona. Układ Fabry – Perota pozwala na dostosowanie filtrów do wybranej przez użytkownika długości fali. Płytki etalonu są przesuwane za pomocą siłowników piezoelektrycznych opartych na materiale ceramicznym ołów – tlenek cyrkonu – tytanit. Pozwalają na bardzo stabilne i powtarzalne ruchy. W dalszej kolejności światło przechodzi przez układ TMA kamery i pada na detektor. Ma on postać powierzchni HgCdTe, a rozmiary wynoszą 2048 x 2048 pikseli. Szerokość piksela wynosi 18 mikronów. Detektor został opracowany przez firmę Teledyne Imaging Sensors (wcześniej Rockwell Scientific Company). Skład detektora został dobrany tak, aby nie rejestrował on fal długich powyżej 5.3 mikrona. TFI może uzyskiwać zarówno pełne obrazy jak i subklatki.
FGS-TFI może pracować w trybie obrazowania bezpośredniego lub w trybie koronograficznym. Posiada 4 układy koronograficzne do zasłaniania jasnych obiektów. Znajdują się one po jednej stronie FOV i zajmują obszar 20 x 80 sekund kątowych. Wchodzą w skład układu zwierciadła kierującego.
Instrument FGS (zarówno przewodnik jak i FGS-TFI) został opracowany przez Kanadyjską Agencję Kosmiczną (Canadian Space Agency – CSA). Głównym kontrahentem jest ComDev.
MIRI
Instrument środkowej podczerwieni (Mid Infrared Instrument – MIRI) jest urządzeniem umożliwiającym obrazowanie i spektroskopię w zakresie 5 – 28 mikronów. Szeroki zakres obserwacji w zakresie podczerwieni cieplnej, w połączeniu ze zwierciadłem głównym obserwatorium o średnicy ponad 6 metrów otwiera szerokie możliwości badawcze. Wysoka czułość (100 razy większa od wcześniejszych zestawów teleskop/detektor), ograniczona dyfrakcja oraz wysoka rozdzielczość kątowa pozwalają na przeprowadzenie wielu nowych programów obserwacyjnych.
W skład instrumentu wchodzi płyta podstawowa (Optical Bench Assembly – OBA) z elektroniką kontrolną instrumentu (Instrument Control Electronics – ICE); aktywnie chłodzony układ detektorów z elektroniką detektorów (Focal Plane Control Electronics – FPE); oraz system chłodzący wraz z elektroniką kontrolną. Aktywna część MIRI składa się z dwóch zasadniczych części: systemu obrazującego MIRI (MIRI Imager) oraz spektrometru (MIRI Spectrometer). Masa całego instrumentu wynosi 103 kg.
Schemat instrumentu MIRI.
Płyta podstawowa instrumentu OBA jest wykonana ze stopu aluwium 6061 (T6). Składa się z 3 połączonych elementów. Jednym z elementów jest platforma spektrometru. Zawiera interfejsy z modułami spektrometru, optyką wejściową spektrometru oraz rozporami łączącymi OBA ze strukturą ISIM. Platforma ta jest przymocowana do platformy dolnej zwierającej interfejsy z izolatorami termicznymi, systemem obrazującym, optyką wprowadzającą i systemem kalibracyjnym. Konstrukcja OBA pozwala na podpieranie różnych elementów instrumentu przy najniższej masie struktury mechanicznej i z maksymalną sztywnością oraz stabilnością.
Płyta OBA jest dołączona do struktury ISIM za pomocą 6 rozpór wykonanych z tworzywa sztucznego wzmocnionego włóknem węglowym (Carbon Fibre Reinforced Plastic – CFRP). Została ona opracowana przez Danish Space Research Institute (DSRI). Rozpory mają postać rurek o średnicy 33 mm i grubości ścian 1.3 mm. Struktura ta jest dołączona do płyty podstawowej oraz do struktury ISIM w 3 miejscach. Całkowita masa tego elementu wynosi 5 kg. Pozwala on na termiczne odizolowanie instrumentu od struktury ISIM. Maksymalny przepływ ciepła przez 6 rozpór wynosi tylko 6 mW. Odizolowanie MIRI od środowiska termicznego ISIM zapewnia izolacja wielowarstwowa (Multi-Layer Insulation – MLI) przygotowana specjalnie na potrzeby instrumentu.
