Juno

[Scorus]

WPROWADZENIE
Sonda Juno (Jupiter Polar Orbiter) jest przygotowywanym amerykańskim (NASA) orbiterem Jowisza przeznaczonym do badań jego magnetosfery z orbity polarnej. Do podstawowych celów naukowych misji zaliczają się: poznanie szczegółów budowy wewnętrznej Jowisza; zebranie informacji pozwalających na wybranie najbardziej prawdopodobnego mechanizmu formowania się Jowisza jako przykładu dużej planety gazowej; zbadanie dokładnego składu atmosfery Jowisza w skali globalnej oraz jej dynamiki; oraz szczegółowe poznanie struktury pola magnetycznego planety. Określenie procesu formowania się Jowisza zostanie osiągnięte poprzez badania masy stałego jądra planety i zawartości ciężkich pierwiastków (głównie tlenu i azotu) w atmosferze. Badania struktury wewnętrznej Jowisza zostaną wykonane poprzez pomiary pola grawitacyjnego i magnetycznego. Dynamika i skład atmosfery będą badany do poziomu ciśnienia poniżej 100 barów poprzez rejestrację emisji mikrofalowej. Pozwoli to na zbudowanie trójwymiarowego modelu rozkładu wody i amoniaku. Woda i amoniak odpowiadają za lokalne zmiany pogody. Zawartość wody jest również istotna dla modeli formowania się Jowisza i transportu składników lotnych na początku istnienia Układu Słonecznego. Juno pozwoli też na globalne pomiary zawartości tlenu, oraz na badania konwekcji kontrolującej globalną cyrkulację atmosfery. Poznanie magnetosfery umożliwi eksploracja jej regionów polarnych oraz badania jej wpływy na atmosferę planety. Zebrane informacje na temat procesu formowana się Jowisza będą bardzo istotne dla modeli formowania się Układu Słonecznego i innych systemów planetarnych.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Sonda Juno ma w przybliżeniu kształt graniastosłupa sześciokątnego. Zasadnicza struktura pojazdu jest wykonana z materiałów kompozytowych z pewnymi elementami metalowymi. W skład sondy wchodzi panel górny, panel dolny z łącznikiem łączącym próbnik z górnym stopniem rakiety, oraz centralny cylinder zawierający komponenty systemu napędowego. Powierzchnie boczne są zamknięte panelami bocznymi, na których umieszczono większość komponentów elektronicznych. Panele te zostały zaprojektowane jako osłony przeciw promieniowaniu, co stanowi główną ochronę systemów elektronicznych sondy. W konstrukcji sondy mechanizmy ruchome zostały ograniczonej do minimum. Zastosowano je tylko w systemie rozkładającym panele słoneczne oraz odsuwającym osłonę silnika głównego. Podczas projektowania statku kosmicznego zastosowano doświadczenia i sprawdzone komponenty z innych misji, takich jak MGS, Stardust, Mars Odyssey, Genesis i MRO. Instrumenty naukowe zostały opracowane z zastosowaniem doświadczeń zebranych podczas przygotowań do misji New Horizons, Galileo, Cassini, MGS i MSL. Głównym wymogiem była odporność komponentów inżynieryjnych oraz instrumentów naukowych na wysoki poziom promieniowania.

Energii elektrycznej dostarczają 3 skrzydła paneli fotowoltaicznych. Jest to pierwsza misja do Jowisza z zastosowaniem paneli słonecznych. Umożliwił to postęp w technologii komórek słonecznych, dzięki któremu zastosowanie paneli słonecznych w odległości ponad 5 AU od Słońca jest ekonomicznie uzasadnione. Skrzydła paneli słonecznych rozlokowane są promieniście wokół górnego panelu pojazdu. Dwa skrzydła składają się z 4 paneli, a pozostałe - z 3 paneli (na miejscu czwartego znajduje się magnetometr). W okolicach Jowisza energia otrzymywana z paneli słonecznych jest około 27 razy niższa niż w okolicach Ziemi. Maksymalne oddalenie sondy od Słońca wyniesie 6.4 AU. Z tego powodu konieczne było zastosowanie dużej powierzchni paneli, każde z trzech skrzydeł ma wymiary 2 x 9 metrów. Łączna powierzchnia komórek słonecznych wynosi około 60 metrów kwadratowych. Pod koniec misji panele słoneczne będą dostarczać 400 W mocy. System paneli w odległości 1AU od Słońca może natomiast uzyskać ponad 18 kW mocy. W czasie startu system paneli będzie złożony po bokach korpusu pojazdu i automatycznie rozłoży się po wejściu na orbitę. Rozpiętość paneli wraz  ze strukturą podpierającą elementy magnetometru wynosi około 20 metrów. Panele te otrzymują energię słoneczną przez cały czas w ciągu misji, sonda będzie znajdowała się w zaćmieniu tylko przez 10 minut podczas przelotu koło Ziemi. Podczas manewrów korekcyjnych panele będą odwrócone od Słońca tylko podczas bardzo krótkich momentów. W tym czasie zasilanie zapewnią dwie baterie litowo - jonowe.

System kontroli temperatury jest oparty na żaluzjach oraz radiatorach w postaci powierzchni wpasowanych w panele zewnętrzne sondy. Zostały one umieszczone gównie na panelach bocznych, na których zainstalowano również komponenty produkujące największe ilości ciepła.

System napędowy został umieszczony w obrębie centralnego cylindra. Składa się z dwóch układów. Układ używający paliwa dwuskładnikowego (N2O2/hydrazyna) służy do manewrów wymagających dużej zmiany szybkości. Zawiera on silnik główny. Umożliwi wejście na orbitę wokół Jowisza. Układ używający paliwa jednoskładnikowego (hydrazyny) służy do zwiększania lub zwalniania szybkości rotacji sondy i korekt trajektorii sondy. W skład tego systemu wchodzi 12 silniczków o ciągu 22N.

System komunikacyjny jest złożony z anteny wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA), trzech anten niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA), oraz anteny toroidalnej umieszczonej na panelu dolnym. Dane naukowe i część danych inżynieryjnych dotyczących funkcjonowania i stanu sondy są transmitowane w paśmie X za pomocą anteny HGA. Ma ona średnicę 2.5 metra. Została zainstalowana na górnej powierzchni sony. Ma zdolność do niewielkich zmian położenia, co zapewnia odpowiednie pozycjonowanie podczas pomiarów pola grawitacyjnego. Anteny niskiego zysku LGA służą do transmisji pozostałych danych inżynieryjnych. Ponadto pozwalają na łączność w trybie bezpiecznym, gdy dokładna orientacja przestrzenna sondy nie jest znana. Zostały umieszczone na bokach sondy. Sonda posiada również translator pasma Ku. Jest on jednak używany tylko podczas pomiarów pola grawitacyjnego. Pozwala na transmisję sygnałów oraz odbieranie ich.

