Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Эта статья про космический корабль. Для миссии см. Проект Галилео . Для шаттла "Звездный путь" см. Галилео (Звездный путь) .
Галилео
Картина Галилео-Ио-Юпитер.JPG
Художественная концепция Галилея на Ио на фоне Юпитера; антенна с высоким коэффициентом усиления полностью развернута
ИменаЗонд орбитального аппарата Юпитера
Тип миссииОрбитальный аппарат Юпитера
ОператорНАСА
COSPAR ID1989-084B
SATCAT нет.20298
Интернет сайтsolarsystem .nasa .gov / Галилей /
Продолжительность миссии
  • Планируется: 8 лет, 1 месяц, 19 дней
  • Орбита Юпитера: 7 лет, 9 месяцев, 13 дней
  • Финал: 13 лет, 11 месяцев, 3 дня
Пройденное расстояние4 631 778 000 км (2,88 миллиарда миль) [1]
Свойства космического корабля
Производитель
Стартовая масса
  • Всего: 2 560 кг (5 640 фунтов) [2]
  • Орбитальный аппарат: 2220 кг (4890 фунтов) [2]
  • Зонд: 340 кг (750 фунтов) [2]
Сухая масса
  • Орбитальный аппарат: 1880 кг (4 140 фунтов) [2]
  • Зонд: 340 кг (750 фунтов) [2]
Масса полезной нагрузки
  • Орбитальный аппарат: 118 кг (260 фунтов) [2]
  • Зонд: 30 кг (66 фунтов) [2]
Мощность
  • Орбитальный аппарат: 570 Вт [2]
  • Зонд: 730 ватт-часов [2]
Начало миссии
Дата запуска18 октября 1989 г., 16:53:40 UTC ( 1989-10-18UTC16: 53: 40 ) 
РакетаСпейс Шаттл Атлантис
СТС-34 / ИУС
Запустить сайтКеннеди LC-39B
Поступил в сервис8 декабря 1995 г., 01:16 UTC  SCET
Конец миссии
УтилизацияКонтролируемый вход на Юпитер
Дата распада21 сентября 2003 г., 18:57:18 UTC ( 2003-09-21UTC18: 57: 19 )
Орбитальный аппарат Юпитера
Компонент космического корабляОрбитальный аппарат
Орбитальная вставка8 декабря 1995 г., 01:16 UTC SCET
Атмосферный зонд Юпитер
Компонент космического корабляЗонд
Вход в атмосферу7 декабря 1995 г., 22:04 UTC SCET
Место воздействия06 ° 05'N 04 ° 04'W / 6,083 ° с. Ш. 4,067 ° з. / 6.083; -4,067 ( Зонд Галилео )
у входа
Инструменты
SSIТвердотельный имидж-сканер
НИМСКартографирующий спектрометр в ближнем инфракрасном диапазоне
UVSУльтрафиолетовый спектрометр
PPRФотополяриметр-радиометр
DDSПодсистема детектора пыли
EPDДетектор энергичных частиц
ИКСчетчик тяжелых ионов
МАГМагнитометр
PLSПодсистема плазмы
PWSПодсистема плазменных волн
Миссия Галилео patch.png
←  Программа " Вояджер"
Кассини – Гюйгенс  →
 

Галилей был американским роботизированным космическим зондом, который изучал планету Юпитер и его спутники , а также несколько другихтел Солнечной системы . Названный в честь итальянского астронома Галилео Галилея , он состоял из орбитального аппарата и входного зонда. Он был доставлен на околоземную орбиту 18 октября 1989 года космическим кораблем " Атлантис" . Галилей прибыл к Юпитеру 7 декабря 1995 года послеоблетов Венеры и Земли с помощью гравитации и стал первым космическим кораблем,вышедшимна орбиту Юпитера.

Лаборатория Реактивного построил Галилео космический корабль и руководила Галилео программу для NASA . Западная Германия «s Messerschmitt-Bölkow-Blohm снабжала двигательный модулем. Исследовательский центр Эймса НАСА управлял атмосферным зондом, который был построен Hughes Aircraft Company . При запуске орбитальный аппарат и зонд вместе имели массу 2562 кг (5648 фунтов) и высоту 6,15 м (20,2 фута).

Космический аппарат обычно стабилизируется либо вращением вокруг фиксированной оси, либо сохранением фиксированной ориентации относительно Солнца и звезды. Галилей сделал и то, и другое. Одна секция космического корабля вращалась со скоростью 3 оборота в минуту , поддерживая стабильность Галилео и удерживая шесть инструментов, которые собирали данные со многих разных направлений, включая инструменты полей и частиц. Оперативная группа миссии использовала программное обеспечение, содержащее 650 000 строк кода в процессе проектирования орбитальной последовательности; 1 615 000 строк в расшифровке телеметрии; и 550 000 строк кода в навигации.

Развитие [ править ]

Основная статья: программа Галилео

Юпитер - самая большая планета в Солнечной системе , его масса более чем в два раза превышает массу всех остальных планет вместе взятых. [3] Рассмотрение возможности отправки зонда к Юпитеру началось еще в 1959 году. [4] Научно-консультативная группа НАСА (SAG) по миссиям во Внешнюю Солнечную систему рассмотрела требования к орбитальным аппаратам Юпитера и атмосферным зондам. Он отметил, что технология создания теплозащитного экрана для атмосферного зонда еще не существует, и оборудование для его тестирования в условиях, обнаруженных на Юпитере, будет недоступно до 1980 года. [5] Руководство НАСА назначило Лабораторию реактивного движения (JPL). в качестве головного центра проекта Jupiter Orbiter Probe (JOP). [6]JOP станет пятым космическим кораблем, посетившим Юпитер, но первым на орбите, а зонд первым войдет в его атмосферу. [7]

В цехе вертикальной обработки (VPF) Galileo подготовлен к стыковке с инерционным ускорителем верхней ступени .