Światło z teleskopu wchodzi do instrumentu poprzez optykę wprowadzającą (Input Optics Subsystem – IOC). Znajduje się on na płycie podstawowej. Pracuje w temperaturze około 8K. Zwierciadło kierujące (Pick-Off Mirror – POM), znajdujące się w jego obrębie, wprowadza światło do systemu obrazującego. Dodatkowe małe zwierciadło (First Fold Mirror – FFM) dostarcza światło do spektrometru, zapewniając pole widzenia o wymiarach 8 x 8 sekund kątowych. Dodatkowe zwierciadło kierujące w obrębie spektrometru pozwala na skierowanie do niego światła albo z teleskopu albo ze źródła kalibracyjnego.
W systemie obrazującym wiązka jest kolimowana przez kolimator, przechodzi przez koło z elementami optycznymi, a obraz lub spektrogram niskiej rozdzielczości jest rzutowany na detektorze przez optykę obrazującą.
System obrazujący może pracować w trybie obrazowania, trybie koronografii oraz w trybie spektroskopii niskiej rozdzielczości. Pozwala na obrazowanie w szerokich i wąskich pasmach spektralnych. Zawiera koronograf z maską fazową, koronograf Lyota, koła z filtrami oraz pryzmaty dostarczające spektrogramów o niskiej rozdzielczości spektralnej (R=100) w zakresie 5 – 10 μm. Do wytwarzania obrazów używany jest pojedynczy detektor w postaci powierzchni wykonanej z krzemu z domieszką arsenu (Si:As), dostarczonej przez Raytheon Vision Systems. Wytwarzany ładunek cieplny jest blokowany przez dodatkową cienką warstwę krzemu o wysokiej czystości. Odbiór informacji z detektora umożliwia sieć kropek wykonanych z indu na każdym wyjściu detektora. Całość jest umieszczona na nośniku chipu, na którym cienkie druty umożliwiają odbiór sygnału. Detektor ma wymiary 1024 x 1024 piksele. Układ detektora jest bezpośrednio oparty na instrumentach IRAC i IRS Teleskopu Spiztera. Dostarcza szerokiego zakresu spektralnego (5 – 28 mikronów) z dobrą wydajnością kwantową. Charakteryzuje się też niskim szumem i dobrą pracą w środowisku kosmicznym.
Wraz z pozostałym wyposażeniem (drutami i podłączeniami, grzejnikami, sensorami temperatury) detektor tworzy układ chipa sensora (Sensor Chip Assembly – SCA). SCA jest umieszczony w komorze odizolowanej cieplnie od płyty podstawowej, tworząc moduł płaszczyzny ogniskowej (Focal Plane Module – FPM). Cała jednostka FPM jest zainstalowana na płycie podstawowej instrumentu za pomocą prostego interfejsu. Ściany komory FPM są grube i chronią przed promieniowaniem. FPM zawiera ponadto strukturę podpierającą SCA oraz pomocniczy sensor temperatury.
Zestaw koronografów systemu obrazującego zawiera trzy maski odrzucające światło jasnego źródła poprzez przesunięcie fazy. Przesunięcie fazy powoduje zniesienie światła na płaszczyźnie detektora na drodze interferencji. W przeciwieństwie do konwencjonalnych masek, zakrywających takie płytki fazowe, pozwalają one na wykonywanie pomiarów bardzo blisko źródła. W większej odległości od źródła pozwalają na pomiary takie jak w koronografii Lyota. Ponadto zastosowano jedną maskę do konwencjonalnej koronografii zakryciwej Lyota. Maski koronograficzne pozwalają na zakrywanie pól o wymiarach 26 x 26 sekund kątowych. Są zoptymalizowane dla poszczególnych długości fali. Wybrane długości fal są optymalne dla badań ezgoplanet. 3 maski przesuwające fazy są zoptymalizowane dla pasm scentrowanych na 10.65 μm, 11.4 μm i 15.5 μm. Maska do koronografii Lyota jest przeznaczona dla pasma 23 μm. Wszystkie maski zostały ustawione na jednej z krawędzi pola widzenia systemu obrazującego.
Koło filtrów systemu obrazującego posiada 18 pozycji. Jest jedynym ruchomym elementem systemu obrazującego. 10 filtrów jest przeznaczonych do obrazowania, a 4 filtry służą do koronografii. Ponadto na kole znajduje się 1 filtr neutralnej gęstości, 1 soczewka, podwójny pryzmat ZnS-Ge, służąc do spektroskopii niskiej rozdzielczości, oraz 1 pozycja ślepa jako przeciwwaga dla pryzmatu. Mechanizm koła jest oparty na instrumencie ISOPHOT satelity ISO.