Pojazd jest stabilizowany obrotowo. Jest to optymalne dla badań magnetosfery, uprasza operacje, a ponadto nie wymaga zastosowania masywnych i wymagających dużych ilości energii systemów kontroli orientacji takich jak koła reakcyjne. Sonda obraca się wzdłuż osi przechodzącej przez antenę wysokiego zysku. Tempo obrotów może wynosić 2 - 5 rpm, podczas programu naukowego nominalnie 2 rpm. Statek może wykonywać nieznaczne wahania względem nominalnej osi obrotu podczas pomiarów za pomocą radiometru mikrofal. Danych nawigacyjnych dostarczają szperacze gwiazd tworzące dwie jednostki odniesienia względem gwiazd (Stellar Reference Unit), dwa obrotowe sensory Słońca (Spinning Sun Sensor), oraz bezwładnościowy system pomiarowy (Inertial Measuemenent Unit) z żyroskopami i przyspieszeniomierzami. Podczas przejścia przez perycentrum orbity, czyli w okresie większości pomiarów naukowych aktywna kontrola orientacji nie jest wymagana, dzięki czemu unika się zaburzeń pomiarów. W okresie tym określenie przybliżonej orientacji przestrzennej zapewniają niezbyt częste obserwacje gwiazd.

Sonda posiada system komputerowy pozwalający na działanie częściowo autonomiczne. Jest on oparty na interfejsach RS-422. Oprogramowanie statku kosmicznego jest oddzielone od oprogramowania obsługującego instrumenty naukowe. Dzięki temu oprogramowanie instrumentów nie może zakłócić funkcjonowania oprogramowania statku. Oprogramowanie instrumentów jest złożone z prostych modułów obsługujących rozkazy, telemetrię i funkcje chroniące przed błędami. Dane przez transmisją na Ziemię są zapisywane na rejestratorze jednoczęściowym (Solid-State Recorder - SSR).

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
Instrumenty naukowe zostały umieszczone na panelu górnym oraz dolnym, a także na końcu jednego ze skrzydeł paneli słonecznych. W skład wyposażenia naukowego sondy Juno wchodzą: system do mapowania zórz polarnych w podczerwieni (Jupiter Infrared Auroral Mapper - JIRAM); magnetometr (Magnetometer - MAG); radiometr mikrofal (Microwave Radiometer - MWR); oraz system do badań magnetosfery polarnej (Polar Magnetosphere Suite - PMS). Sonda wykona też eksperyment radiowy pomiarów pola grawitacyjnego (Gravity Science Experiment - GSE). Ponadto dodatkowym wyposażeniem  jest kamera sondy Juno (Juno Camera - JunoCAM).

Instrumenty mogą pracować w specyficznym trybie "rozbłyskowym" (Burst Mode), w którym przez krótki okres czasu produkują dane z bardzo wysoką szybkością, a transmitowane są tylko dane o najwyższej jakości. Trybu takiego używają JADE, WAVES i UVS. Tryb ten może wyzwalać instrument WAVES. Dane są wtedy przetwarzane na pokładzie, ale nie w obrębie instrumentów, ale w obrębie statku. W przypadku awarii jednego z instrumentów pracującego w tym trybie inne instrumenty mogą pracować w dalszym ciągu niezależnie.


Rozmieszczenie instrumentów sondy.

[Scorus]

JIRAM
System do mapowania zórz polarnych w podczerwoni (Jupiter Infrared Auroral Mapper - JIRAM) jest spektrometrem obrazującym. Podstawowymi celami naukowymi instrumentu są: wykonanie sondowania wyższej atmosfery Jowisza (na poziomie ciśnienia 5 - 7 barów) poprzez obrazowanie i spektrometrię w  podczerwieni, w zakresie 2 - 5 um; badania dynamiki i chemizmu zórz polarnych; badania struktury i pochodzenia gorących plam w troposferze; oraz badania konwekcji pary wodnej. Badany region atmosfery jest bogaty w wodę i tlen. Ma duże znaczenie dla transportu energii poprzez tworzenie chmur i konwekcyjne ruchy pary wodnej. Możliwość obrazowania, spektrometrii, oraz uzyskiwania obrazów multispektralnych daje dużą elastyczność i możliwość stosowania odpowiedniego trybu operacyjnego na różnych etapach misji. Instrument pozwala też na badania dynamiki i chemizmu regionów zórz polarnych i ich związków z magnetosferą planety.

Instrument może obrazować zorze polarne przy długości fali 3.4 um, gdzie silna jest emisja jonu H3+. Emisja w tym zakresie jest intensywna w regionach polarnych Jowisza. Długość fali 3.4 um pokrywa region silnej absorpcji metanu. Dzięki temu instrument może obrazować magnetosferę Jowisza z dużym współczynnikiem sygnał/szum, ponieważ tarcza planety jest ciemna w tym zakresie z powodu obecności metanu w atmosferze. Jon H3+ jest tworzony w podstawie egzosfery Jowisza podczas reakcji H2+ + H2 —> H3+ + H. Wodór cząsteczkowy jest jonizowany przez cząstki energetyczne spadające na atmosferę Jowisza  z jego magnetosfery. Zorze na Jowiszu są zasilane energią uzyskiwaną głównie z rotacji planety, ale dużą rolę ogrywa tutaj również magnetosfera. Badania zórz na Jowiszu dostarczą nowych informacji na temat mniej energetycznych zjawisk tego typu na Ziemi, a także dostarczą danych dla modeli zórz na planetach pozasłonecznych.

Jowisz emituje promieniowanie ze swojego wnętrza, co jest szczególnie silne przy 5 μm. Jednak obecność metanu, pary wodnej, amoniaku i fosfiny PH3 moduluje przenikanie tego promieniowania przez atmosferę pozostawiając sygnatury absorpcyjne. W atmosferze istnieją jednak miejsca nazywane gorącymi plamami, w których emisja wewnętrzna jest silna. Jest to spowodowane lokalną przejrzystością górnej części atmosfery (wywołaną brakiem amoniaku i wody a także małą ilością chmur), przez co w paśmie 4 - 5  um widoczne są jej wewnętrzne części, do głębokości około 8 barów. JIRAM będzie mógł wykonać badania takich gorącym plam w celu określenia ich struktury pionowej i struktury przestrzennej. Zostanie to osiągnięte poprzez ich obserwację w funkcji długości fali oraz obserwacje ich głębszych części w których suche powietrze z plamy miesza się z powietrzem wilgotnym. Dzięki temu możliwe będzie przetestowanie teorii ich powstawania. Ponadto będzie to miało znaczenie dla poznania mechanizmu transportu energii i kondensatów na Jowiszu.