В то время было принято важное решение использовать для орбитального аппарата «Юпитер » космический корабль программы «Маринер», подобный тому, который использовался для «Вояджера», а не «Пионер». Pioneer был стабилизирован вращением космического корабля со скоростью 60 об / мин , что давало 360-градусный обзор окружающей среды и не требовало системы ориентации. В отличие от этого, у Mariner была система ориентации с тремя гироскопами и двумя наборами из шести азотных реактивных двигателей. Отношение было определено со ссылкой на Солнце и Канопус , за которыми наблюдали с помощью двух основных и четырех дополнительных датчиков. Также был инерциальный эталонный блок и акселерометр.. Это позволило снимать изображения с высоким разрешением, но за эту функциональность пришлось заплатить увеличенный вес. Mariner весил 722 килограмма (1592 фунта) по сравнению с 146 килограммами (322 фунта) у Pioneer. [8]

Первым менеджером проекта стал Джон Р. Казани , возглавлявший проекты «Моряк» и «Вояджер». [9] Он запросил предложения по поводу более вдохновляющего названия для проекта, и большинство голосов досталось «Галилео» после Галилео Галилея , первого человека, увидевшего Юпитер в телескоп. Его открытие в 1610 году того, что сейчас известно как галилеевы луны, вращающиеся вокруг Юпитера, стало важным свидетельством коперниканской модели Солнечной системы. Также было отмечено, что это название было названо космическим кораблем в телешоу « Звездный путь ». Новое название было принято в феврале 1978 г. [10]

Лаборатория Реактивного построил Галилео космических аппаратов и управлял Галилео миссию НАСА. Западная Германия «s Messerschmitt-Bölkow-Blohm снабжала двигательный модулем. Исследовательский центр Эймса НАСА управлял атмосферным зондом, который был построен Hughes Aircraft Company . [2] При запуске орбитальный аппарат и зонд вместе имели массу 2562 кг (5648 фунтов) и высоту 6,15 м (20,2 фута). [2] Космические аппараты обычно стабилизируются либо вращением вокруг фиксированной оси, либо сохранением фиксированной ориентации относительно Солнца и звезды. Галилеосделал и то, и другое. Одна секция космического корабля вращалась со скоростью 3 оборота в минуту , поддерживая стабильность Галилео и удерживая шесть инструментов, которые собирали данные со многих разных направлений, включая инструменты полей и частиц. [11] Вернувшись на землю, оперативная группа миссии использовала программное обеспечение, содержащее 650 000 строк кода, в процессе проектирования орбитальной последовательности; 1 615 000 строк в расшифровке телеметрии; и 550 000 строк кода в навигации. [2] Все компоненты и запасные части космического корабля прошли не менее 2000 часов испытаний. Предполагалось, что космический корабль прослужит не менее пяти лет - достаточно, чтобы достичь Юпитера и выполнить свою миссию. [12]

19 декабря 1985 года он покинул Лабораторию реактивного движения в Пасадене, штат Калифорния , в первый этап своего путешествия - поездку в Космический центр Кеннеди во Флориде . [12] [13] Из-за катастрофы космического корабля " Челленджер " майская дата запуска не может быть уложена. [14] Миссия была перенесена на 12 октября 1989 года. Космический корабль " Галилео" будет запущен миссией STS-34 на космическом корабле " Атлантис" . [15] По мере приближения даты запуска Галилея антиядерные группы, Обеспокоено , что они воспринимаются как неприемлемый риск для безопасности общественности с плутония в Galileo «s радиоизотопные термоэлектрические генераторы (РИТЭГ) и общее назначение источник тепла (ТИОН) модулях, искали предписание суда , запрещающее Галилео » s запуск. [16] РИТЭГи были необходимы для зондов дальнего космоса, потому что они должны были летать на расстояния от Солнца, что делало использование солнечной энергии непрактичным. [17]

Запуск был отложен еще дважды: из-за неисправности контроллера главного двигателя, который вынудил перенести его на 17 октября, а затем из-за ненастной погоды, из-за которой пришлось перенести на следующий день [18], но это не было проблемой, так как окно запуска расширилось. до 21 ноября. [19] Атлантида, наконец, взлетела в 16:53:40 UTC 18 октября и вышла на орбиту 343 км (213 миль). [18] Galileo был успешно запущен в 00:15 UTC 19 октября. [14] После сгорания IUS космический корабль Galileo принял свою конфигурацию для одиночного полета и отделился от IUS в 01:06:53 UTC 19 октября. [20]Запуск был идеальным, и Галилей вскоре направился к Венере со скоростью более 14 000 км / ч (9 000 миль в час). [21] Атлантида благополучно вернулась на Землю 23 октября. [18]

Галилео «S основные компоненты

Обработка команд и данных (CDH) [ править ]