Rozdzielczość systemu obrazującego wynosi 0.11 sekundy kątowej na piksel. Całkowite pole widzenia ma wielkość 1.7 x 1.3 minuty kątowej. W rzeczywistości jednak połowa płaszczyzny ogniskowej jest przeznaczona dla masek koronograficznych i spektroskopii niskiej rozdzielczości.
Światło kierowane do spektrometru MIRI jest rozdzielane na 4 wiązki o różnej długości fali przez zestaw filtrów dychromicznych i blokujących w optyce wejściowej spektrometru. Są one ustawione na dwóch kołach. Stanowią część optyki wejściowej spektrometru (Spectrometer Pre-Optics – SPO).
Spektrometr MIRI jest spektrometrem pola integralnego, czyli umożliwia uzyskanie jednocześnie danych spektralnych i przestrzennych w stosunkowo zwartym fragmencie nieba. Umożliwia osiągnięcie rozdzielczości spektralnej R=3000 w całkowitym zakresie widmowym 5 – 28.5 mikronów. Układ spektrometru rozpoczyna się od 4 jednostek pola integralnego (Integral Field Unit – IFU). Każda jednostka odbiera pojedynczą wiązkę świetlną z układu filtrów. Każda z takich jednostek IFU dostarcza niezależnego pola widzenia (całe urządzenie ma więc cztery pola widzenia), o wymiarach kątowych od 3.0 x 3.9 sekundy kątowej do 6.7 x 7.7 sekundy kątowej. Wielkość pól widzenia rośnie wraz z długościami fal w których pracują te jednostki. Jednostka IFU dzieli ciągły fragment nieba na podobrazy (pseudoszczeliny spektrometryczne) za pomocą układu małych zwierciadeł, pozwalając na uzyskanie wielu spektrogramów w danym polu nieba jednocześnie. Jednostki IFU tworzą 2 pary (fal dłuższych i fal krótszych) współdzielące optykę oraz detektory.
We właściwym systemie optycznym spektrometru, czyli optyce głównej spektrometru (Spectrometer Main Optics – SMO), wiązka świetlna jest kolimowana, pada na siatkę dyfrakcyjną, a spektrogram jest rzutowany na detektor przez optykę obrazującą. Cały spektrometr posiada 2 zestawy optyki obrazującej, rzutujące spektrogramy z par kanałów na dwa detektory. Każda jednostka IFU posiada 3 siatki dyfrakcyjne, po jednej dla każdego podkanału. Poszczególne kanały IFU pracują w zakresie 5 – 7.7 mikrona, 7.7 – 11.9 mikrona, 11.9 – 18.3 mikrona oraz 18.3 – 28.3 mikrona.
Każdy z 4 kanałów IFU posiada 3 oddzielne siatki dyfrakcyjne, cały system posiada więc 12 siatek. Siatki są obracane w ścieżce optycznej za pomocą dwóch kół (a raczej obrotowych wieżyczek), niezależnych od kół filtrów. Na pojedynczym kole znajduje się 6 siatek dyfrakcyjnych. Pełne spektrum jest uzyskiwane poprzez 3 ekspozycje z różnymi ustawieniami pozycji siatek na kołach. Układy dychromiczne rozprowadzają światło z jednego fragmentu nieba jednocześnie do 4 kanałów IFU. Do uzyskania pełnego spektrogramu potrzebne są więc tylko 3 ekspozycje z różnymi ustawieniami siatek dyfrakcyjnych.
Detektorami w spektrometrze MIRI są dwie powierzchnie wykonane z krzemu z domieszką arsenu Si:As. Są zbudowane tak samo jak w systemie obrazującym, tworząc układ FPM. Są zainstalowane w jednostkach SCA identycznych z jednostką detektora systemu obrazującego. Każdy detektor ma wymiary 1024 x 1024 piksele. Jeden z detektorów pracuje w zakresie 5 – 10 mikronów, a drugi w zakresie 10 – 27 mikronów. Ich rozdzielczość kątowa wynosi odpowiednio 0.2 oraz 0.65 sekundy kątowej na piksel. Na każdym detektorze obrazowany jest spektrogram z dwóch wiązek uzyskiwanych przez zestaw filtrów na wejściu spektrometru.
System kalibracyjny MIRI umożliwia osobne kalibrowanie systemu obrazującego i spektrometru. Do celów kalibracyjnych używane jest promieniowanie ciała doskonale czarnego, generowane przez miniaturowe lampy z włóknami wolframowymi. Jest ono równomiernie rozprowadzane przez dyfuzyjną powierzchnię w koncentratorze optycznym. Następnie światło jest rzutowane na otwór położony w cieniu zwierciadła wtórnego i jest odbierane przez system obrazujący lub spektrometr.