Instrument pozwoli też na badania troposfery Jowisza (zakres 1 - 10 barów), obejmującej jego powierzchnię optyczną złożoną głownie z chmur amoniakalnych. W regionie tym dominującym kondensatem jest woda, a natura transportu konwekcyjnego jest tutaj inna niż poniżej i powyżej troposfery. Występująca w regionie tym konwekcja pary wodnej jest głównym mechanizmem przekształcającym energię cieplną z wnętrza Jowisza na energię kinetyczna atmosfery. Instrument pozwoli na mierzenie promieniowania cieplnego w zakresie 4 - 5  um i mapowanie dzięki temu konwekcji pary wodnej, określenie zawartości wody, oraz określenie obfitości innych związków chemicznych na poziomie chmur wodnych. Instrument pozwoli na obrazowanie typowych systemów konwekcyjnych z chmurami wodnymi o wielkości 4000 kilometrów w obrębie burz z rozdzielczością przestrzenną 10 kilometrów. Spektroskopowe obserwacje w setkach kanałów pozwolą na badania konwekcji pary wodnej z bardzo wysoką rozdzielczością pionową i poziomą.

Instrument uzupełni badania zórz polarnych i dynamiki atmosfery wykonywane przy pomocy instrumentów MWR, PMS/JADE, PMS/JEDI, PMS/UVS i MAG.

Masa instrumentu wynosi 14.10 kg, a szybkość transmisji danych 100 mbps. W skład instrumentu wchodzi głowica optyczna (Optical Head) oraz jednostka obróbki danych (JIRAM Digital Processing Unit - JIRAM-DPU). Elektronika instrumentu, podobnie jak jego głowica zostały umieszczone poza osłoną przecinko promieniowaniu tworzoną przez panele zewnętrzne sondy. Pole widzenia ma wymiary 3.66 x 6.24 stopnia. Dla spektrometrii rozdzielczość spektralna wynosi 10 nm, a pole widzenia IFOV ma wymiary 250 x 250 urad. Instrument przy obrazowaniu może osiągnąć maksymalną rozdzielczość przestrzenną 17 kilometrów na piksel. Morze obrazować region polarny z wysoką rozdzielczością przestrzenną 20 - 100 kilometrów na piksel, a obrazy mogą objąć do 20% regionu zórz. Obrazowanie gorących plam może być wykonywane z rozdzielczością 300 - 900 kilometrów na piksel, a obraz morze objąć region o szerokości 60 000 kilometrów. W zależności od orbity sondy i szybkości telemetrii mogą być uzyskiwane jednocześnie obrazy i spektrogramy, tylko obrazy, lub tylko spektrogramy.

Głowica instrumentu zawiera układ optyczny (Optical System) oraz system płaszczyzny ogniskowej (Focal Plane Assembly - FPA) z detektorami. Projekt optyczny instrumentu pozwala na wykorzystanie jednego teleskopu zarówno do spektrometrii jak i obrazowania jednocześnie. Instrument może mierzyć jasność spektralną w centralnej części uzyskiwanego obrazu. Układ optyczny nie zawiera części ruchomych za wyjątkiem zwierciadła znoszącego ruch obrotowy sondy. Wykorzystywany jest teleskop odbiciowy o aperturze 47 milimetrów oraz spektrometr z siatką dyfrakcyjną w konfiguracji Littrowa. Dwa dublety dioptryczne pozwalają na skorygowanie abberacji zarówno w teleskopie jak i w ścieżce optycznej spektrometru. Podczas projektowania układu optycznego brano pod uwagę głównie zminimalizowanie jego wielkości bez zmniejszania osiągów.

FPA zawiera system detektorów złożony z dwóch oddzielnych detektorów w podstacji macierzy czułych na podczerwień HgCdTe ustawione w płaszczyźnie ogniskowej teleskopu. Każdy detektor ma wymiary  250 x 436 pikseli. Szczytowa efektywność kwantowa wynosi ponad 50%. Detektory pracują w temperaturze poniżej 100K. Jeden z detektorów służy do spektrometrii, a drugi do obrazowania. Zastosowanie dwóch detektorów było konieczne z uwagi na rotację sondy. Uzyskanie obrazu multispektralnego jest możliwe przy użyciu pojedynczego dwuwymiarowego detektora i ruchu orbitalnego sondy, ale rotacja czyni to bardzo trudnym. Ponadto obrazowanie wymaga krótszego czasu ekspozycji, co może zostać lepiej dopasowane do krótkiego czasu na uzyskanie obrazu, wymuszonego przez szybką rotację sondy, ruch orbitalny sondy, oraz rotację planety. Czas ekspozycji na detektorze używanym do spektrometrii może natomiast być znacznie zwiększony, ponieważ nieistotne jest rozmazanie rzutowanego na nim obrazu. Oba detektory są oświetlane przez pojedynczy teleskop dzięki zastosowaniu rozdzielacza wiązki. Powiększenie spektrometru jest jednostkowe, więc na obu detektorach może być osiągnięta ta sama skala przestrzenna.

Jednostka elektroniki JIRAM-DPU ma postać zintegrowanego modułu zawierającego zarówno elektronikę odzyskiwania informacji z detektorów, elektronikę główną (Central Processing Unit - CPU), jak również elektronikę sterującą zwierciadłem znoszącym ruch obrotowy. Dzięki temu cała elektronika instrumentu z wyjątkiem detektorów została umieszczona w ekranowanym środowisku.

Konstrukcja instrumentu JIRAM jest oparta na spektrometrach VIRITIS sond Rosetta i Venus Express oraz VIR sondy Dawn. Pierwszym spektrometrem tego typu był kanał światła widzialnego instrumentu VIMS sondy Cassini. JIRAM to drugi spektrometr obrazujący który znajdzie się na orbicie Jowisza (po instrumencie NIMS sondy Galileo pracującym w zakresie 0.7 - 5.2 um), i pierwszy włoskim instrument na orbiterze tej planety. W stosunku do INMS JIRAM charakteryzuje się rozdzielczością przestrzenną i spektralna lepszą o czynnik 2.

Instrument został dodany do projektu po wyborze misji i nie musi spełniać wszystkich wymogów stawianych innym instrumentom. Podobnie jak kamera JunoCam charakteryzuje się obniżoną tolerancją na promieniowanie. JIRAM został opracowany na Narodowym Instytucie Astrofizyki Włoch (Italian National Institute for Astrophysics) i sfinansowany przez włoska agencję kosmiczną ASI. Głównym konstruktorem jest Galileo Avionica.


Instrument JIRAM - grafika głowicy optycznej.


Instrument JIRAM - grafika DPU.


Instrument JIRAM - konfiguracja optyki.

