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Deutschland-Rundspruch des DARC e.V.

Der wöchentliche Deutschland-Rundspruch des DARC e. V. als Podcast Deutschland-Rundspruch des DARC e.V.
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NOAA POES Series - 5th Generation

Die POES (Polar Orbiting Environmental Satellites) Serie der NOAA ist ein gemeinsames Projekt der NASA (National Aeronautics and Space Administration), der NOAA (National Oceanic and Atmospheric Administration) sowie internationaler Partner in Europa, darunter die EUMETSAT (European Organisation for the Exploitation of Meteorological Satellites) und Organisationen in Frankreich, Kanada und dem Vereinigten Königreich. Der Start von NOAA-15 im Mai 1998 markierte den Beginn der fünften Generation der POES, die aus fünf polarumlaufenden Satelliten besteht. Die Serie zielt darauf ab, die Ziele globaler Messungen und Bilder, globaler und regionaler Oberflächen- und hydrologischer Beobachtungen, der Bereitstellung von Direktempfangsdiensten, Datenkollokation und S&R (Search and Rescue) sowie Beobachtungen des Weltraumumfelds und der Ozonschicht zu erreichen.

 

Overview

Missionstyp:

EO

 

Agentur:

NOAA

 

Missionstatus:

Mission abgeschlossen, Betriebsbereit (verlängert), Betriebsbereit (nominal)

Startdatum:

23. Januar 1970

 

Enddatum des Lebenszyklus:

01. Oktober 2024

 

Messbereich:

Atmosphäre, Ozean, Land, Gravitations- und Magnetfelder, Schnee & Eis

 

Messkategorie:

Wolkenart, -menge und -oberflächentemperatur, Flüssigwasser- und Niederschlagsrate, Atmosphärische Temperaturfelder, Eigenschaften und Profile von Wolkenpartikeln, Aerosole, Mehrzweckbilder (Ozean), Strahlungshaushalt, Mehrzweckbilder (Land), Oberflächentemperatur (Land), Vegetation, Albedo und Reflexion, Gravitation, Magnetische und Geodynamische Messungen, Oberflächentemperatur (Ozean), Atmosphärische Feuchtefelder, Ozon, Spurengase (ausschließlich Ozon), Meereisbedeckung, -rand und -dicke, Bodenfeuchte, Schneebedeckung, -rand und -tiefe, Ozeanische Windgeschwindigkeiten, Atmosphärische Winde

 

Detaillierte Messungen:

Wolkenobergrenze, Niederschlagsprofil (flüssig oder fest), Ozeanbilder und Spektralstrahlung, Absorptionsoptische Dicke von Aerosolen (Säule/Profil), Wolkenbedeckung, Niederschlagsintensität an der Oberfläche (flüssig oder fest), Optische Dicke von Aerosolen (Säule/Profil), Wolkenart, Wolkenbilder, Flüssigwasser in Wolken (Säule/Profil), Bilder der Landoberfläche, Einfallende kurzwellige Strahlung an der oberen Atmosphäre, Einfallende langwellige Strahlung an der oberen Atmosphäre, Effektiver Radius von Aerosolen (Säule/Profil), Anteil der von der Erde reflektierten kurzwellige Strahlung, Atmosphärische spezifische Feuchte (Säule/Profil), O3-Molfraktion, Atmosphärische Temperatur (Säule/Profil), Oberflächentemperatur des Landes, Oberflächentemperatur des Meeres, Meereisbedeckung, Schneebedeckung, Bodenfeuchte an der Oberfläche, Windgeschwindigkeit über der Meeresoberfläche (horizontal), Wolkenoberflächentemperatur, Normalisierter Differenzieller Vegetationsindex (NDVI), Schneewasseräquivalent, Windprofil (horizontal), Meereisdicke, Vulkanischer Asche, Anteil des absorbierten PAR (FAPAR), CO2-Molfraktion, Höhe der Tropopause, Gesamtelektronengehalt (TEC), Temperatur der Tropopause, Einfallende kurzwellige Strahlung an der Erdoberfläche, Emissivität der langwelligen Erdoberfläche, Emissivität der langwelligen Wolken

 

Instrumente:

ERBE, LRIT, A-DCS4, SEM (POES), AMSU-A, VHRR, AVHRR/2, APT, AVHRR/3, AVHRR/1, FPR, AMSU-B, A-DCS3, S&R (NOAA), SPM, Argos, TOVS (HIRS/2 + MSU + SSU), NOAA Comms, ATOVS (HIRS/3 + AMSU + AVHRR/3), MHS, EHIC, SR, SEM/TED, VTPR, HIRS/2, HIRS/3, MSU, HIRS/4, SEM/MEPED, SSU, AVCS, MAXIE, SBUV/2

 

Instrumententyp:

Bildgebende multispektrale Radiometer (sichtbar/IR), Strahlungshaushaltsradiometer der Erde, Weltraumumgebung, Andere, Atmosphärenchemie, Kommunikation, Datensammlung, Atmosphärische Temperatur- und Feuchtesonden, In-situ

 

CEOS EO Handbuch:

Siehe NOAA POES-Serie - Zusammenfassung der 5. Generation

 

Related Resources

NOAA POES Data Access: ESA Third Party Missions

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NOAA POES Satellite (Image credit: NOAA)

 