Instrument posiada ponadto przesuwane pokrycie chroniące przed zanieczyszczeniami (Contamination Control Cover – CCC). Pozwala na ochronę optyki i detektorów w czasie startu oraz w początkowym okresie misji, gdy zmniejszana będzie temperatura instrumentów. Ponadto pokrycie to chroni detektory przed nasyceniem w czasie ustawiania jasnego obiektu dokładnie przed maską koronograficzną. CCC znajduje się pomiędzy zwierciadłami POM i FFM wchodzących w skład ICO. Mechanizm ten może zostać zamknięty w czasie 30 sekund. Składa się on z lekkiej nakładki wykonanej ze stopu aluminium połączonej z nieruchomą płytą stalową. Płytka zamykająca jest umieszczona w ramie połączonej z dwoma ramionami. Ramiona są obracane na podwójnym łożysku. Oba ramiona są połączone z dwoma mechanizmami przesuwającymi. Oba układy działają niezależnie od siebie.
Detektory MIRI są bierne chłodzone poprzez ocienienie osłoną przeciwsłoneczną obserwatorium, a także aktywnie, za pomocą chłodziarki kriogenicznej. Praca w zakresie środkowej podczerwoni wymusiła schłodzenie detektorów do temperatury 6 K, niższej niż dla detektorów pozostałych instrumentów (45 K). Jest to jedyny instrument JWST posiadający własny system chłodzący. Został on rozwinięty specjalnie na potrzeby tego urządzenia przez Northrop Grumman Space Systems w ramach kontraktu z JPL.
Wstępne chłodzenie zapewnia chłodziarka kompresyjna oparta na kompresorze wysokiej wydajności (High Capacity Cooler – HCC), będącym największym kompresorem w ofercie Northrop Grumman. System ten chłodzi gazowy hel w 3 krokach – 300-100K, 100-40K i 40-17K. Następnie schłodzony hel jest wprowadzany do obiegu zasadniczej części systemu chłodzenia, będącej chłodziarką Joulea – Thomsona. Jest ona oparta na produkowanym przez Northrop Grumman kompresorze wysokiej wydajności (High Efficiency Cooler – HEC), przystosowanym do lotów kosmicznych. Ostatecznie pozwala ona na schłodzenie detektorów do 6K.
Elektronika kontrolna instrumentu ICE jest położona w nie chłodzonej części statku kosmicznego. Kontroluje pracę układów mechanicznych instrumentu, kieruje pracą źródeł kalibracyjnych, odbiera dane z sensorów temperatury. ICE jest połączony z elektroniką wykonywania komend i przetwarzania danych modułu ISIM (ISIM Command and Data-Handling Electronics – ICDH) za pomocą magistrali MIL-STD-1553B. Przewody łączące ICE z mechanizmami i sensorami temperatury muszą pracować zarówno w początkowej temperaturze 300K jak i w około 7K po schłodzeniu instrumentu. Charakteryzują się niskim przewodnictwem cieplnym i niskim oporem elektrycznym, a ich zestaw jest zdublowany.
Elektronika kontrolna układów płaszczyzny ogniskowej FPE jest również umieszczona w obszarze nie chłodzonym. Wysyła komendy kierujące sekwencjami obserwacji, utrzymuje czas oraz steruje detektorami oraz ich elektroniką odzyskiwania informacji. Otrzymuje też sygnały analogowe z detektorów, wzmacnia je, ucyfrawia i przesyła do ICDH. Rozkazy sterujące sekwencjami obserwacji są wysyłane do FPE przez oprogramowanie MIRI umiejscowione w ICDH za pośrednictwem szybkiego interfejsu SpaceWire. FPE odbiera też zasilanie z jednostki zasilającej (Electrical Power Unit – EPU) statku kosmicznego. Ponadto kontroluje temperaturę modułów FPM i może uruchamiać grzejniki nagrzewające detektory w celu usunięcia powstających z czasem wad.
Grafika przedstawiająca instrument MIRI.
Instrument MIRI został opracowany przez NASA i ESA. Głównym wykonawcą jest ESA. Głównymi ośrodkami badawczymi ze strony NASA jest JPL oraz GSFC. ESA dostarczyła płytkę podstawową na której zainstalowano komponenty instrumentu. JPL było odpowiedzialne za opracowanie optyki oraz systemu chłodzącego. Elementy optyczne (siatki dyfrakcyjne i filtry) oraz mechanizmy kół zostały opracowane i dostarczone przez Carl Zeiss Optronics GmbH w Oberkochen w Niemczech na mocy kontraktu z Astrium. Prace rozwojowe nad detektorami były prowadzone w JPL i Ames Research Center.