[Scorus]

MAG
Magnetometr sondy Juno ma następujące zadania naukowe: zmapowanie pola magnetycznego Jowisza; określenie dynamiki wnętrza Jowisza poprzez pomiary pola magnetycznego; oraz określenie trójwymiarowej struktury pola magnetycznego w rejonach polarnych Jowisza. Zebrane dane będą istotne dla zrozumienia funkcjonowania zórz polarnych, a także związków między magnetosferą i jonosferą.

Instrument MAG został umieszczony na specjalnej strukturze nośnej dołączonej do końca jednego z paneli słonecznych. Struktura podpierająca ma 4 metry długości. Elektronika instrumentu została umieszczona we wnętrzu sondy, co chroni ja przed promieniowaniem. W skład instrumentu wchodzą następujące komponenty: dwa magnetometry typu fluxgate (Flugate Magnetometer - FGS), skalarny magnetometr helowy (Scalar Helium Magnetometer - SHM); oraz dwa zaawansowane kompasy gwiazdowe (Advanced Stellar Compass - ASC). Magnetometr Juno pozwala na pomiary pola magnetycznego nominalnie do 12 Gaussów (wykonalne są pomiary do 16 Gaussów). Statki Voyager posiadały dwa magnetometry - do pomiarów pól słabych (do 0.5G), oraz do pomiarów pól silnych (do 20G). Taki projekt nie nadaje się jednak do precyzyjnego mapowania pola magnetycznego. Zastosowanie dwóch typów sensorów pozwala natomiast na bardzo precyzyjne pomiary orientacji i natężenia pola magnetycznego. Podobna technikę zastosowano na satelitach Ziemi MAGSAT i Oersted, a także na sondzie Cassini.

Dwa magnetometry FGM zostały umieszczone w różnych odległościach od korpusu sondy. Sensor wewnętrzny jest oddalony od statku o 0.8 metra, a sensor zewnętrzny - o 11.8 m. Dzięki temu sensor wewnętrzny mierzy zaburzenia wytwarzane przez urządzenia sondy. Pozwala to na odpowiednie skorygowanie danych podczas ich obróbki. Podobne podejście zastosowano podczas misji Pioneer 10 i 11, Voyager 1 i 2, Galileo, Cassini, MGS i MESSENGER. Magnetometry FGM pracują w zakresie 0.2 nT - 12 G. Dokładność pomiarów w czasie przejścia przez perycentrum orbity wynosi 0.05%, czyli 0.5 nT. Szybkość transmisji uzyskiwanych danych wynosi 380 mbps.

Magnetometr SHM został umieszczony najbliżej korpusu sondy, w odległości 8.8 metra. Masa tego elementu wynosi 9.08 kg. Pracuje w zakresie 0.1 - 12 G. Dokładność pomiarów w czasie przejścia przez perycentrum orbity wynosi 0.002%. Szybkość transmisji uzyskiwanych danych wynosi 40 mbps.

Zarówno magnetometry FGM jak i SHM wykonują pomiary w postaci próbek zawierających 64 wektory na sekundę podczas przejścia przez perycentrum. W innych częściach orbity konieczne jest zmniejszenie tempa próbkowania.

Do każdego magnetometru FGS dołączony jest tzw zaawansowany kompas gwiazdowy ASC. Składa się on z dwóch redundancyjnych kamer fotografujących gwiazdy. Poprzez fotografowanie gwiazd umożliwia on bardzo precyzyjne określanie orientacji magnetometru, co ma znaczenie dla analizy danych. Szybkość transmisji uzyskiwanych danych wynosi 360 mbps. ASC pozwala na pomiary z dokładnością 1 mrad. Oba magnetometry FGS wraz z ASC mają masę 15.25 kg.

Magnetometry FGM zostały opracowane przez GSFC, magnetometr SHM przez JPL, a ASC przez Politechnikę Duńską (Danish Technical University - DTU).


Lokalizacja komponentów magnetometru.


Dokładniejszy widok magnetometru.

[Scorus]

MWR
Radiometr mikrofal pozwala na mierzenie emisji cieplnej z Jowisza w zakresie długości fal 1.3 cm - 50 cm (częstotliwości 0.6 - 22 GHz). Do jego podstawowych celów naukowych zaliczają się: zebranie informacji pomocnych w badaniach sposobu formowania się Jowisza; oraz określenie jak głęboko sięga cyrkulacja atmosferyczna zarejestrowana przez próbnik atmosferyczny Galileo i w powłoce chmur podczas innych misji. W celu badań formowania się planety MWR pozwoli na określenie zwartości wody w głębokiej  atmosferze. Pozwoli też na pomiary zawartości wody i amoniaku, głównych związków absorbujących promieniowanie mikrofalowe. Badania cyrkulacji atmosferycznej będą możliwe dzięki uzyskiwaniu profili temperatur do poziomu ciśnienia około 200 barów.  Zależności temperatury od głębokości i długości geograficznej pozwolą na określenie cyrkulacji na głębokościach dużo większych niż badane przez próbnik Galileo.

Instrument MWR składa się z sześciu oddzielnych odbiorników promieniowania mikrofalowego, z których każdy jest wyposażony w oddzielną antenę. Anety zostały rozlokowane naokoło statku kosmicznego, na jego panelach bocznych. Elektronika instrumentu oraz wszystkie odbiorniki RF została umieszczona we wnętrzu sondy, co chroni je przed promieniowaniem. Całkowita masa instrumentu wynosi 42.13 kg, a szybkość transmisji danych - 100 mbps.

6 Anten odbiera 6 różnych częstotliwości - 600 MHz, 1.2 GHz, 2.4 GHz, 4.8 GHz, 9.6 GHz, oraz 22 GHz. Anteny 22 GHz, 9.6 GHz, 4.8 GHz i 96 GHz zostały umieszczane na jednym panelu bocznym, a dwie pozostałe anteny na przeciwległych panelach. Relatywna precyzja pomorów radiometrycznych wynosi 0.1 %.

Pomiary wykonywane za pomocą MWR mają postać skanowania wzdłuż orbity sondy zsynchronizowanego z jej rotacją. Instrument unika silnego promieniowania synchrotronowego dzięki działaniu w zakresie fal krótszych. Wysoko precyzyjne pomiary zawartości wody w głębokiej atmosferze są możliwe dzięki pomiarom w różnych częstotliwościach oraz wykorzystaniu parametru nazywanego względnym pociemnieniem krawędzi traczy, który zależy od kąta emisji promieniowania. Pionowe profile zawartości wody w atmosferze oraz profile temperatur mogą być otrzymane poprzez zastosowanie pomiarów na różnych częstotliwościach. Przypomina to rekonstrukcję profilów temperatury w atmosferze Ziemi z zastosowaniem obserwacji multispektralnych w podczerwoni prowadzonych z satelitów meteorologicznych. Pomiary wykonywane podczas kolejnych orbit pozwolą na globalne zmapowanie zawartości wody w atmosferze.