Summary

Mission Capabilities

Jede Mission der fünften Generation der POES-Serie trägt bis zu sieben verschiedene Instrumente. Dazu gehören AVHRR-3 (Advanced Very High Resolution Radiometer), ein Radiometer mit sechs Kanälen, das Mehrzweck-Tages- und Nachtbilder sammelt, HIRS-3 (High Resolution Infrared Sounder), ein Filterradiometer mit dem Ziel, Temperaturprofile, Feuchtigkeitsgehalt, Wolkenhöhe und Oberflächenalbedo zu messen, AMSU (Advanced Microwave Sounding Unit), eine Serie von drei Mikrowellenradiometern, AMSU-A1, -A2 und -B, die globale Temperatur- und Feuchtigkeitsprofile liefern sollen, und MHS (Microwave Humidity Sounder), ein fünfkanaliges selbstkalibrierendes, total leistungsfähiges, mikrowellenscannendes Radiometer, das Feuchtigkeitsprofilierungsfähigkeiten bietet. Die POES-Satelliten der fünften Generation tragen auch SBUV-2 (Solar Backscatter Ultraviolet Radiometer), ein UV-Spektro-Radiometer zur Messung von Ozonprofilen und Rückstreuung, SEM-2 (Space Environment Monitor-2), ein mehrkanaliger geladener Teilchenspektrometer, das die Population der Van-Allen-Strahlungsgürtel der Erde misst, sowie die Teilchenphänomene, die durch solare Aktivität verursacht werden, sowie SARSAT (Search and Rescue Satellite Aided Tracking), Teil eines internationalen kooperativen satellitengestützten Radiolokationssystems (COSPAS-SARSAT).

 

Die fünfte Generation der POES-Serie besteht aus NOAA-15, -16, -17, -18 und -19, von denen NOAA-15, -18 und -19 bis September 2022 noch in Betrieb sind. NOAA-15 trägt AMSU, AVHRR-3, HIRS-3, SARSAT und SEM-2, während NOAA-18 und -19 AMSU, AVHRR-3, HIRS-3, SARSAT, SEM-2, MHS und SBUV-2 tragen.

 

Leistungsspezifikationen

Die POES-Serie hat über ihre acht Instrumente eine räumliche Auflösung von 16 km (AMSU-B) bis maximal 20,3 km (HIRS-3), eine Schwadbreite von 2100 km (AMSU-A1/2) bis 2900 km (AVHRR-3) und ein Sichtfeld (Field of View, FOV) von 1,3° (HIRS-3) bis ±55,37° (AVHRR-3). Die Serie bietet auch zweimal täglich eine vollständige globale Abdeckung mit AMSU-B.

 

Die NOAA-POES-Satelliten der Serie operieren alle in sonnensynchronen kreisförmigen Umlaufbahnen mit Umlaufhöhen von 813 km (NOAA-15), 833 km (NOAA-17), 870 km (NOAA-16, -18, -19) und Neigungen von 98,6° (NOAA-15), 98,8° (NOAA-16) und 98,75° (NOAA-17, -18, -19).

 

Weltraum- und Hardwarekomponenten

Die Satelliten der fünften Generation der NOAA POES-Serie nutzen identische Raumfahrzeugbusse, hergestellt von LMSSC (Lockheed Martin Space Systems Company), bestehend aus vier Hauptbaugruppen: IMP (Instrument Mounting Platform), EBM (Equipment Support Module), RCE (Reaction Control Equipment) und SA (Solar Array). Der Bus hat Abmessungen von 4,18 m Länge, 1,88 m Durchmesser und insgesamt 7,4 m Länge, einschließlich der Solarflügel, bei einer Startmasse von 2232 kg. Der Bus trägt auch das ADCS (Attitude Determination and Control Subsystem), RCS (Reaction Control Subsystem) und das CCS (Command and Control Subsystem), die die Steuerung und Führung in der Umlaufbahn über Reaktionsräder sowie Erde-, Sonnen- und inertiale Referenzsensoren bereitstellen. Die Datenverarbeitung an Bord erfolgt durch Kombinationen von bis zu fünf 0,9 Gbit DTRs (Digital Tape Recorder) und bis zu drei 2,7 Gbit SSRs (Solid State Recorder).

NOAA POES Series - 5th Generation Satellites

Die 5. Generation der POES-Serie (Polar Orbiting Environmental Satellites) begann mit NOAA-K (NOAA-15), die am 13. Mai 1998 von VAFB, Kalifornien, mit einer Titan-II-Rakete in eine Morgen-Umlaufbahn gestartet wurde, um den gealterten NOAA-12-Satelliten zu ersetzen. Die Gesamtziele der POES-Serie sind:

 

- Bereitstellung eines unterbrechungsfreien Stroms globaler Umweltinformationen zur Unterstützung operationeller Anforderungen für:

  - Globale Messungen

  - Globale Bilder

  - Globale und regionale Oberflächen- und hydrologische Beobachtungen

  - Dienstleistungen für direkte Datenabfrage, Datenkollokation und Suche und Rettung (Search and Rescue)

  - Beobachtungen der Weltraumumgebung und des Ozons

- Aufbau von Langzeitdatensätzen für die Überwachung des Klimas und Vorhersagen von Veränderungen

 

Hintergrund: Das POES-Programm ist eine kooperative Anstrengung zwischen NASA, NOAA (National Oceanic and Atmospheric Administration) und ihren internationalen Partnern: Frankreich (CNES), Kanada, dem Vereinigten Königreich (UK) und EUMETSAT. Die NASA/GSFC (Goddard Space Flight Center) ist für Bau, Integration und Start der NOAA-Satelliten und Instrumente verantwortlich, während NOAA für den Betrieb aller Raumfahrzeuge, Datenempfang, Archivierung und Verteilung zuständig ist.

 

Gemäß NOAA-Konvention werden alle Satelliten vor dem Erreichen der Umlaufbahn mit einem Buchstaben bezeichnet. Der Buchstabenname wird nach Erreichen der Umlaufbahn in eine Nummer umgewandelt. Zum Beispiel wurde NOAA-M, der am 24. Juni 2002 gestartet wurde, nach Erreichen seiner sonnensynchronen niedrigen Erdumlaufbahn als NOAA-17 neu bezeichnet.