NIRCam
Kamera bliskiej podczerwieni jest głównym systemem obrazującym Teleskopu Kosmicznego Jamesa Webba. Pracuje w zakresie bliskiej podczerwieni (0.6 – 5 mikrona).
Grafika przedstawiająca instrument NIRCam.
NIRCam składa się z dwóch modułów optycznych – modułu A i modułu B. Światło z teleskopu jest kierowane do instrumentu przez zwierciadło kierujące. W obrębie każdego modułu jest odbijane przez zwierciadło i przechodzi przez kolimator. Następnie jest rozdzielane na 2 wiązki przez dychromiczny rozdzielacz wiązek. W ten sposób w obrębie każdego modułu uzyskiwana jest wiązka fal krótkich (0.6 – 2.3
μm) oraz wiązka fal długich (2.4 – 5.0 μm). Następnie światło przechodzi przez koło z otworami oraz koło z filtrami. Dla każdej wiązki zastosowany został osobny zestaw kół. Koła filtrów zawierają filtry szeroko, średnio i wąskopasmowe. Każde koło ma 12 pozycji. W każdym module optycznym zastosowano 1 koło dla kanału fal długich oraz 1 koło dla kanału fal krótkich. Łącznie instrument posiada 4 koła z filtrami, oznaczone jako SWF, LWF, SWP i LWP. Po przejściu przez filtr, światło przechodzi przez optykę korekcyjną i jest rejestrowane na detektorach. W kanale fal krótkich jest odbijane na detektor przez dodatkowe zwierciadło. Każdy z modułów optycznych ma pole widzenia o wymiarach kątowych 2.16 x 2.16 minuty kątowej.
Oba kanały każdego modułu używają oddzielnych detektorów. Kanały fal krótkich używają 4 detektorów o wymiarach 4096 x 4096 piksele (rozdzielczość kątowa 0.0317 sekundy kątowej na piksel). Detektory są tutaj ustawione w mozaikę w formacie 2 x 2 z małą szparą między nimi (około 3 mm, co odpowiada około 5”). Są zoptymalizowane do pomiarów w zakresie 0.6 – 2.3
μm. Kanały fal długich wyposażono w pojedyncze detektory o wymiarach 2048 x 2048 piksele (rozdzielczość kątowa 0.0648 sekundy kontowej na piksel). Detektorami w obu kanałach są powierzchnie czułe na podczerwień wykonane z HgCdTe HAWAII II. Zostały opracowane przez firmę Teledyne Imaging Sensors. Cały instrument posiada łącznie 10 detektorów.
Schemat instrumentu NIRCam.
W obu modułach optycznych instrumentu został także zastosowany koronograf. Została tutaj użyta standardowa maska koronograficzna. Każda transmisyjna płyta koronograficzna zawiera serię liniowych i radialnych przesłon zasłaniających światło jasnych obiektów. W normalnym trybie obserwacji nie są one umieszczane w ścieżce optycznej. Podczas obserwacji w trybie koronograficznym są umieszczane w ścieżce optycznej poprzez obrócenie podpory umieszczonej na kole znajdującym się przed kołem z filtrami.
Instrument NIRCam został opracowany przez zespół prowadzony przez Uniwersytet Stanu Arizona (University of Arizona) w Tucson. Partnerem przemysłowym jest Centrum Zaawansowanych Technologii (Advanced Technology Center) firmy Lockheed-Martin w Palo Alto w stanie Kalifornia.
NIRSpec
Spektrograf bliskiej podczerwieni jest urządzeniem służącym do wykonywania spektrogramów w zakresie bliskiej podczerwieni (0.6 – 5 mikronów).
Urządzenie jest wieloobiektowym spektrografem dyspersyjnym (Multi-Object Dispersive Spectrograph – MOS). Może pracować w 3 trybach: niskiej rozdzielczości spektralnej (R=100), w którym do uzyskiwania spektrogramu używany jest pryzmat; trybie spektroskopii wysokorozdzielczej wielu obiektów ze średnią rozdzielczością widmową (R=1000); oraz w trybie spektroskopii wysokiej rozdzielczości pola integralnego (R=2700). Dla wszystkich trybów pole widzenia ma wymiary kątowe 3 x 3 minuty kątowe. W trybach o rozdzielczości widmowej R=100 i R=1000 NIRSpec może wykonywać jednocześnie spektrogramy ponad 100 obiektów. Przy R=100 jedno spektrum uzyskiwane za pomocą pryzmatu pokrywa pełny zakres 0.6 – 5 µm. Przy R=1000 i 2700 pokrywa zakres widmowy 1 – 5 µm za pomocą 3 siatek dyfrakcyjnych dla każdej rozdzielczości.