Подсистема CDH была активно резервируемой, при этом постоянно работали две параллельные системные шины данных . [22] Каждая системная шина данных (также известная как строка) состояла из одних и тех же функциональных элементов, состоящих из мультиплексоров (MUX), модулей высокого уровня (HLM), модулей низкого уровня (LLM), преобразователей мощности (ПК), большой памяти. (BUM), объемная память подсистемы управления данными (DBUM), временные цепи (TC), циклы фазовой автоподстройки частоты (PLL), кодеры Голея (GC), аппаратные декодеры команд (HCD) и критические контроллеры (CRC). [23]

Подсистема CDH отвечала за выполнение следующих функций:

  1. декодирование команд восходящего канала
  2. выполнение команд и последовательностей
  3. выполнение ответных мер защиты от сбоев на уровне системы
  4. сбор, обработка и форматирование данных телеметрии для передачи по нисходящей линии связи
  5. перемещение данных между подсистемами по системной шине данных. [24]

Космический корабль управлялся шестью микропроцессорными процессорами RCA 1802 COSMAC : четыре на стороне вращения и два на стороне удаления. Каждый процессор имел тактовую частоту около 1,6 МГц и был изготовлен из сапфира ( кремний на сапфире ), который представляет собой стойкий к радиации и статическому электричеству материал, идеально подходящий для работы космических кораблей. Этот микропроцессор был первым процессором CMOS с низким энергопотреблением , вполне сопоставимым с 8-битным 6502, который в то время встраивался в настольный компьютер Apple II . [25]

Система управления ориентацией и артикуляцией Galileo (AACSE) управлялась двумя бортовыми компьютерами Itek Advanced Technology (ATAC), построенными с использованием радиационно-стойких компьютеров 2901 . AACSE можно было перепрограммировать в полете, отправив новую программу через подсистему команд и данных. [26]

Galileo «s программное обеспечение системы управления ориентацией была написана в HAL / S Язык программирования, [27] также используется в программе Space Shuttle . [28] Объем памяти, предоставляемый каждым BUM, составлял 16 КБ ОЗУ., в то время как каждая DBUM обеспечивала 8 КБ ОЗУ. В подсистеме CDH было два BUM и два DBUM, и все они находились на вращающейся стороне космического корабля. BUM и DBUM обеспечивают хранилище для последовательностей и содержат различные буферы для данных телеметрии и обмена данными между шинами. Каждый HLM и LLM были построены на одном микропроцессоре 1802 и 32 КБ ОЗУ (для HLM) или 16 КБ ОЗУ (для LLM). Два HLM и два LLM находились на стороне вращения, а два LLM - на стороне удаления. Таким образом, общий объем памяти, доступный подсистеме CDH, составлял 176 КБ ОЗУ: 144 КБ было выделено на стороне вращения и 32 КБ на стороне удаления. [29]

Каждый HLM отвечал за следующие функции:

  1. обработка команд восходящего канала
  2. обслуживание часов космического корабля
  3. перемещение данных по системной шине данных
  4. выполнение сохраненных последовательностей (таблицы событий времени)
  5. контроль телеметрии
  6. восстановление после ошибок, включая мониторинг системы защиты от сбоев и реагирование на них. [29]

Каждый LLM отвечал за следующие функции:

  1. собирать и форматировать инженерные данные из подсистем
  2. обеспечивать возможность выдачи кодированных и дискретных команд пользователям космических аппаратов
  3. распознавать недопустимые условия на входах состояния
  4. выполнять некоторые функции защиты системы от сбоев. [29]


Двигательная установка [ править ]

Движительный модуль

Подсистема силовой установки состояла из главного двигателя 400  Н и двенадцати подруливающих устройств 10 Н, а также топливных баков, резервуаров для хранения и повышения давления и связанных трубопроводов. Подруливающие устройства 10 Н устанавливались группами по шесть на двух двухметровых стрелах. Топливо для системы было 925 кг (2039 фунтов) монометилгидразина и четырехокиси азота . Два отдельных резервуара вмещали еще 7 кг (15 фунтов) гелия под давлением. Подсистема силовой установки была разработана и построена компанией Messerschmitt-Bölkow-Blohm и предоставлена ​​Западной Германией, основным международным партнером проекта Galileo . [25]

Электроэнергия [ править ]

В то время солнечные батареи были нецелесообразны на расстоянии Юпитера от Солнца; космическому кораблю потребовалось бы как минимум 65 квадратных метров (700 квадратных футов) панелей. Химические батареи также будут чрезмерно большими из-за технологических ограничений. Решением были два радиоизотопных термоэлектрических генератора (РИТЭГ), которые питали космический корабль за счет радиоактивного распада плутония-238 . Тепло, излучаемое этим распадом, было преобразовано в электричество посредством твердотельного эффекта Зеебека . Это обеспечило надежный и долговечный источник электричества, не подверженный влиянию холода и полей высокой радиации в системе Юпитера. [25] [30]

Каждый GPHS-RTG , установленный на стреле длиной 5 метров (16 футов), нес 7,8 кг (17 фунтов)238
Пу . Каждый РИТЭГ содержал 18 отдельных модулей источников тепла, и каждый модуль заключал в себя четыре таблетки оксида плутония (IV) , керамического материала, устойчивого к разрушению. [30] Плутоний был обогащен примерно до 83,5% плутония-238. [31] Модули были разработаны, чтобы пережить ряд потенциальных аварий: взрыв или пожар ракеты-носителя, повторный вход в атмосферу с последующим столкновением с землей или водой и ситуации после столкновения. Внешнее покрытие из графита обеспечивало защиту от структурных, термических и эрозионных сред при возможном повторном входе в атмосферу Земли. Дополнительные графитовые компоненты обеспечивали защиту от ударов, а иридийОблицовка топливных элементов обеспечивала локализацию после удара. [30] РИТЭГи при запуске производили около 570 Вт. Первоначально выходная мощность уменьшалась со скоростью 0,6 Вт в месяц и составляла 493 Вт, когда Галилей прибыл на Юпитер. [32]