Instrument MWR został opracowany przez JPL.


Lokalizacja anten MWR.

[Scorus]

PMS
System do badań magnetosfery polarnej jest układem sensorów pozwalających na pomiary prądów elektrycznych wzdłuż linii sił pola magnetycznego; określenie rozkładu cząstek energetycznych oraz plazmy magnetosferycznej i związanej z zorzami  polarnymi; oraz badania emisji zórz polarnych w ultrafiolecie. Pozwoli na pierwsze ogólne badania regionów polanych Jowisza i szczegółowe badania jego zórz polanych. Polarna magnetosfera Jowisza jest obszarem mało zbadanym. Podczas przelotu kolo tej planety sonda Ulysses osiągnęła szerokość geograficzną 48 stopni, ale znajdowała się wtedy w dużej odległości od Jowisza, wynoszącej około 8.6 promieni Jowisza. Region przyspieszania cząstek w obrębie zórz polarnych nigdy nie był bezpośrednio badany.

W skład układu PMS wchodzą 4 oddzielne systemy pomiarowe: eksperyment badań rozkładu zórz polarnych Jowisza (Jovian Aurora Distribution Experiment - JADE); detektor cząstek energetycznych (Jupiter Energetic Particle Detector Instrument - JEDI); odbiornik fal plazmowych i radiowych (Radio and Plasma Waves Receiver - WAVES); oraz spektrograf UV (UV Spectrograph - UVS).

System JADE został umieszczony na panelu górnym sondy. Cała elektronika za wyjątkiem przedwzmacniaczy została umieszczona w dedykowanej jednostce we wnętrzu sondy. Masa systemu wynosi 27.52 kg, a szybkość transmisji danych - 330 mbps. Urządzenie służy do badań struktury plazmy związanej z zorzami polarnymi poprzez pomiary rozkładu kątowego, rozkładu energii, oraz składu populacji cząstek w polarnej magnetosferze Jowisza. W skład urządzenia wchodzi spektrometr masowy jonów (JADE Ion Mass Spectrometer - JADE-I), oraz trzy identyczne analizatory energii elektronów (JADE Electron Energy Analyzer 1, 2, 3 - JADE-E 1, 2, 3) JADE-I pozwala na rejestrowanie przestrzennego rozkładu wektorów szybkości jonów i identyfikację poszczególnych rodzajów jonów w polarnej magnetosferze Jowisza. Pracuje w zakresie energii jonów <13 eV - > 20 keV. Zakres pomiarów masy jonów to 1 - 32 AMU. Systemy JADE-E służą do pomiarów stosunku energii do ładunku (E/q). Pozwalają na rejestrowanie  elektronów emitowanych w regionach zórz. JADE-E pracuje w zakresie energii elektronów 200 eV - 40 keV. Rozdzielczość pomiarów energii elektronów w zakresie 200 eV - 5 keV wynosi 50%, a w zakresie 5 keV - 40 keV wynosi 15%. We wszystkich komponentach detektorami są płyty z mikrokanałami (Microchannel Plate - MCP). Wymiary pola widzenia każdej jednostki wynoszą 120 x 60 stopni. Łącznie trójwymiarowe pomiary rozkładu elektronów i różnych rodzajów jonów pozwolą na określenie populacji cząstek przemieszczających się do regionów zórz i powodujących emisję zorzową; zmierzenie ucieczki jonów z magnetosfery Jowisza; oraz badania procesów przyspieszania cząstek zarówno nad jak i pod statkiem kosmicznym (względem Jowisza). Urządzenie to zostało opracowane przez Southwest Research Institute.


Wygląd systemu JADE.

System JEDI został umieszczony na panelu górnym. Jego masa wynosi 21.6 kg, a szybkość transmisji danych - 280 kbps. Urządzenie składa się z trzech jednostek sensorów, z których każda zawiera 6 sektorów mierzących parametry jonów i 6 sektorów mierzących parametry elektronów ustawionych w formie wachlarza tworzącego pole widzenia wielkości 160 x 12 stopni. Dwie jednostki sensorów powalają na uzyskanie obrazu rozkładu energii cząstek w formie 360-stopniowego wachlarza prostopadłego do osi wirowania statku kosmicznego. Trzecia jednostka, równoległa do osi wirowania pozwala na uzyskanie obrazu obejmującego całe niebo w czasie jednego obrotu sondy (około 30 sekund). Każda jednostka jest kompaktowa tak, że we wnętrzu sondy nie znajduje się żadne wyposażenie tego urządzenia. JEDI pozwala na pomiary rozkładu kątowego, rozkładu energii, a także identyfikację poszczególnych rodzajów jonów (wodoru, helu, tlenu/siarki) w polarnej magnetosferze Jowisza. Mierzone jony są przyspieszane w regonach zórz, przenikają do atmosfery z jonosfery, lub wypełniają wewnętrzną magnetosferę Jowisza. Od strony technicznej system ten jest lekkim, kompaktowym spektrometrem czasu przelotu (Time-of-Flight Spectrometer - TOF) mierzącym masy jonów na podstawie czasu ich przelotu przez instrument. Cząstki są rejestrowane przez detektor w postaci MPC. JEDI pozwala na rejestrowanie jonów o energiach w zakresie 10 keV - 10 MeV i dodatkowo elektronów o energiach w zakresie 25 keV - 1 MeV.  Rozdzielczość pomiarów energii zarówno dla jonów jak i elektronów wynosi 25%. System ten został opracowany przez Laboratorium Fizyki Stosowanej (Applied Physics Laboratory - APL) na Uniwersytecie Johna Hopkinsa (Johns Hopkins University).


Wygląd systemu JEDI.