 

Tabelle 1: Übersicht über die US-amerikanischen polarmeteorologischen Programme

 

  • 1. Generation: 1960 - 1965    TIROS-Serie [TIROS-1 (1960) bis TIROS-10 (1965)]
  • 2. Generation: 1966 - 1969    TOS (TIROS Operational System) Serie als vorläufige Bezeichnung vor dem Start. Die In-Orbit-Satellitenbezeichnung lautete ESSA [ESSA-1 (1966) bis ESSA-9 (1969)], nach der Betreiberbehörde des Raumfahrzeugs.
  • 3. Generation: 1970 - 1976    ITOS (Improved TIROS Operational System) Serie als vorläufige Bezeichnung vor dem Start. Die In-Orbit-Satellitenbezeichnung lautete NOAA [NOAA-1 (1970) bis NOAA-5 (1976)]
  • 4. Generation: 1978 - 1994    ATN [Advanced TIROS-N) Serie. Nach TIROS-N (1978) änderte sich die vorläufige Bezeichnung vor dem Start zu NOAA-A (der entsprechende Betriebsname war NOAA-6). Die vorläufige Buchstabenbezeichnung wurde beibehalten. NOAA-14 war das letzte Raumfahrzeug.
  • 5. Generation: 1998 - 2009    NOAA-15 und -16 (Start am 13. Mai 1998 bzw. am 21. September 2000, früher NOAA-K und -L), NOAA-M (NOAA-17, Start am 24. Juni 2002), NOAA-N (NOAA-18, Start am 20. Mai 2005), NOAA-N' (NOAA-19, Start am 6. Februar 2009)

 

Tabelle 2: Tatsächliche und geplante Starttermine der POES-Serie und MetOp-Serie S/C

 

Raumfahrzeug

Umlaufbahn

Start oder geplanter Start

NOAA-15 (K vor dem Start)

Morgen-Umlaufbahn (7:30)

13. Mai 1998

NOAA-16 (L vor dem Start)

Nachmittags-Umlaufbahn

21. Sept. 2000

NOAA-17 (M vor dem Start)

Morgen-Umlaufbahn (10:00 Änderung!!)

24. Juni 2002 mit Titan-2-Rakete

NOAA-18 (N vor dem Start)

Nachmittags-Umlaufbahn

20. Mai 2005 mit Delta-2-Rakete

MetOp-A

Morgen-Umlaufbahn

19. Okt. 2006 mit Soyuz-Rakete

NOAA-19 (N' vor dem Start)

Nachmittags-Umlaufbahn

6. Feb. 2009 mit Delta-2-Rakete

MetOp-B

Morgen-Umlaufbahn

17. Sept. 2012 mit Soyuz-Rakete


 

 

 

Figure 1: Overview of operational and extended lifetimes of the TIROS satellites (image credit: NOAA) 1)

Figure 1: Overview of operational and extended lifetimes of the TIROS satellites (image credit: NOAA)




 

Die Raumfahrzeuge

 

K, L und M, entwickelt und gebaut von LMSSC (Lockheed Martin Space Systems Company), weisen signifikante Veränderungen im Vergleich zu den vorherigen Satelliten der 4. Generation hinsichtlich des Raumfahrzeugdesigns und der Nutzlast auf. Die Struktur des Raumfahrzeugs besteht aus vier Baugruppen: IMP (Instrument Mounting Platform), EBM (Equipment Support Module), RCE (Reaction Control Equipment), RCS (Reaction Support Structure) und der SA (Solar Array) Baugruppe. Um den erhöhten Leistungsanforderungen neuer Instrumente gerecht zu werden, wurden zwei zusätzliche Solarmodule hinzugefügt, wodurch die Leistung des Solargenerators um etwa 45% gesteigert wurde. Die Batterien, die Tankkapazität für den Antrieb, die Größe der Reaktionsräder und der magnetischen Spulen, die für die Entladung von Schwungmoment und die Lageregelung verwendet werden, wurden ebenfalls in ihrer Kapazität erhöht. Die Struktur des Raumfahrzeugs wurde hauptsächlich verstärkt, um die schwereren AMSU-Instrumente zu tragen und die Traglastreserven der Trägerrakete zu verbessern. Mehrere Antennen wurden umplatziert und/oder mit neuen Materialien und Verfahren hergestellt, um die Leistung zu verbessern. Der Arbeitsspeicher des Flugcomputers wurde verdoppelt und die Flugsoftware wurde angepasst, um neuen Anforderungen gerecht zu werden.

 

Figure 2: The POES spacecraft series (image credit: NOAA)

Figure 2: The POES spacecraft series (image credit: NOAA)

 

Das ADACS (Attitude Determination and Control Subsystem) übernimmt in Verbindung mit RCS (Reaction Control Subsystem) und CCS (Command and Control Subsystem) die Funktionen der Lageregelung und Aufstiegsführung im Orbit. Es handelt sich um ein Nullimpuls-System, das aus Reaktionsrädern sowie Erde-, Sonnen- und inertialen Referenzsensoren besteht. Im Lageregelungsmodus des Subsystems stellen der Earth Sensor Assembly (ESA) und der Sonnensensor gemeinsam mit den Raten, die aus dem IMU (Roll, Nick und Gier) abgeleitet sind, die primäre Lagereferenz bereit. Die Aktuierung erfolgt durch Reaktionsräder und Kaltgastriebwerke. Die Lagengenauigkeit beträgt 0,2º, die Kenntnis beträgt 0,1º in der Nachbearbeitung. Die Lagenermittlung mit einer 3σ-Abweichung von >0,14º erfolgt an Bord des Satelliten.