Инструменты [ править ]

Научные приборы для измерения полей и частиц были установлены на участке прядения корабля, вместе с основной антенной , блок питания, силовой модуль и большинство Galileo «s компьютеры и электроника управления. Шестнадцать приборов общим весом 118 кг (260 фунтов) включали датчики магнитометров , установленные на стреле длиной 11 м (36 футов), чтобы минимизировать помехи от космического корабля; плазменный прибор для определения низкоэнергетических заряженных частиц и детектора плазменной волны для изучения волн , генерируемых частицами; детектор частиц высоких энергий; и детектор космической и юпитерианской пыли. Он также нес счетчик тяжелых ионов, инженерный эксперимент по оценке потенциально опасных заряженных частиц среды, через которую пролетал космический корабль, и детектор экстремального ультрафиолета , связанный с УФ-спектрометром на платформе сканирования. [2]

Инструменты секции демонтажа включали систему камер; картографический спектрометр в ближней инфракрасной области для создания многоспектральных изображений для химического анализа атмосферы и лунной поверхности; ультрафиолетовый спектрометр для исследования газов; фотополяриметр-радиометр для измерения лучистой и отраженной энергии. Система камеры была разработана для получения изображений спутников Юпитера с разрешением 20 до 1000 раз лучше , чем Voyager «s лучше всего, потому что Галилей летел ближе к планете и ее внутренних лун, и потому , что более современные ПЗС - датчик в Galileo » s камеры было больше чувствительные и имел более широкую полосу обнаружения цвета , чем видиконы от Voyager. [2]

Раздел Despun [ править ]

Твердотельный имидж-сканер (SSI) [ править ]

Твердотельный имидж-сканер

SSI представляла собой камеру устройства с зарядовой связью (ПЗС) с разрешением 800 на 800 пикселей . Оптическая часть камеры была модифицированной запасной частью узкоугольной камеры Voyager ; Кассегрена телескоп . [33] ПЗС-матрица была защищена от излучения слоем тантала толщиной 10 мм (0,4 дюйма), окружавшим ее, за исключением тех мест, где свет проникал в систему. Для получения изображений на определенных длинах волн использовалось восьмипозиционное колесо фильтров. Затем изображения были объединены в электронном виде на Земле для получения цветных изображений. Спектральный отклик SSI находился в диапазоне примерно от 400 до 1100 нм. SSI весил 29,7 кг (65 фунтов) и потреблял в среднем 15 Вт энергии. [34] [35]

Картографирующий спектрометр в ближнем инфракрасном диапазоне (NIMS) [ править ]

Картографирующий спектрометр в ближнем инфракрасном диапазоне

Инструмент NIMS был чувствителен к 0,7-к-5.2- микрометра длины волны инфракрасного света, перекрывающий диапазон длин волн от SSI. В НИМС использовался телескоп-рефлектор с апертурой 229 мм (9 дюймов). В спектрометре использовалась решетка для рассеивания света, собираемого телескопом. Рассеянный спектр света фокусировался на детекторах индия , антимонида и кремния . NIMS весил 18 кг (40 фунтов) и потреблял в среднем 12 Вт мощности. [36] [37]

Ультрафиолетовый спектрометр / Экстремальный ультрафиолетовый спектрометр (UVS / EUV) [ редактировать ]

Ультрафиолетовый спектрометр

Кассегрена телескоп из УВСА имел 250 мм (9,8 дюйма) отверстие. Оба прибора UVS и EUV использовали линейчатую решетку для рассеивания света для спектрального анализа. Затем свет проходил через выходную щель в фотоэлектронные умножители, которые производили импульсы электронов, которые подсчитывались, а результаты отправлялись на Землю. UVS был установлен на Галилео «с платформой сканирования. EUV был установлен на секции прядения. Когда Галилей вращался, EUV наблюдал узкую полоску пространства, перпендикулярную оси вращения. Два прибора вместе весили около 9,7 кг (21 фунт) и потребляли мощность 5,9 Вт. [38] [39]

Фотополяриметр-радиометр (ППР) [ править ]

PPR имел семь радиометрических полос. Один из них не использовал никаких фильтров и наблюдал за всем приходящим излучением, как солнечным, так и тепловым. Другой диапазон пропускал только солнечное излучение. Разница между солнечно-тепловым и каналом только для солнечной энергии дала общее тепловое излучение. PPR также был измерен в пяти широкополосных каналах, охватывающих спектральный диапазон от 17 до 110 микрометров. Радиометр предоставил данные о температуре атмосферы Юпитера и спутников. Конструкция инструмента была основана на конструкции инструмента, летавшего на Pioneer Venus.космический корабль. Отражающий телескоп с апертурой 100 мм (4 дюйма) собирал свет и направлял его на серию фильтров, и оттуда измерения проводились детекторами PPR. PPR весил 5,0 кг (11,0 фунта) и потреблял около 5 Вт энергии. [40] [41]