Schemat instrumentu NIRSpec.
Światło z teleskopu obserwatorium jest kierowane do instrumentu przez optykę sprzęgającą (Coupling Optics). Następnie jest odbierane przez optykę przednią (Fore Optics). Zmniejsza ona obraz, rzutując pole widzenia o wielkości 3 x 3 minut kątowych na małą powierzchnię zespołu mikromigwek. Ponadto eliminuje prawie do zera zniekształcenia obrazu. Optyka ta tworzy prawie skoligowaną wiązkę dostarczaną na koło filtrów, minimalizując aberracje chromatyczne. System kontroli skupiania (Refocusing Mechanism), będący układem optomechanicznym, pozwala na skompensowanie możliwych niewielkich zmian długości ogniskowej teleskopu w czasie trwania misji i prawidłowe skupienie obrazu na zespole mikromigawek. Zakres badanych długości fal jest wybierany przez koło filtrów, które zawiera 2 filtry szerokopasmowe i 4 filtry wąskopasmowe. Ponadto znajduje się na nim 1 filtr czysty do obrazowania oraz para otwór i zwierciadło kalibracyjne. Zwierciadło jest używane tylko w okresach kalibracji instrumentu.
Na wejściu do układu spektrometrycznego znajduje się system mikroelektromechaniczny (Micro-Electromechanical System – MEMS). Jest on złożony z mikromigawek umieszczonych w otworze wejściowym (Microshutter Assembly – MSA). System mikromigawek jest nową technologią opracowaną w GSFC. Jej rozwój trwał 6 lat. Umożliwia blokowanie światła jasnych obiektów podczas uzyskiwania spektrogramów słabych obiektów. Otwieranie grup migawek tworzy wielokrotne otwory. Pozwalają one na jednoczesne uzyskiwanie spektrogramów wielu różnych obiektów w pojedynczym polu widzenia. Mikromigawki są małymi komórkami o wymiarach 100 x 200 mikronów. Drzwi komórek są otwierane poprzez oddziaływanie z polem magnetycznym. Są namagnesowane, a nad nimi przesuwany jest magnes stały. Po otwarciu migawka jest utrzymywana w pozycji otwartej przez siły elektrostatyczne. W tym celu wytwarzana jest różnica napięcia pomiędzy migawką a ścianami jej komórki. Zamykanie migawek umożliwia elastyczność ich zawiasów. Każda komórka może być otwierana i zamykana indywidualnie. Cały system MSA składa się z 4 podjednostek. Każda podjednostka jest zestawem 730 x 342 migawek. Minimalną wielkością otworu wejściowego jest jedna otworzona mikromigawka.
Poza szczeliną wejściową dla mikromigawek instrument posiada też 4 szczeliny przeznaczone do wykonywania spektroskopii o wysokim kontraście dla pojedynczych obiektów. Są one ustawione w centralnym pasie otworu wejściowego pomiędzy podjednostkami układu mikromigawek. Układ taki dostarcza redundancji w przypadku gdyby system mikromigawek uległ uszkodzeniu albo nie pracował prawidłowo. Trzy takie szczeliny mają szerokość kątową 200 milisekund kątowych i długość 3.5 sekundy kątowej. Czwarta szczelina ma długość 4 sekund kątowych i szerokość 400 milisekund kątowych. Spektrogramy za pośrednictwem tych szczelin mogą być uzyskiwane jednocześnie i niezależnie od spektrogramów uzyskiwanych za pośrednictwem mikromigawek. Są rzutowane na inny obszar detektora. Z zastosowaniem jednostki pola integralnego umieszczonej zaraz przed układem mikromigawek ten zestaw szczelin pozwala na uzyskanie spektrogramów o wysokiej rozdzielczości spektralnej (R=2700) dla źródeł niepunktowych, rozciągających się nawet na całe pole widzenia instrumentu.