[Scorus]

System WAVES został umieszczony na panelu dolnym sondy. Urządzenie ma masę 10.87 kg. Szybkość transmisji danych wynosi 410 mbps. Jego celem jest zidentyfikowanie regionów występowania prądów związanych z zorzami polarnymi. Regiony te są odpowiedzialne za emisję radiową Jowisza i przyspieszanie cząstek w rejonie zórz polarnych. Instrument zidentyfikuje te obszary poprzez rejestrowanie spektrum fal radiowych i plazmowych w regionach polarnych planety. W skład tego urządzenia wchodzą dwie anteny dipolowe promieniście wybiegająca z panelu dolnego sondy, umieszczony na panelu dolnym magnetometr, oraz dwa odbiorniki. Elektronika (w tym odbiorniki wysokich i niskich częstotliwości) została umieszczona wewnątrz sondy. Anteny dipolowe pozwalają na pomiary elektrycznego komponentu fal. Magnetometr umożliwia rejestrowanie magnetycznego komponentu fal, na początkowe rozpoznawanie fal plazmowych istotnych w procesach przyspieszania cząstek w rejonach zórz polanych, a także identyfikowanie emisji radiowych. WAVES pozwala na rejestrowanie komponentu magnetycznego fal w zakresie 50 Hz - 20 kHz i komponentu elektrycznego w zakresie od 50 Hz do ponad 40 MHz. Maksymalna mierzalna intensywność pola elektrycznego wynosi 3 V/m. Podczas 6 godzin przejścia sondy przez perycentrum orbity urządzenie to jest zdolne do zebrania pełnych spektrogramów komponentów magnetycznych i elektrycznych fal w tempie 1 spektrogramu na sekundę. Nowa geometria obserwacji różnorodnych emisji radiowych w połączeniu z modelami emisji powinna pozwolić na identyfikację miejsc emisji fal radiowych znacznie dokładniej niż do tej pory. Urządzenie morze pracować w dwóch trybach wykonując skanowanie wokół wybranej częstotliwości. Może też pracować w trybie "rozbłyskowym". System WAVES został opracowany na Uniwersytecie Stanu Iowa (University of Iowa).


Magnetometr i anteny systemu WAVES.

Spektrometr UVS został umieszczony na panelu górnym. Jego masa wynosi 13.65 kg, a szybkość transmisji uzyskiwanych danych - 500 mbps. Urządzenie to służy do spektralnego obrazowania zórz polarnych podczas przelotów sondy blisko rejonów polarnych Jowisza. Umożliwia rejestrowanie emisji wodoru atomowego i cząsteczkowego składających się na emisja zórz polarnych, a także sygnatur absorpcyjnych gazów takich jak metan i acetylen w emisji H2. Pomiary absorpcji węglowodorów mogą zostać zastosowane do oceny energii elektronów przenikających do atmosfery Jowisza, ponieważ im bardziej energetyczne elektrony przenikają do atmosfery tym silniejsza jest absorpcja wywołanej przez nie emisji UV. UVS pozwala na rejestrowanie długości fali, pozycji i czasu wejścia fotonów promieniowania ultrafioletowego dostających się do urządzenia poprzez szczelinę wejściową spektrometru za każdym razem gdy jest on zwrócony w kierunku planety podczas rotacji sondy. Urządzenie jest wrażliwe na zarówno ekstremalny jak i daleki ultrafiolet. Pracuje w zakresie 70 - 205 nm. Zakres ten pozwala na badania morfologii oraz natury emisji zórz polarnych. Rozdzielczość spektralna wynosi <3 nm, a rozdzielczość przestrzenna uzyskiwanych obrazów < 500 kilometrów. W skład urządzenia wchodzi teleskop (UVS Telescope), spektrograf (UVS Spectrograph), oraz jednostka elektroniki (UVS Electronics). Teleskop ma otwór wejściowy o wymiarach 40 x 40 milimetrów. W przednim końcu teleskopu umieszczone jest płaskie zwierciadło skanujące, pozwalające na obserwowanie zorzy polanej położonej w kierunku +/- 30 stopni w stosunku do osi wirowania sondy. Kieruje ono światło na pozaosiowe, paraboliczne zwierciadło główne. Światło następnie pada na szczelinę wejściową spektrometru okręgu Rowlanda. Ma ona kształt przypominający kość. Jej pole widzenia ma długość 6 stopni. Jest podzielone na 3 sekcje o szerokości 0.2, 0.05 i 0.2 stopnia. Następnie promieniowanie wchodzące do spektrometru jest rozpraszane przez toroidalną siatkę dyfrakcyjną i pada na detektor. Detektorem jest zakrzywiona płyta MCP umieszczona w płaszczyźnie ogniskowej urządzenia. Ma ona wymiary 1024 x 256 pikseli. Jest wyposażona w fotokatodę CsI nie czułą na słoneczne promieniowanie UV. Układ detektora jest otoczony osłonami z tantalu, które chronią detektor i przyległą elektronikę przed elektronami o wysokich energiach. Główna jednostka elektroniki znajduje się we wnętrzu sondy. Zawiera dwa redundancyjne zasilacze wysokiego napięcia (High-Voltage Power Supplies - HVPS), dwa redundancyjne zasilacze niskiego napięcia (Low-Voltage Power Supplies - LVPS), system zarządzania danymi i rozkazami (Command and Data Handling System - C&DH), elektronikę grzejników, oraz elektronikę silnika zwierciadła skanującego. System UVS został opracowany przez Southwest Research Institute.


Wygląd systemu UVS.

[Scorus]

GSE
Eksperyment pomiarów pola grawitacyjnego GSE ma na celu określenie rozkładu masy we wnętrzu Jowisza i wielkości jego jądra. Parametry te mają podstawowe znaczenie dla rozważań mechanizmów formowania się Jowisza.

W eksperymencie GSE wykorzystywany będzie system komunikacyjny sondy Juno, głównie antena wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA), translator pasma X (X-band Translator - XT), translator pasma Ka (Ka-band Translator - KaT), oraz wzmacniacze mocy. Translator pasma Ka jest elementem specjalnie przeznaczonym dla tego eksperymentu, natomiast translator pasma X jest używany również do normalnej łączności. Wykorzystanie jednocześnie pasma Ka (32.083 GHz - 34.365 GHz) i X (7.153 GHz - 8.404 GHz) pozwala na zmniejszenie podatności pomiarów na wpływ plazmy w wietrze słonecznym i jonosferze Ziemi. Z zastosowaniem wyposażenia statku i sieci DSN możliwe będą pomiary szybkości statku kosmicznego z dokładnością 0.005 mm/s w odstępach 60 sekund. W przypadku niedostępności lub awarii translatora pasma Ku dokładność pomiarów spadnie do 0.1 mm/s.

Podczas eksperymentu wykorzystywany będzie sygnał radiowy w kierunku sonda - Ziemia, głównie podczas przejść sondy przez perycentrum orbity. Wykorzystany zostanie tu efekt Dopplera. Mierzone będzie przesunięcie dopplerowskie śledzonej częstotliwości. Przesunięcia dopplerowskie będą spowodowane niewielkimi ruchami sondy względem Jowisza spowodowanymi nieregularnościami pola grawitacyjnego. Nieregularności te są wywołane nierównomierny rozkładem masy we wnętrzu planety.

W skład komponentów naziemnych użynanych podczas eksperymentu  wchodzi transmiter i odbiornik pasma Ka uzupełniający system komunikacyjny pasma X. Ponadto podczas obórki danych konieczne będzie uwzględnienie zawartości wody w atmosferze Ziemi, która będzie mierzona za pomocą radiometru czułego na parę wodną.