 

Figure 3: Simplified block diagram of ADACS (image credit: NOAA)

Figure 3: Simplified block diagram of ADACS (image credit: NOAA)

 

Tabelle 3:

 

Satelliten-Umlaufbahn

Sonnensynchron kreisförmig, Höhe = 833±19 km oder 870±19 km, Neigung = 98,7º (rückläufig)

S/C Abmessungen (Hauptkörper)

Länge 4,18 m, Durchmesser 1,88 m, Gesamtlänge = 7,4 m

S/C Masse

1479 kg in der Umlaufbahn, 2232 kg beim Start (756 kg Treibstoff)

S/C Leistung (Solararray)

Mindestens 833 W, Array-Größe: 2,73 m x 6,14 m (16,76 m2)

Datenrekorder an Bord

5 DTR (Digital Tape Recorder) mit je einer Kapazität von 0,9 Gbit. Auf NOAA-M (1 SSR, 4 DTR), sowie auf NOAA-N und NOAA-N' werden Solid-State Recorders (SSR) eingesetzt, jeweils mit 3 SSRs und einer Kapazität von 2,7 Gbit

AKM (Apogee Kick Motor)

Star 37XFP (Thiokol Corporation), der nach der S/C-Trennung zur Zirkularisierung der Umlaufbahn verwendet wird. Eine Schubkraft von 42,38 kN wird bereitgestellt (51 s Brenndauer)

S/C Design-Lebensdauer

> 2 Jahre

 

Figure 4: Line drawing of the 5th generation satellite configuration (image credit: NASA)

Figure 4: Line drawing of the 5th generation satellite configuration (image credit: NASA)

 

Kommunikationsuntersystem für Satelliten

Das Raumfahrzeug überträgt Instrumentendaten für drei Hauptfunktionen an den Boden: Befehls- und Datenerfassung (CDA), Direktübertragung und Suche und Rettung (S&R). CDA-Bodenstationen befinden sich auf Wallops Island, VA, und in Fairbanks, Alaska. Die CDA-Stationen empfangen gespeicherte GAC (Global Area Coverage) und LAC (Local Area Coverage) Daten von jedem Raumfahrzeug. Die CDA können auch Echtzeitdaten während eines Überflugs des Satelliten empfangen.

Das Bordkommunikationsuntersystem umfasst 14 Antennen, 9 Sender und redundante Empfänger sowie zugehörige Filter und andere RF-Zufuhrkomponenten. Das Unterystem bietet die folgenden Funktionen:

• Empfang und Demodulation von S-Band TT&C-Daten

• Kontinuierliche Übertragung (Broadcast) von TIP-Daten über das VHF-Beacon

• Kontinuierliche Übertragung (Broadcast) von APT-Daten im VHF-Band

• Kontinuierliche Übertragung (Broadcast) von HRPT-Daten im S-Band

• Übertragung von gespeicherten LAC-, GAC-, TIP- und AIP (AMSU Information Processor)-Daten auf Befehl im S-Band

• Empfang und Filterung von DCS-Signalen

• Empfang, Verarbeitung und Retransmission von S&R-Signalen.


 

Sensorausstattung für NOAA-15

AVHRR/3, HIRS/3, AMSU-A (A1+A2), AMSU-B, SEM-2, ARGOS (DCS-2) und S&RSAT.

Tabelle 4: Echtzeit- und weltweite Datendienste der aktuellen/zukünftigen NOAA POES-Missionen 4)

Art des Dienstes   NOAA-9 bis NOAA-19 (-N')

GAC (Global Area Coverage) Wiedergabe  Reduzierte Auflösung der AVHRR-Daten (4 km) plus gespeicherte TIP-Daten in voller Auflösung für Messungen. GAC-Daten werden an Bord des NOAA-Satelliten durch Unterproben und Mittelung der nominellen 1 km AVHRR-Bilder abgeleitet. Es wird tägliche weltweite Abdeckung aufgezeichnet und an eine NOAA-Bodenstation übertragen. Etwa 115 Minuten GAC-Daten können an Bord gespeichert werden.

LAC (Local Area Coverage)    LAC ist nominell 1 km Auflösung der AVHRR-Bilder (normale oder 'hohe' Auflösung), die mit dem Onboard-Tonbandrekorder für die spätere Übertragung an eine NOAA-Bodenstation aufgezeichnet werden. Etwa 11 Minuten LAC-Daten können auf einem Recorder untergebracht werden. LAC-Bilder können nur von NOAA/NESDIS bezogen werden.

HRPT (High Resolution Picture Transmission)     Volle Auflösung der AVHRR- und TIP-Daten, Frequenz: 1698 oder 1707 MHz, Datenrate = 665,4 kbit/s, Split-Phase PSK. Die Bilder sind im Format verfügbar, das von der Bodenempfangsstation definiert ist.

APT (Automatic Picture Transmission) (LRPT im OPQ-Ära)  Reduzierte Auflösung geometrisch korrigierter analoger Video von zwei Kanälen der AVHRR, ausgewählt durch Benutzerbefehl. Frequenz: 137,50 oder 137,62 MHz

DSB (Direct Sounder Broadcasting)  Ein VHF-Beacon für Benutzer, die keine S-Band-Empfang haben. Dateninhalt: HIRS, SEM, DCS, SBUV und Eph

NOAA stellt seine Instrumentendaten frei über Direktübertragung für Benutzer auf globaler Ebene zur Verfügung. Es gibt drei Arten von Direktübertragung: (1) die Echtzeit-HRPT, (2) die Direktübertragung des Sounders (DSB), auch als Echtzeit-VHF-Beacon-Übertragungen bezeichnet, und (3) die Automatische Bildübertragung (APT).

Die Empfangsgemeinschaft für NOAA-POES-Daten ist global und umfasst Einrichtungen wie:

• US NWS (National Weather Service), alle Zweige des DoD, NASA, USDA (US Department of Agriculture), DOI (US Department of Interior), Universitäten, WMO (World Meteorological Organization), europäische Modellierungszentren, usw.