Za układem mikromigawek i pozostałych szczelin znajduje się pierwsza część optyki spektrometru, złożona z optyki kolimacyjnej oraz koła siatek dyfrakcyjnych. Optyka kolimacyjna (Collimator Optics) koliduje wiązkę dostarczaną na koło siatek dyfrakcyjnych, zmniejszając odchylenia optyczne. Koło siatek dyfrakcyjnych zawiera pryzmat CaF2 służący do spektrometrii niskiej rozdzielczości (R=100), 3 siatki dyfrakcyjne do spektrometrii średniej rozdzielczości (R=1000), 3 siatki dyfrakcyjne do spektrometrii wysokiej rozdzielczości (R=2700) oraz zwierciadło pokryte srebrem, pozwalające na wybieranie obserwowanego celu. Bruzdy siatek dyfrakcyjnych są wytworzone w substracie wykonanym z tworzywa zerudor i pokrytego złotem. Zerudor jest materiałem ceramicznym o niezmiernie niskim współczynniku rozszerzalności cieplnej. W czasie użytkowania siatek dyfrakcyjnych wykorzystywane są ich 3 egzemplarze, nie jednocześnie lecz po kolei. 3 siatki pokrywają 3 częściowo zachodzące na siebie obszary spektralne (1.0 – 1.8 µm, 1.7 – 3.0 µm, 2.9 – 5.0 µm), dlatego też nie mogą być używane jednocześnie. Całkowity zakres spektralny jest więc pokrywany podczas 3 ekspozycji. Wybór pomiędzy wykorzystywanymi w trakcie obserwacji rozdzielczościami spektralnymi jest dokonywany ze względu na jasność badanych źródeł i temat badawczy.
Ścieżka przejścia światła przez instrument NIRSpec.
Spektrogram jest rzutowany na detektor przez drugą część optyki spektrometru, optykę obrazującą (Camera Optics). Optyka ta pozwala też na uzyskanie optymalnej wielkości obrazu na detektorze.
Detektorami NIRSpec są dwie powierzchnie czułe na podczerwień wykonane z HgCdTe. Każdy detektor ma wymiary 2048 x 2048 pikseli z 1 pikselem o szerokości 18 mikronów. Rozdzielczość kątowa wynosi 100 milisekund kątowych na piksel. Detektory zostały opracowane przez Teledyne Imaging Sensors. Są bardzo czułe i mają dużą powierzchnię pozwalającą na pomiary w całym szerokim polu widzenia instrumentu (3 x 3 minuty kątowe). Wydajność kwantowa jest wyższa od 0.8 w zakresie 0.6 – 5.0 µm, ładunek ciemny 1 piksela wynosi tylko 0.01 elektronu na sekundę, a całkowity hałas wynosi jedynie 6 elektronów. W celu polepszenia działania instrumentu zostały użyte piksele, które rzutują się na większy obszar nieba niż w przypadku kamery NIRCam. Właściwy detektor jest połączony ze zintegrowanym obwodem odczytującym (Read-Out-Integrated Circuit). Detektory są kontrolowane przez dwa zintegrowane obwody (Application Specific Integrated Circuits – ASICs), które ucyfrawiają też bardzo słabe analogowe sygnały z detektorów. Układy te są bardzo małe i pobierają tylko około 11 miliwatów mocy. Dzięki temu mogły zostać umieszczone w chłodzonej części ISIM, nie zaburzając środowiska cieplnego. Normalnie wykonywane przez nie operacje przetwarzania danych wymagają dużego zestawu elektroniki. Każdy piksel może być odczytywany niezależnie. Detektory są chronione przed rozproszonym światłem oraz promieniowaniem przez odpowiednią strukturę wykonaną z molibdenu. Są chłodzone za pomocą przeznaczonego tylko dla nich radiatora. Pracują w temperaturze -245°C, kontrolowanej z dokładnością do 20 tysięcznych stopnia.
Instrument posiada własne wewnętrzne źródło kalibracyjne. Pozwala ono na oszacowanie zniekształceń radiometrycznych i geometrycznych spektrogramów. System kalibracyjny składa się z kuli oświetlanej przez 11 lamp wyposażonych zarówno w filtry szerokopasmowe jak i filtry dla wybranych linii spektralnych. Dzięki temu pozwalają one na oświetlenie instrumentu zarówno w kontinnuum jak i w wybranych obszarach spektralnych. Kula pozwala na uzyskanie jednorodnej wiązki na wyjściu systemu kalibracyjnego, usytuowanym w otworze koła filtrów. Otwór wyjściowy jest rzutowany na MSA za pomocą 6 zwierciadeł. 3 z nich wchodzą w skład właściwego systemu optycznego instrumentu, a 3 pozostałe wchodzą w skład zestawu kalibracyjnego.