Za eksperyment odpowiedzialne jest JPL.


Komponenty przeznaczone do eksperymentu GSE.

[Scorus]

JunoCAM
Kamera sondy Juno nie jest instrumentem naukowym, ale częścią programu edukacyjnego misji (Education and Public Outreach - E/PO). Pozwoli ona na obrazowanie Jowisza w kolorze, a obrazy będą wykorzystywane głównie do celów edukacyjnych w szkołach w USA. Urządzeniu nie postawiono żadnych wymogów.

Konstrukcja kamery JunoCam jest oparta na kamerze do wykonywania zdjęć podczas lądowania (Mars Descent Imager - MARDI) łazika MSL (wcześniejsze wersje tej kamery posiadały również sondy marsjańskie Mars Polar Lander oraz Phoenix). Urządzenie składa się z dwóch elementów: głowicy kamery (MARDI Camera Head); oraz jednostki elektroniki (Digital Electronics Assembly - DEA). Oba te elementy zostały zainstalowane poza osłoną przecinko promieniowaniu. Masa urządzenia wynosi 1.66 kg, a szybkość transmisji uzyskiwanych danych - 320 mbps.

Głowica kamery zawiera układ optyczny (JunoCam Optical System) skupiający światło na detektorze CCD (JunoCam CCD Detector) wytwarzającym obrazy. Układ optyczny głowicy kamery ma postać z obiektywu skupiającego światło na systemie płaszczyzny ogniskowej. Ruch obrotowy statku kosmicznego, optymalny dla badań magnetosfery znacznie utrudnia obrazowanie. Obrazy będą wytwarzane w trybie Pushbroom, czyli detektor będzie budował je linia po linii. Metoda taka pozwala na wykorzystanie ruchu obrotowego sondy do wytworzenia obrazu. Jednak kamera będzie mogła wykonać tylko kilka serii zdjęć na każdej orbicie. Poszczególne obrazy mogą być uzyskiwane w zakresie światła czerwonego, zielonego i niebieskiego (całkowity zakres spektralny 400 - 900 nm), a ich złożenie pozwoli na opracowanie obrazów barwnych. Kamera może wytwarzać obrazy obejmujące całą tarczę planety ze stosunkowo wysoką rozdzielczością przestrzenną 15 kilometrów na piksel. Dzięki temu urządzeniu możliwe jest zobrazowanie obu stref polarnych Jowisza, a także powłoki chmur w mniejszych szerokościach. Pole widzenia pojedynczego piksela ma szerokość 0.61 mrad. Stosunek sygnału do szumu SNR wynosi powyżej 75.

Jednostka elektroniki DEA pozwala na kontrolowane pracy instrumentu, a także zawiera wewnętrzny bufor umożliwiający przechowywanie uzyskanych danych, oraz konwerter DC-DC. Elektronika została znacznie zmodyfikowana w stosunku do łazika MSL w celu zwiększenia jej odporności na promieniowanie. Ocenia się, że kamera będzie pracować przez 7 orbit roboczych. Jeśli nie zostanie uszkodzona przez promieniowanie po tym okresie będzie mogła być dalej użytkowana.

Kamera JunoCam została opracowana przez Malin Space Science Systems (MSSS).


Wygląd kamery JunoCAM.

[Scorus]

HISTORIA MISJI
Misja Juno została zaproponowana w koszcie 700 milionów dolarów ze starem w 2009r. Start został następnie przełożony na 30 czerwca 2010 roku, a później został opóźniony do 2011 roku. We wrześniu 2008r projekt oficjalnie wkroczył w fazę C. Wytwórcą sondy jest Lockheed-Martin. Firma ta jest również odpowiedzialna za testy sondy i integrację z instrumentami. Misję rozwijają Southwest Research Institute (SwRI) i JPL. Jest ona przygotowywana w ramach programu New Frontiers.

PLAN PRZEBIEGU MISJI
Obecnie start jest planowany na sierpień 2011r. Sonda wystartuje z przylądka Canaveral za pomocą rakiety Atlas V w wersji 551. Pierwszy stopień rakiety oraz pierwsze odpalenie stopnia 2, czyli Centaur umieści pojazd na parkingowej orbicie okołoziemskiej. Następnie drugie odpalenie silnika stopnia Centaur przeniesie sondę na orbitę okołosłoneczną. Po rozłożeniu paneli słonecznych i nawiązaniu łączności wykonane zostaną testy systemów sondy. Następnie rozpocznie się faza lotu międzyplanetarnego.

Trajektoria sondy jest określana jako delta-V-EGA (Delta-Velocity Earth Gravity Assist). Po roku od startu sonda wykona manewr DSM (Deep Space Maneuver), który dostosuje trajektorię do przelotu koło Ziemi. Manewr ten pozwoli ponadto na przesterowanie systemu napędowego przed wejściem na orbitę Jowisza.

W październiku 2013 roku sonda przeleci w odległości 800 kilometrów od Ziemi (Earth Flyby - EFB). Pozwoli to na wykorzystanie efektu wsparcia grawitacyjnego i uzyskanie większej energii pozwalającej na dotarcie do Jowisza. Przelot ten pozwoli też na przetasowanie procedur stosowanych podczas przejście przez perycentrum orbity roboczej wokół Jowisza.

Podczas lotu do Jowisza instrumenty będą kalibrowane. Obserwacje kalibracyjne będą wykonywane co 12 - 18 miesięcy. Na 6 miesięcy przed wejściem na orbitę rozpoczną się intensywne testy komponentów inżynieryjnych statku, instrumentów naukowych i trybów operacyjnych.

Sonda wejdzie na orbitę Jowisza w październiku 2016 roku, 5.2 roku po starcie. Manewr wejścia na orbitę (Jupiter Orbit Insertion - JOI) zostanie wykonany poprzez odpalenie silnika głównego. Zmniejszy on szybkość sondy na tyle, że zostanie ona wychwycona przez pole grawitacyjne Jowisza. W celu osiągnięcia orbity roboczej wykonane zostaną dwa manewry w perycentrum orbity okołojowiszowej. Orbita robocza będzie charakteryzowała się perycentrum w odległości 1.06 promieni Jowisza od powłoki chmur i apocentrum w odległości 39 promieni Jowisza. Będzie przebiegała ponad biegunami planety. Okres obiegu będzie wynosił około 11 dni. Orbita taka zapewni rozdzielczość i globalne pokrycie niezbędne dla programu naukowego. Misja nominalna będzie trwała 32 orbity, czyli około 1 rok ziemski. Okres ten będzie znajdował się pomiędzy koniunkcjami ze Słońcem, co ułatwi operacje.