• Hunderte von registrierten HRPT (High Resolution Picture Transmission) Benutzern weltweit

• Tausende von APT (Automatic Picture Transmission) Benutzern weltweit

NOAA-15 Umlaufbahn: Kreisförmige sonnensynchrone nahpolare Umlaufbahn; Höhe = 833 km; Neigung = 98,7º; Umlaufzeit = 102,12 min; Äquatorüberquerung etwa um 7:30 Uhr morgens.

Im Allgemeinen befinden sich die AM-Raumfahrzeuge der POES-Serie in einer absteigenden Knotenbahn, während die PM-Raumfahrzeuge in einer aufsteigenden Knotenbahn orbitieren (in letzterem Fall überquert das Satellitenorbit den Äquator von Süden nach Norden).

Hinweis: Mit dem Start von NOAA-M (NOAA-17, Start am 24. Juni 2002) wurde die Äquatorüberquerungszeit der AM-Serie-Raumfahrzeuge von 7:30 Uhr auf 10:00 Uhr (im absteigenden Knoten) geändert. Diese Richtlinie stellt sicher, dass das Raumfahrzeug seine Beobachtungen unter den günstigsten Lichtbedingungen und Winkeln zur Messung des atmosphärischen Ozons durchführt. Im Gegensatz zu seinen Vorgängern in AM-Umlaufbahnen ist NOAA-M mit SBUV/2 (Solar Backscatter Ultraviolet Radiometer), einem Ozonsensor, ausgestattet. Auch NOAA-17 repräsentiert den letzten NOAA-Satelliten in der Morgen-Umlaufbahn. Der zukünftige Morgen-Umlauf-Service wird von der MetOp-Serie der EUMETSAT bereitgestellt.


 

Betriebsstatus der aktuellen POES-Satellitenreihe

 

  • 20. März 2021: Ein polarumlaufender Wettersatellit, der vor fast acht Jahren außer Betrieb genommen wurde, ist auseinandergebrochen und trägt so zur wachsenden Trümmervielfalt in einer wichtigen Umlaufbahn bei. 5)

  - Das 18. Space Control Squadron der Space Force bestätigte am 18. März, dass der NOAA-17-Satellit am 10. März zerbrochen ist. Das Squadron verfolgte 16 Trümmerstücke, die mit dem Satelliten verbunden waren, und es gab keine Hinweise darauf, dass der Zusammenbruch durch eine Kollision verursacht wurde.

  - Die National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA) bestätigte in einer Stellungnahme vom 19. März, dass der Satellit zerbrochen ist, nachdem sie von NASAs Orbital Debris Program Office über den Vorfall informiert wurde. "Zu diesem Zeitpunkt stellt der Trümmer nur eine geringe Bedrohung für die Internationale Raumstation oder andere kritische Weltraumressourcen dar", erklärte die NOAA.

  - Der Satellit, ursprünglich als NOAA-M bezeichnet, wurde im Juni 2002 gestartet. Der Satellit war für einen Betrieb von drei Jahren konzipiert, diente jedoch fast 11 Jahre in einer Haupt- oder Backup-Rolle, bis die NOAA ihn im April 2013 offiziell außer Betrieb nahm.

  - Weder die NOAA noch andere Agenturen veröffentlichten die Ursache für den Zusammenbruch. Allerdings ähnelt NOAA-17 anderen polarumlaufenden Satelliten, die ebenfalls zerbrochen sind. Im November 2015 zerbrach der NOAA-15-Satellit fast anderthalb Jahre nach einer "kritischen Anomalie" im Betrieb. Zwei Satelliten des Verteidigungsmeteorologischen Satellitenprogramms der Luftwaffe, DMSP F-13 und DMSP F-12, zerbrachen im Februar 2015 bzw. Oktober 2016.

  - Der Ausfall von DMSP F-13 wurde auf einen Konstruktionsfehler in der Batterie des Satelliten zurückgeführt, der auch bei anderen DMSP-Satelliten vorhanden ist. Diese Satelliten sowie NOAA-15 und NOAA-17 wurden von Lockheed Martin gebaut.

  - Als die NOAA NOAA-17 im Jahr 2013 außer Betrieb nahm, erklärte die Agentur, dass ein "Deaktivierungsprozess" mit dem Satelliten durchgeführt wurde. Die NOAA erklärte in einer Stellungnahme gegenüber SpaceNews, dass dieser Prozess das Abschalten der Batterien des Satelliten sowie das Öffnen der Düsenventile und das Ausschalten der Sender umfasste. "Diese Schritte wurden unternommen, um sicherzustellen, dass der Satellit so inert wie möglich war und das Risiko von Funkstörungen mit anderen Satelliten nach der Außerdienststellung minimiert wurde", erklärte die NOAA.

  - Diese Aktivitäten gehören zu den Empfehlungen der Bundesregierung zur Passivierung von Satelliten am Ende ihrer Lebensdauer, indem Energiequellen entfernt werden, die Explosionen verursachen könnten. Das Dokument "Orbital Debris Mitigation Standard Practices" der US-Regierung besagt: "Alle an Bord befindlichen gespeicherten Energiequellen eines Raumfahrzeugs oder einer Oberstufe sollten erschöpft oder gesichert werden, wenn sie für Missionseinsätze oder die Entsorgung nach der Mission nicht mehr benötigt werden".

  - Die Tatsache, dass ein Satellit trotz Einhaltung dieser besten Praktiken zerbrechen kann, zeigt die Grenzen dieser Richtlinien. "Ich bezweifle nicht, dass die NOAA getan hat, was sie konnte, und denke, dass dies eher ein Fall eines Legacy-Satelliten ist, der in einer Zeit entworfen wurde, als uns die Müllvermeidung nicht besonders wichtig war", sagte Brian Weeden, Direktor der Programmplanung bei der Secure World Foundation.