Instrument NIRSpec został opracowany przez ESA, jako główny wkład tej agencji do projektu JWST. Głównym wykonawcą jest EADS Astrium. Mechanizmy kół i ich elementy optyczne zostały opracowane przez Carl Zeiss Optronics GmbH na mocy kontraktu Max Planck Institute for Astronomy. NASA dostarczyła detektory oraz maski MEMS. Za układ MEMS odpowiedzialny jest Goddard Space Flight Center.
PLAN PRZEBIEGU MISJI
Pierwsze prace nad JWST zostały podjęte w 1996 roku. Start Teleskopu Kosmicznego Jamesa Webba był planowany pierwotnie na 2011 rok. Został jednak przesunięty z powodu ograniczenia wzrostu budżetu programów naukowych NASA w roku budżetowym 2007. Obecnie start jest przewidywany na 2014 rok lub połowę roku 2015. Rakietą nośną będzie Ariane 5. Miejscem startu będzie kosmodrom ESA Guiana Space Centre w Kourou w Gujanie Francuskiej.
Dwa pierwsze stopnie oraz pierwsze uruchomienie silników stopnia trzeciego umieszczą obserwatorium na niskiej parkingowej orbicie okołoziemskiej. Następnie drugie uruchomienie silników stopnia 3 umieści kompleks na orbicie transferowej do docelowego punktu libracyjnego L2. Po wyłączeniu silników JWST zostanie uwolniony. Lot statku do punktu L2 potrwa kilka miesięcy. W tym czasie teleskop wykona serię manewrów za pomocą swoich silników. Podczas lotu na pozycję docelową zostanie wykonana seria wstępnych testów. Rozłożone zostanie też zwierciadło i osłona przeciwsłoneczna. Około 28 dni po starcie temperatura statku spadnie na tyle, że wykonane zostaną wstępne testy instrumentów.
Ostatecznie statek zostanie umieszczony w punkcie L2 układu Słońce – Ziemia, położonym w odległości 1.5 miliona kilometrów od Ziemi, w kierunku przeciwnym niż Słońce. Wybrana pozycja jest optymalna do obserwacji w zakresie podczerwieni, ponieważ znajduje się daleko od Ziemi, obficie promieniującej w podczerwieni i odbijającej rozproszone światło, a ponadto statek zawsze będzie się znajdował za Ziemią względem Słońca i pole widzenia teleskopu nie będzie zasłaniane przez Słońce, Ziemię i Księżyc. Kierunek do Słońca i Ziemi będzie zawsze jednakowy, dzięki czemu osłona przeciwsłoneczna pozwoli na ich jednoczesne zasłonięcie. Duża odległość od Ziemi sprawi, że orbita Księżyca widziana z JWST będzie miała szerokość mniejszą od 30 stopni. Dzięki temu osłona przeciwsłoneczna będzie mogła zablokować światło Księżyca nawet w czasie, gdy znajdzie się on w maksymalnym oddaleniu od linii łączącej Słońce i Ziemię. Normalnie czas obiegu wokół Słońca obiektu znajdującego się dalej od Słońca niż Ziemia byłby dłuższy od 1 roku. Jednak bilans sił grawitacyjnych Słońca i Ziemi w L2 sprawi, że JWST będzie nadążał za ruchem Ziemi i znajdował się w stałej pozycji względem niej. Ułatwi to komunikację. Okresowo pozycja satelity będzie korygowana za pomocą silników.
Po wejściu na zaplanowaną pozycję rozpoczną się końcowe testy funkcjonowania komponentów inżynieryjnych obserwatorium oraz jego instrumentów naukowych. Po tej fazie rozpocznie się program obserwacji astronomicznych. Misja nominalna potrwa minimalnie 5 lat. Celem jest utrzymanie pełnej operacyjności obserwatorium przez okres 10 lat.
Pracami konstrukcyjnymi nad satelitą zarządza Ośrodek Lotów Kosmicznych im. Goddarda (Goddard Space Flight Center – GSFC). GSFC jest też odpowiedzialny za przygotowanie modułu ISIM. Głównym konstruktorem odpowiedzialnym za zaprojektowanie i montaż satelity jest Northrop Grumman Aerospace Systems. Northrop Grumman jest też głównym wykonawcą modułu SSM i jego osłony przeciwsłonecznej. Podwykonawcą odpowiedzialnym za zaprojektowanie i zbudowanie OTE jest Ball Aerospace. Program naukowy będzie kierowany przez Space Telescope Science Institute (STScI) przy Johns Hopkins University w Baltimore w stanie Maryland.
Źródła materiałowe oraz zdjęcia: NASA.
Wątek na astronautycznym forum: link.