Раздел Spun [ править ]

Подсистема детектора пыли (DDS) [ править ]

Подсистема детектора пыли

Подсистема детектора пыли (DDS) использовалась для измерения массы, электрического заряда и скорости поступающих частиц. Массы частиц пыли , что может обнаружить ДДС идти от 10 - 16 до 10 - 7 грамм. Скорость этих маленьких частиц может быть измерена в диапазоне от 1 до 70 километров в секунду (от 0,6 до 43,5 миль / с). Инструмент может измерять скорость удара от 1 частицы за 115 дней (10 мегасекунд) до 100 частиц в секунду. Такие данные использовались для определения происхождения и динамики пыли в магнитосфере . DDS весил 4,2 кг (9,3 фунта) и потреблял в среднем 5,4 Вт мощности. [42] [43]

Детектор энергетических частиц (EPD) [ править ]

Детектор энергетических частиц (EPD) был разработан для измерения количества и энергии ионов и электронов, энергия которых превышает примерно 20 кэВ (3,2 фДж). EPD может также измерять направление движения таких частиц и, в случае ионов, определять их состав (например, является ли ион кислородом или серой ). EPD использовал кремниевые твердотельные детекторы и времяпролетную детекторную систему для измерения изменений в популяции энергичных частиц на Юпитере в зависимости от положения и времени. Эти измерения помогли определить, как частицы получали свою энергию и как они переносились через магнитосферу Юпитера. EPD весил 10,5 кг (23 фунта) и потреблял в среднем 10,1 Вт мощности. [44] [45]

Счетчик тяжелых ионов (HIC) [ править ]

Счетчик тяжелых ионов

Фактически, HIC представлял собой переупакованную и обновленную версию некоторых частей запасной части системы космических лучей « Вояджер» . HIC детектировал тяжелые ионы, используя стопки пластин монокристаллического кремния. HIC может измерять тяжелые ионы с энергиями от 6 МэВ (1 пДж) до 200 МэВ (32 пДж) на нуклон. Этот диапазон включал все атомарные вещества от углерода до никеля . HIC и EUV имели общий канал связи и, следовательно, им приходилось делить время для наблюдений. HIC весил 8,0 кг (17,6 фунта) и потреблял в среднем 2,8 Вт мощности. [46] [47]

Магнитометр (MAG) [ править ]

Магнитометр

Магнитометр (MAG) используется два набора трех датчиков. Три датчика позволяли измерять три ортогональных компонента магнитного поля . Один комплект был расположен на конце стрелы магнитометра и в этом положении был примерно в 11 м (36 футов) от оси вращения космического корабля. Второй набор, предназначенный для обнаружения более сильных полей, находился на расстоянии 6,7 м (22 фута) от оси вращения. Стрела использовалась для удаления МАГ в непосредственной близости от Галилео.минимизировать магнитные эффекты от космического корабля. Однако не все эти эффекты можно было устранить, отодвинув инструмент. Вращение космического корабля использовалось для отделения естественных магнитных полей от инженерных полей. Другой источник потенциальной ошибки в измерениях - изгиб и скручивание длинной стрелы магнитометра. Для учета этих движений на космическом корабле была жестко установлена ​​калибровочная катушка для создания эталонного магнитного поля во время калибровок. Магнитное поле на поверхности Земли имеет напряженность около 50 000  нТл.. На Юпитере набор внешних (11 м) датчиков мог измерять напряженность магнитного поля в диапазоне от ± 32 до ± 512 нТл, в то время как встроенный (6,7 м) набор был активен в диапазоне от ± 512 до ± 16 384 нТл. Эксперимент MAG весил 7,0 кг (15,4 фунта) и потреблял 3,9 Вт мощности. [48] [49]

Подсистема плазмы (PLS) [ править ]

Подсистема плазменных волн

PLS использовал семь полей зрения для сбора заряженных частиц для анализа энергии и массы. Эти поля зрения покрывали большинство углов от 0 до 180 градусов, расходясь веером от оси вращения. При вращении космического корабля каждое поле обзора проходило через полный круг. PLS измерял частицы в диапазоне энергий от 0,9 до 52 000  эВ (от 0,14 до 8 300  аДж ). PLS весил 13,2 кг (29 фунтов) и потреблял в среднем 10,7 Вт мощности. [50] [51]

Подсистема плазменных волн (PWS) [ править ]

Электродипольная антенна использовалась для изучения электрических полей плазмы , а две магнитные антенны поисковой катушки изучали магнитные поля. Электродипольная антенна была установлена ​​на конце штанги магнитометра. Магнитные антенны поисковой катушки устанавливались на антенный фидер с большим усилением. Практически одновременные измерения спектра электрического и магнитного поля позволили отличить электростатические волны от электромагнитных волн . PWS весил 7,1 кг (16 фунтов) и потреблял в среднем 9,8 Вт. [52] [53]

Зонд входа " Галилео" [ править ]

Входной зонд Galileo
Схема приборов и подсистем датчика входа в атмосферу
Тип миссииПосадочный  / атмосферный зонд
ОператорНАСА
COSPAR ID1989-084E
Свойства космического корабля
ПроизводительHughes Aircraft Company
BOL масса340 кг (750 фунтов)
Начало миссии
Дата запуска18 октября 1989 г. ( 1989-10-18 )
РакетаSTS-34 совмещает с орбитальным аппаратом Galileo
Запустить сайтКосмический центр Кеннеди, стартовый комплекс 39B
 