  - Obwohl die NOAA sagte, dass der Satellit keine Bedrohung für die Raumstation oder "andere kritische Weltraumressourcen" darstellt, befindet er sich in einer sonnensynchronen Umlaufbahn, die auch von anderen Wetter- und Erdbeobachtungssatelliten genutzt wird.

  - Einige dieser Satelliten sind nicht nur durch solche Trümmer bedroht, sondern stellen auch selbst eine Gefahr dar, mehr Trümmer zu erzeugen. Weeden wies auf einen Bericht des NASA Inspector General im Januar hin, der feststellte, dass zwei NASA-Missionen in Polarorbits, QuikSCAT und Terra, nicht nur die 25-Jahres-Schwelle für das Entsorgen von Satelliten nach dem Ende ihrer Missionen nicht erfüllen, sondern auch aufgrund von Batterien, die nicht abgeschaltet werden können, oder Druckgasbehältern, die nicht entleert werden können, eine Explosionsgefahr darstellen.

  - Dieser Bericht kam zu dem Schluss, dass "nur" Maßnahmen zur Vermeidung von neuem Orbitalmüll nicht ausreichen, um die Stabilität der Weltraumumgebung zu gewährleisten. "Um das Problem des Orbitalmülls wirksam anzugehen, sind globale Minderungs- und strategische Sanierungsbemühungen erforderlich", so der Bericht, der empfahl, dass die NASA aktive Müllentfernungsmaßnahmen unterstützt, einschließlich der Finanzierung von Technologien, um solche Systeme zu ermöglichen.

  • 10. August 2017: Ein 19 Jahre dauerndes Unterfangen, NOAA-15 hat kürzlich seine 100.000. Umrundung der Erde erreicht! Die polarumlaufenden Umweltsatelliten der NOAA - NOAA-15, NOAA-18 und NOAA-19 - umkreisen die Erde 14 Mal täglich in einer Höhe von 836 km. Die Rotation des Planeten ermöglicht es NOAA-15, bei jedem Vorbeiflug einen anderen Bereich der Erde zu sehen, wodurch das Raumfahrzeug jeden Tag zwei vollständige Ansichten der Wetter- und Umweltbedingungen weltweit erhält.

  - "Die sorgfältige Betriebsführung der NOAA und Verwaltung der polarumlaufenden Satelliten hat zu über 19 Jahren Betrieb für NOAA-15 geführt, was seine geplante Lebensdauer von fünf Jahren bei weitem

 

 übertrifft", sagte Vanessa Griffin, Direktorin des Büros für Satelliten- und Produktbetrieb der NOAA. - Sie merkte auch an, dass NOAA-15 nicht nur wichtige Informationen über die Umwelt liefert, sondern auch Teil des Search and Rescue Satellite Aided Tracking (SARSAT)-Programms ist, das seit 1982 die Rettung von über 7.700 Menschen in den Vereinigten Staaten ermöglicht hat.

  - Daten von polarumlaufenden Satelliten unterstützen eine breite Palette von Umweltüberwachungsanwendungen, darunter Wetteranalyse und -vorhersage, Klimaforschung und -prognose, globale Meeresoberflächentemperaturmessungen, atmosphärische Messungen von Temperatur und Feuchtigkeit, Ozeandynamikforschung, Überwachung von Vulkanausbrüchen, Erkennung von Waldbränden, globale Vegetationsanalyse und mehr.

  - Die aktuelle Rolle von NOAA-15: In ihrer Blütezeit überwachte NOAA-15 die Atmosphäre, die Oberfläche und die Wolkenbedeckung der Erde und sammelte Daten zu verschiedenen Umweltfaktoren. Heute dient der Satellit als Backup für den Metop-B-Satelliten der EUMETSAT, der morgens Daten liefert, und ist weiterhin Teil des SARSAT-Systems, das bis zum 31. Juli 2017 in diesem Jahr bereits bei der Rettung von 158 Menschen geholfen hat. NOAA-15 sammelt auch Daten von Bojen und entfernten Wetterstationen für das ARGOS (Advanced Research and Global Observation Satellite)-Programm, das der Umweltforschung und -schutz gewidmet ist.

  • 16. April 2016:

 

Tabelle 5: Übersicht über operative Missionen der POES

 

| Raumfahrzeug    | Betriebsstatus         | LTAN (LTAN-Werte gültig ab 19. April 2016) |

|-----------------|------------------------|--------------------------------------------|

| NOAA-11, -12, -14, -16, -17 | Außer Betrieb         |                                              |

| NOAA-15         | AM Sekundär, operativ  | 17:46:52                                   |

| NOAA-18         | PM Sekundär, operativ  | 17:53:33                                   |

| NOAA-19         | PM Primär, operativ    | 14:36:15                                   |

| MetOp-B (EUMETSAT) | AM Primär, operativ  | 21:31:45                                   |

| MetOp-A (EUMETSAT) | AM Backup             | 21:29:05                                   |

 

Am 20. Mai 2015 waren vier MHS-Instrumente im Orbit (auf Metop-A und -B sowie NOAA-18 und -19) und befanden sich in gutem Zustand, mit der Ausnahme eines Kanals auf NOAA-19. Ein fünftes Instrument wird 2018 an Bord von Metop-C gestartet.

 

Das MHS-Instrument ist ein Radiometer, das operative Daten aus einer polaren Umlaufbahn in fünf Mikrowellenkanälen bereitstellt, um vertikale Profile von atmosphärischem Wasserdampf abzurufen. Diese sind wichtige Eingaben für numerische Wettervorhersagemodelle, die weltweit für die operationelle Wettervorhersage verwendet werden. Das MHS-Instrument wurde von Matra Marconi Space UK (jetzt Airbus Defence & Space) entwickelt.