Orbita robocza będzie silnie eliptyczna. Pozwoli na krótkie przejścia blisko planety podczas perucentrum. Jednocześnie przez większość czasu będzie przebiegała w dużej odległości od Jowisza, poza jego pasami radiacyjnymi. Pozwoli to na unikanie silnego promieniowania.

Podczas programu naukowego łączność z Ziemią nie będzie musiała odbywać się często dzięki zdolności gromadzenia dużych ilości danych na pokładzie. Podczas każdej orbity potrzebnych będzie tylko 6 sesji łączności przy pomocy sieci DSN. Będą one obejmowały 3 bloki przeznaczone na transmisję danych naukowych, inżynieryjnych i nawigacyjnych. Podczas każdej orbity główne pomiary będą wykonywane tylko w okresie 3 godzin podczas przejścia przez perycentrum. Poza tym okresem instrumenty będą uzyskiwać dane z niższa szybkością.

Pomiary naukowe będą wykonywane w dwóch trybach, obejmujących całą orbitę - w trybie radiometrycznym (Radiometric Pass), oraz w trybie pomiarów pola grawitacyjnego (Gravity Pass). Podczas obiegu w którym stosowany będzie tryb radiometryczny głównym instrumentem będzie radiometr mikrofalowy MWR. Działać będą również inne instrumenty, ale nie będzie prowadzony eksperyment radiowy GSE. W tym czasie płaszczyzna paneli słonecznych będzie skierowana w kierunku środka Jowisza. Tryb ten zostanie zastosowany podczas orbit 2 i 4 - 7. W trybie pomiarów grawitacyjnych, podczas pozostałych orbit wykonywany będzie eksperyment GSE. Pracować będą wszystkie instrumenty za wyjątkiem MWR. Przed orbitą 8 MWR będzie znajdował się w trybie oczekiwania, a po niej zostanie wyłączony. W trybie tym antena wysokiego zysku będzie skierowana na Ziemię przez cały okres przejścia przez perycentrum orbity. Podobnie jak w trybie radiometrycznym większość danych będzie uzyskiwanych w okresie 3 godzin wokół perycentrum.


Trajektoria lotu międzyplanetarnego.


Po lewej - orbity okołojowiszowe unikające pasów radiacyjnych, po prawej - plan orbity roboczej.


Plan obserwacji naukowych.

Źródła pierwszego i drugiego zdjęcia.

[Matias]

8 kwietnia w tym roku rozpoczął się proces integracji sondy Juno. Więcej na ten temat w tym artykule na kosmonaucie.

Miesiąc temu miały też miejsca prace w czasie których sondę obudowano osłonami radiacyjnymi. Fragment artykułu z kosmonauty opisujący złożoność problemu związanego z radiacją :

Szacuje się, że w trakcie 15 miesięcznej misji Juno otrzyma dawkę promieniowania równoważną 100 milionom dentystycznym prześwietleniom rentgenowskim. Aby zapobiec zniszczeniu obwodów elektronicznych sondy, jej producent, Lockheed Martin Space Systems, pod kierownictwem Jet Propulsion Laboratory, przygotował dla niej tytanową osłonę. Na Ziemi najczęściej stosuje się w tym celu gęsty i tani ołów. Osłona jest jednak tytanowa, gdyż ołów jest za miękki, aby wytrzymać drgania zachodzące podczas startu rakiety, a inne materiały nadające się na osłony radiacyjne są trudne w obróbce.

[Scorus]

Ostatnio pojawiło się kilka zdjęć sondy z lipca i września 2010r:
http://photojournal.jpl.nasa.gov/catalog/PIA13714
http://photojournal.jpl.nasa.gov/catalog/PIA13715
http://photojournal.jpl.nasa.gov/catalog/PIA13716
http://photojournal.jpl.nasa.gov/catalog/PIA13717
http://photojournal.jpl.nasa.gov/catalog/PIA13718
http://photojournal.jpl.nasa.gov/catalog/PIA13719

[Matias]

Trochę zaległości w temacie nam się nazbierało, nie ładnie!

Testy środowiskowe sondy Juno

"Amerykańska sonda kosmiczna Juno przechodzi testy środowiskowe w ośrodku firmy Lockheed Martin koło Denver. Okno startowe do lotu w kierunku Jowisza otworzy się 5 sierpnia 2011.

Sonda Juno amerykańskiej agencji kosmicznej NASA jest w trakcie testów środowiskowych w ośrodku głównego konstruktora statku, firmy Lockheed Martin. Statek jest w pełni skompletowany i ma zainstalowane wszystkie instrumenty naukowe.

Zadaniem Juno będzie orbitowanie nad biegunami Jowisza, badając jego atmosferę i magnetosferę. Start sondy może odbyć się najwcześniej na początku sierpnia tego roku.

Na opublikowanym przez Lockheed Martin zdjęciu zobaczyć można skompletowaną sondę Juno po zakończeniu testów akustycznych i wibracyjnych. Takie badania przechodzi każdy statek kosmiczny. Sprawdzają one gotowość konstrukcji do przetrwania warunków startu rakietą nośną. Zdjęcie wykonano podczas sprawdzania instrumentu JADE (Jovian Auroral Distribution Experiment), zaraz po testach.

Obecnie sonda przebywa w komorze próżniowej w której przez 2 tygodnie będzie poddawana symulowanym warunkom orbity okołojowiańskiej.

W kwietniu Juno powinna zostać przetransportowana do Centrum Lotów Kosmicznych im. Johna F. Kennedy'ego, na Florydę, gdzie przejdzie ostatnie przygotowania przedstartowe."

Źródło: kosmonauta.net

I najnowszy artykuł - Koniec testów termicznych Juno

"13 marca NASA zakończyła testy termiczne jowiańskiej sondy Juno.

Amerykańska agencja kosmiczna zakończyła próby termiczne sondy Juno, która jeszcze w tym roku ma polecieć w kierunku Jowisza.

13 marca sonda przeszła swoje najdłuższe, trwające 2 tygodnie, badanie oddziaływania temperatury na jej konstrukcję.

W drodze do Centrum Lotów Kosmicznych im. Johna F. Kennedy'ego na Florydzie są panele ogniw słonecznych dla sondy. Testy odbywały się z symulującymi je makietami. W kwietniu sonda zostanie przetransportowana na przylądek Canaveral.

Do startu sondy pozostały 134 dni."

Źródło: kosmonauta.net

Załącznik1: Juno po testach akustycznych i wibracyjnych, 26 stycznia 2011.
Załącznik2: Przygotowania do wyjęcia Juno z komory termicznej.

[MarekFloryda]

Przyleciał przed chwilą do KSC/CCAFS na pokładzie C-17. Właśnie go rozładowują i na gwałt wiozą do Astrotechu w Titusville żeby zdążyć przed północą i końcem pieniędzy.