Модуль внутреннего спуска зонда входа Galileo

Атмосферный зонд был построен компанией Hughes Aircraft Company на ее заводе в Эль-Сегундо, Калифорния . [54] [55] Он весил 339 килограммов (747 фунтов) и был 86 сантиметров (34 дюйма) в высоту. [2] Внутри теплового экрана зонда научные инструменты были защищены от экстремального тепла и давления во время его высокоскоростного путешествия в атмосферу Юпитера со скоростью 48 километров в секунду (110 000 миль в час). [56] НАСА построило специальную лабораторию Giant Planet Facility, чтобы моделировать тепловую нагрузку, которая была похожа на конвективный и радиационный нагрев, испытываемый боеголовкой межконтинентальной баллистической ракеты, возвращающейся в атмосферу. [57] [58]

Батареи [ править ]

Электроника зонда питалась от 13 литиевых батарей с диоксидом серы, произведенных компанией Honeywell 's Power Sources Center в Хоршаме, штат Пенсильвания . Каждая ячейка была размером с батарею D, поэтому можно было использовать существующие производственные инструменты. [59] [60] Они обеспечивали номинальную выходную мощность около 7,2 ампер-часов при минимальном напряжении 28,05 вольт. [61]

Научные инструменты [ править ]

Зонд включал семь инструментов для сбора данных о его падении на Юпитер: [62] [63]

Научные инструменты
ИнструментФункцияМассаПотребляемая мощностьЧастный следовательОрганизации
Инструмент структуры атмосферыИзмерение температуры, давления и замедления4,1 кг (9,0 фунта)6,3 ВтЭлвин СейффИсследовательский центр Эймса и Фонд государственного университета Сан-Хосе
Нейтральный масс-спектрометрАнализируйте газовый состав атмосферы.13 кг (29 фунтов)29 ВтХассо НиманнЦентр космических полетов Годдарда
Детектор содержания гелияИнтерферометр поддерживая исследования состава атмосферы1,4 кг (3,1 фунта)1,1 ВтУльф фон ЗанБоннский университет , Университет Ростока
НефелометрМестоположение облаков и наблюдения за частицами облаков4,8 кг (11 фунтов)14 ВтБорис РэджентИсследовательский центр Эймса и Фонд государственного университета Сан-Хосе
Радиометр нетто-потокаИзмерение разницы между направленным вверх и вниз лучистым потоком на каждой высоте3,0 кг (6,6 фунта)7,0 ВтЛ. СромовскийУниверситет Висконсина
Детектор молний и радиоизлучений и прибор для измерения энергии частицИзмерение света и радиоизлучения, связанного с молнией, а также потоков протонов , электронов , альфа-частиц и тяжелых ионов.2,7 кг (6,0 фунта)2.3 ВтЛуи ЛанзероттиBell Laboratories , Университет Флориды и Федеративной Республики Германии
РадиооборудованиеИзмерение скорости ветра и атмосферного поглощенияДэвид АткинсонУниверситет Айдахо

Кроме того, тепловой экран зонда содержал приборы для измерения абляции во время спуска. [64]

Имена [ править ]

У Galileo Probe коспар ID 1989-084E, а у орбитального аппарата - 1989-084B. [65] Названия космического корабля включают « Зонд Галилео» или « Зонд входа Юпитера», сокращенно JEP. [66]

Соответствующие идентификаторы COSPAR миссии Galileo: [67]

  • 1989-084А СТС 34
  • 1989-084B Галилео
  • 1989-084C IUS (Orbus 21)
  • 1989-084D IUS (Orbus 6E)
  • 1989-084E Зонд Галилео

Заметки [ править ]