 

Tabelle 6: Betriebsstatus der POES/MetOp-Serie zum Stand 30. September 2014

Spacecraft

Operational Status

Status

Launch

NOAA-11
NOAA-12
NOAA-14
NOAA-16
NOAA-17

Decommissioned: June 16, 2004
Decommissioned: Aug. 10. 2007
Decommissioned: May 23, 2007
Decommissioned: June 09, 2014
Decommissioned: April 10, 2013

Sept. 24. 1988
May 14, 1991
Dec. 30, 1994
Sept. 21, 2000
June 24, 2002

NOAA-15

AM Secondary

Operational

May 13, 1998

NOAA-18

PM Secondary

Operational

May 20, 2005

NOAA-19

PM Primary

Operational

Feb. 06, 2009

MetOp-A

AM Primary

Operational

Oct. 19, 2006

MetOp-B

AM Backup

Operational

Sept. 17, 2012


 

| Raumfahrzeug    | Betriebsstatus         | Status                                    | Startdatum        |

|-----------------|------------------------|-------------------------------------------|-------------------|

| NOAA-11         | Außer Betrieb          | Außer Betrieb: 16. Juni 2004               | 24. Sept. 1988    |

| NOAA-12         | Außer Betrieb          | Außer Betrieb: 10. Aug. 2007               | 14. Mai 1991      |

| NOAA-14         | Außer Betrieb          | Außer Betrieb: 23. Mai 2007               | 30. Dez. 1994      |

| NOAA-16         | Außer Betrieb          | Außer Betrieb: 9. Juni 2014                | 21. Sept. 2000    |

| NOAA-17         | Außer Betrieb          | Außer Betrieb: 10. April 2013              | 24. Juni 2002    |

| NOAA-15         | AM Sekundär, operativ  | Operativ seit 13. Mai 1998                 |                   |

| NOAA-18         | PM Sekundär, operativ  | Operativ seit 20. Mai 2005                 |                   |

| NOAA-19         | PM Primär, operativ    | Operativ seit 6. Feb. 2009                 |                   |

| MetOp-A         | AM Primär, operativ    | Operativ seit 19. Okt. 2006                |                   |

| MetOp-B         | AM Backup              | Operativ seit 17. Sept. 2012              |                   |

 

  • NOAA-11: Das Raumfahrzeug, gestartet am 24. Sept. 1988, ist außer Betrieb. Es wurde am 16. Juni 2004 deaktiviert.
  • NOAA-12: Das Raumfahrzeug, gestartet am 14. Mai 1991, ist außer Betrieb. Es wurde am 10. Aug. 2007 deaktiviert.
  •  NOAA-14: Das Raumfahrzeug (J), gestartet am 30. Dez. 1994, ist außer Betrieb. Es wurde am 23. Mai 2007 deaktiviert.
  •  NOAA-15 (K): Das Raumfahrzeug, gestartet am 13. Mai 1998, befindet sich im Backup-Modus für die AM-Umlaufbahn. Kanal 14 des AMSU-A-Instruments funktionierte im Herbst 2000 nicht mehr. Kanal 11 des AMSU-A-Instruments fiel im April 2002 aus. Der HIRS-Filterradmotor hörte am 7. Juni 2009 auf zu funktionieren. Es werden keine wissenschaftlichen Daten generiert. Befehle zum Ein- und Ausschalten des Filterradmotors wurden am 16. Dez. 2009 hochgeladen. NOAA-15 dient als AM-Sekundärraumfahrzeug.
  •  NOAA-16 (L): Das Raumfahrzeug, gestartet am 21. Sept. 2000, befindet sich im Backup-Modus für die PM-Umlaufbahn. GYRO-3 wurde am 10. Juni 2004 dauerhaft ausgeschaltet. Die HIRS-Kanäle, Geräuschniveaus, die die Bildgebung beeinträchtigen, und Gesundheitsparameter sind nominal. TCE24 ist ausgeschaltet, um AVHRR zu erwärmen. MIRP wird jeden Orbit über dem Südpol neu phasenverschoben.
  •  NOAA-17 (M): Das Raumfahrzeug, gestartet am 24. Juni 2002, ist der Backup-Beobachter für die AM-Umlaufbahn. Das Instrument AMSU-A1 hatte am 28. Okt. 2003 einen Ausfall, der alle Beobachtungen (13 Kanäle) dieses Instruments beendete. Die wissenschaftlichen Daten der AMSU-B-Kanäle 18, 19 und 20 sind seit dem 17. Dez. 2009 stark degradiert. Es werden keine Produkte generiert.
  •  NOAA-18 (N): Das Raumfahrzeug, gestartet am 20. Mai 2005, war der Hauptbeobachter für die PM-Umlaufbahn bis zum 23. Juni 2009. Alle Subsysteme sind betriebsbereit, außer den Kanälen 1-10 des HIRS. NOAA-18 ist jetzt das PM-Sekundärraumfahrzeug.
  •  NOAA-19 (N'): Das Raumfahrzeug, gestartet am 6. Feb. 2009, wurde im Juni 2009 von NOAA als "operativ" erklärt. Es wurde am 23. Juni 2009 zum Haupt-S/C (PM-Umlaufbahn). NOAA-19 MHS ging am 19. Dez. 2009 um 14:25 UTC in den Fehlermodus, und das Instrument wurde am 21. Dez. 2009 um 19:18 UTC erfolgreich in den normalen Scanmodus zurückversetzt.