  1. ^ «Последний день на Галилее - воскресенье, 21 сентября 2003 г.» . НАСА / Лаборатория реактивного движения через Spaceref.com . 19 сентября 2003 . Проверено 18 декабря 2016 года .
  2. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q r s "Прибытие Галилея на Юпитер" (PDF) (Пресс-кит). НАСА / Лаборатория реактивного движения. Декабрь 1995 г.
  3. ^ "В глубине | Юпитер" . НАСА Исследование Солнечной системы . Проверено 27 октября, 2020 .
  4. Перейти ↑ Meltzer 2007 , pp. 9-10.
  5. Перейти ↑ Meltzer 2007 , pp. 29-30.
  6. Перейти ↑ Meltzer 2007 , pp. 32-33.
  7. Перейти ↑ Dawson & Bowles 2004 , pp. 190–191.
  8. Перейти ↑ Meltzer 2007 , pp. 30-32.
  9. ^ «50-летние мужчины и женщины НАСА» . НАСА . Проверено 28 октября, 2020 .
  10. Перейти ↑ Meltzer 2007 , p. 38.
  11. ^ "Галилей в глубине" . НАСА . Проверено 6 декабря 2020 года .
  12. ^ а б Мельцер 2007 , стр. 68–69.
  13. ^ Beyer, O'Connor & Mudgway 1992 .
  14. ^ a b Мельцер 2007 , стр. 78.
  15. ↑ Карр, Джеффри (10 ноября 1988 г.). «Названы четыре новых экипажа челнока (СТС-32, СТС-33, СТС-34, СТС-35)» (PDF) (пресс-релиз). НАСА. 88-049 . Проверено 5 ноября 2020 года .
  16. ^ Броуд, Уильям Дж. (10 октября 1989 г.). «Группы протестуют против использования плутония на Галилео» . Нью-Йорк Таймс . Проверено 4 ноября 2020 года .
  17. ↑ Саган, Карл (9 октября 1989 г.). «Галилео: запускать или не запускать?» . Проверено 4 ноября 2020 года .
  18. ^ a b c "Архив миссии: STS-34" . НАСА. 18 февраля 2010 . Проверено 7 января 2017 года .
  19. ↑ Сойер, Кэти (17 октября 1989 г.). "Галилео старт близок" . Вашингтон Пост . Проверено 5 ноября 2020 года .
  20. ^ "PDS: Информация о миссии" . НАСА . Проверено 9 ноября 2020 года .
  21. ^ "Галилей путешествует 292 500 миль к Венере" . Вашингтон Пост . Проверено 5 ноября 2020 года .
  22. ^ Siewiorek & Swarz 1998 , стр. 683.
  23. ^ Tomayko 1988 , стр. 198-199.
  24. ^ Tomayko 1988 , стр. 193-198.
  25. ^ a b c "Галилео Инжиниринг" . RESA. Архивировано из оригинального 13 июня 2008 года.
  26. ^ Tomayko 1988 , стр. 198-201.
  27. ^ Tomayko 1988 , стр. 199.
  28. ^ Tomayko 1988 , стр. 110.
  29. ^ Б с Tomayko 1988 , стр. 190-198.
  30. ^ a b c "Что в РИТЭГе?" . НАСА. Архивировано из оригинала на 11 апреля 2010 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  31. ↑ Bennett, Hemler & Schock 1994 , стр. 4.
  32. Перейти ↑ Taylor, Cheung & Seo, 2002 , p. 86.
  33. ^ "Твердотельное изображение (SSI)" . НАСА . Проверено 19 ноября 2020 года .
  34. ^ "SSI - твердотельное изображение" . НАСА. Архивировано из оригинала на 1 июля 2010 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  35. ^ «SSI Imaging Team» . НАСА. Архивировано из оригинала 2 августа 2009 года.
  36. ^ "NIMS - ближний инфракрасный картографический спектрометр" . НАСА. Архивировано из оригинального 28 мая 2010 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  37. ^ "NIMS Team" . UCLA. Архивировано из оригинального 10 -го октября 1999 года.
  38. ^ "EUVS - экстремальный ультрафиолетовый спектрометр" . НАСА. Архивировано из оригинала на 5 июня 2010 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  39. ^ "Команда EUV" . Колорадский университет в Боулдере. Архивировано из оригинального 14 августа 2020 года.
  40. ^ "ППР - Фотополяриметр-Радиометр" . НАСА. Архивировано из оригинального 14 июня 2010 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  41. ^ "Команда PPR" . Обсерватория Лоуэлла. Архивировано из оригинала 21 июля 2004 года.
  42. ^ "DDS - Подсистема детектора пыли" . НАСА. Архивировано из оригинального 19 июня 2020 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  43. ^ «Космическая пыль: посланники из дальних миров» . Высокоэнергетическая стереоскопическая система. Архивировано из оригинального 10 февраля 2007 года . Проверено 10 декабря 2012 года . DSI через Штутгартский университет
  44. ^ "EPD - Детектор энергичных частиц" . НАСА. Архивировано из оригинального 21 июня 2020 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  45. ^ "Галилео EPD" . Лаборатория прикладной физики Университета Джона Хопкинса . Проверено 5 декабря 2020 года .
  46. ^ "HIC - Счетчик тяжелых ионов" . НАСА. Архивировано из оригинального 2 -го июля 2010 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  47. ^ «Команда HIC» . Калтех . Проверено 5 декабря 2020 года .
  48. ^ "МАГ - Магнитометр" . НАСА. Архивировано из оригинального 18 февраля 2020 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  49. ^ "Команда МАГ" . UCLA. Архивировано из оригинала 21 июля 2004 года.
  50. ^ "PLS - плазменная подсистема" . НАСА. Архивировано из оригинального 21 июня 2010 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  51. ^ "Команда PLS" . Университет Айовы. Архивировано из оригинального 10 февраля 2007 года..
  52. ^ "PWS - Подсистема плазменных волн" . НАСА. Архивировано из оригинала на 11 декабря 2009 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  53. ^ "Galileo PWS" . Университет Айовы . Проверено 5 декабря 2020 года .
  54. ^ "Пресс-релиз и реклама Hughes Science / Scope" . Flightglobal. Архивировано из оригинального 12 января 2012 года . Проверено 15 мая 2011 года .
  55. ^ «Галилей прибывает в Космический центр Кеннеди» (пресс-релиз). НАСА. 17 мая 1989 г. 1989–1242 гг . Проверено 6 марта 2021 года .
  56. ^ Исбелл, Дуглас; Морс, Дэвид (22 января 1996 г.). "Результаты исследования зонда Галилео" . JPL . Проверено 4 марта 2016 года .
  57. ^ Лауб & Venkatapathy 2003 , стр. 1-9.
  58. ↑ Бернард Лауб (19 октября 2004 г.). «Разработка новых систем абляционной термозащиты (СПЗ)» . Исследовательский центр НАСА Эймса. Архивировано из оригинального 19 октября 2006 года . Проверено 12 декабря 2006 года .
  59. Перейти ↑ Meltzer 2007 , p. 118.
  60. ^ Hofland, Stofel & Taenaka 1996 , стр. 9.
  61. ^ Blagdon 1980 , стр. 83.
  62. Перейти ↑ Meltzer 2007 , p. 122.
  63. ^ «НАСА - NSSDC - Эксперимент - Результаты запроса» . НАСА. Архивировано из оригинала на 18 января 2009 года.
  64. ^ Милош 1997 , стр. 705-713.
  65. ^ Badescu & Zacny 2018 , стр. 836.
  66. ^ Риттер и др. 2006 , стр. 6.
  67. ^ "Космический запуск 1989-084" . Knihovna Akademie věd ČR . Проверено 3 декабря 2018 года .

Ссылки [ править ]

  • Бадеску, Виорел; Закны, Крис (2018). Внешняя Солнечная система: перспективные энергетические и материальные ресурсы . Springer. ISBN 978-3-319-73845-1. OCLC  1042249198 .
  • Благдон, Л. (1980). «Галилео Литий SO 2 ». Мастерская по производству батарей Центра космических полетов им. Годдарда 1979 г. (PDF) . Центр космических полетов Годдарда: НАСА. С. 83–95 . Проверено 7 марта 2021 года .
  • Бейер, ЧП; О'Коннор, RC; Мадгуэй, ди-джей (15 мая 1992 г.). «Ранний круиз Галилея, включая Венеру, Первую Землю и встречи с Гаспрой» (PDF) . Отчет о телекоммуникациях и сборе данных : 265–281. Отчет о ходе работы ТДА 42-109 . Проверено 6 марта 2021 года .
  • Беннетт, Гэри Л .; Хемлер, Ричард Дж .; Шок, Альфред (9–14 октября 1994 г.). Разработка и использование источников энергии Galileo и Ulysses . 45-й Конгресс Международной астронавтической федерации. Иерусалим, Израиль . Проверено 7 декабря 2020 года .
  • Доусон, Вирджиния; Боулз, Марк (2004). Укрощение жидкого водорода: ракета-носитель "Кентавр" (PDF) . Серия истории НАСА. Вашингтон, округ Колумбия: НАСА. СП-4230 . Проверено 1 октября 2020 года .
  • Хофланд, Л. М.; Stofel, EJ; Taenaka, РК (1996). «Тестирование срока службы элементов из диоксида лития-серы с зондом Galileo». Труды 11-й Ежегодной конференции по аккумуляторам по приложениям и достижениям . Лонг-Бич, Калифорния. С. 9–14. DOI : 10.1109 / BCAA.1996.484963 .
  • Laub, B .; Venkatapathy, E. (6–9 октября 2003 г.). «Технологии системы тепловой защиты и потребности оборудования для будущих миссий на планете». Международный семинар по анализу траектории входа в атмосферу и спуска планетарного зонда и науке (PDF) . Лиссабон, Португалия: Университет Айдахо. С. 1–9. Архивировано из оригинального (PDF) 8 января 2007 года . Проверено 12 декабря 2006 года .
  • Мельцер, Майкл (2007). Миссия на Юпитер: История о Галилео проекте (PDF) . Серия истории НАСА. Вашингтон, округ Колумбия: НАСА. OCLC  124150579 . СП-4231 . Проверено 19 января 2021 года .
  • Милош, Фрэнк С. (1997). "Эксперимент по абляции теплового экрана зонда Галилео" . Журнал космических аппаратов и ракет . 34 (6): 705–713. Bibcode : 1997JSpRo..34..705M . DOI : 10.2514 / 2.3293 . ISSN  1533-6794 .
  • Риттер, H .; Mazoue, F .; Santovincenzo, A .; Ацей, А. (2006). «Технико-экономическое обоснование датчика входа в Юпитер, подготовленное командой ESTEC CDF: оценка теплового потока и определение TPS». Системы тепловой защиты и горячие конструкции . 631 : 6.
  • Сиддики, Асиф А. (2018). За пределами Земли: Хроника исследования глубокого космоса, 1958–2016 (PDF) . Серия истории НАСА (второе изд.). Вашингтон, округ Колумбия: Офис программы истории НАСА. ISBN 978-1-62683-042-4. LCCN  2017059404 . СП-4041 . Проверено 29 октября, 2020 .
  • Севиорек, Даниэль; Сварц, Роберт С. (1998). Надежные компьютерные системы . Натик, Массачусетс: А. К. Питерс. ISBN 1-56881-092-X. OCLC  245700546 .
  • Тейлор, Джим; Cheung, Kar-Ming; Со, Донгэ (июль 2002 г.). Галилео Телекоммуникации (PDF) . Серия DESCANSO «Обзор дизайна и производительности». Вашингтон, округ Колумбия: НАСА . Проверено 15 ноября 2020 года .
  • Томайко, Джеймс Э. (март 1988 г.). Компьютеры в космическом полете: опыт НАСА (PDF) (Отчет). Управление истории НАСА . Проверено 29 октября, 2020 .

См. Также [ править ]

  • Список космических аппаратов с питанием от неперезаряжаемых батарей

Внешние ссылки [ править ]

  • Сайт миссии Галилео от NASA Solar System Exploration
  • Унаследованный сайт Галилео от NASA Solar System Exploration
  • Мозаики спутниковых изображений Галилео от Университета штата Аризона
  • Альбом изображений Галилео Кевина М. Гилла
  • Отчет о результатах раннего зондирования
  • Зонд Галилео Скоординированный архив данных космической науки НАСА