 

Sensorausstattung für die POES K, L, M, N, N' Serie

 

AVHRR/3, HIRS/3 (KLM, HIRS/4 ab N), AMSU-A, AMSU-B, SEM-2, SBUV/2 (bei allen PM-Missionen von K bis N'), Argos DCS, S&RSAT. 10) 11)

 

AVHRR/3 (Advanced Very High Resolution Radiometer)

AVHRR/3 ist ein Instrument der 3. Generation des AVHRR, das auf dem AVHRR/2 basiert und von ITT Aerospace aus Fort Wayne, IN, gebaut wurde. Der AVHRR/3 überwacht die reflektierte Energie im sichtbaren und infraroten Teil des elektromagnetischen Spektrums. Ziele: Tag- und Nachtbildgebung in sechs spektralen Bändern von Land, Wasser und Wolkenoberflächen, Wassertemperatur der Meeresoberfläche, Eis- und Schneedeckung sowie Vegetationsabdeckung. Das Instrument scannt in Querrichtung mit einem Sichtfeld von ±55,37º um den Nadir (Schwadbreite von 2900 km), IFOV von 1,1 km am Nadir (1,3 mrad x 1,3 mrad für alle Kanäle). Die Detektoren werden passiv auf <105 K durch einen zweistufigen passiven Strahlungskühler gekühlt. AVHRR/3, ein Wischbürsten-Instrument wie alle seine Vorgänger, verwendet einen kontinuierlich internen rotierenden Scanspiegel, der auch den tiefen Weltraum und eine interne Kalibrierungsquelle betrachtet. Die Kalibrierung der IR-Kanäle erfolgt mit vier internen Schwarzkörpern pro Scanlinie.12)

 

Tabelle 7: Leistungsmerkmale von AVHRR/3

 

- Teleskop: 20,3 cm Durchmesser, afokales reflektierendes Cassegrain-Typ

- Scanmotor: 360 U/min Hysterese - synchron

- Scanspiegel: 21 cm x 29,5 cm elliptisch geripptes Beryllium

- Kühler: Zwei-Stufen-Strahlungskühler gesteuert @ 105 K

- Datenquantisierung: 10 Bit

- Videosamplerate: 40 kHz gleichzeitige Abtastung aller Kanäle

- Anzahl der Proben pro Scan: 2048

- Ausgangsdatenrate: 200 k Wort/s max (2 Mbit/s im Burst-Modus, durchschnittlich 621,3 kbit/s)

- Instrumentgröße: 80 cm x 36 cm x 30 cm

- Instrumentenmasse, Leistung: 33 kg, 27 W (orbitaler Durchschnitt) bei 28 V

- Linien-zu-Linien-Scan-Jitter: ± 17 µs

- Scan-Synchronisationsdrift / 24 Stunden: < 3,0 µs

 

 

Tabelle 8: Spektrale Parameter der AVHRR/3-Kanäle

 

Kanal

Mitte der Wellenlänge (µm)

Spektralbereich FWHM (µm)

Kanalrauschen

Detektortyp

Typische Verwendung

1

0.630 (VIS)

0.58 - 0.68

SNR≥ 9:1 @ 0.5% albedo

Silicon

Tägliche Wolken- und Oberflächenkartierung

2

0.862 (VNIR)

0.725 - 1.00

SNR≥ 9:1 @ 0.5% albedo

Silicon

Land-Wasser-Grenzen

3a

1.61 (NIR)

1.58 - 1.64
(tagsüber wählbar)

SNR≥ 20:1 @ 0.5% albedo

InGaAs

Schnee- und Eisnachweis

3b

3.74 (IR-window)

3.55 - 3.93 (nachts wählbar)

NEΔT≤0.12 K @ 300 K

InSb

Nachtwolkenkartierung, Wassertemperatur der Meeresoberfläche

4

10.80 (IR-window)

10.30 - 11.30

NEΔT≤0.12 K @ 300 K

HgCdTe

Nachtwolkenkartierung, Wassertemperatur der Meeresoberfläche

5

12.00 (IR window)

11.50 - 12.50

NEΔT≤0.12 K @ 300 K

HgCdTe

Wassertemperatur der Meeresoberfläche

AVHRR/3 fügt einen sechsten Kanal im IR-Bereich bei 1,61 µm hinzu (bezeichnet als Kanal 3a, der während des Tagesbetriebs der Umlaufbahn aktiv ist). Das Ziel von Kanal 3a ist die Verbesserung der Unterscheidung von Schnee und Eis sowie die Detektion von Aerosolen. Kanal 3b entspricht dem früheren Kanal 3 auf

 

AVHRR/2 und ist während des nächtlichen Teils der Umlaufbahn aktiv. Die Aufteilung von Kanal 3 auf diese Weise beibehält das HRPT-Format. Die Daten der sechs Kanäle werden gleichzeitig mit 40 kHz abgetastet und in 10-Bit-Binärwerte umgewandelt. Die Datensamples werden in einem nicht kontinuierlichen Burst von 10 Raumproben, 2048 Erdproben und 10 internen Kalibrierungszielproben bei 6 Hz ausgegeben und mit dem Scanspiegel synchronisiert. 13)

 

 

Figure 5: Line drawing of the AVHRR instrument

Figure 5: Line drawing of the AVHRR instrument

 

AVHRR/3 (wie AVHRR/2) ist ein optomechanisches System, das aus fünf Modulen besteht: Scanner-Modul, Elektronik-Modul, Strahlungskühler, optisches System und Grundplatteneinheit. - Das optische System besteht aus einem Sammelteleskop (einem afokalen reflektiven Cassegrain-Teleskop mit einem Blendendurchmesser von 20,32 cm), kombiniert mit sekundären (Relais-)Optiken, die die Strahlungsenergie in sechs diskrete spektrale Bänder aufteilen; diese werden auf ihre jeweiligen Feldblenden fokussiert. Polarisationswirkungen wurden in den Kanälen 1, 2 und 3A minimiert, indem der optische Strahl, der vom ersten VIS/IR-Strahlteiler übertragen wird, durch einen zweiten Strahlteiler geleitet wird, der so ausgerichtet ist, dass er die durch den ersten Strahlteiler eingeführte Polarisation kompensiert (die Split-Gain-Technik erhöht die Empfindlichkeit für Schnee- und Eisbedeckung, Aerosolverteilung und Berechnung des Vegetationsindex). - Das Design des Scanmotors basiert auf einem 80-poligen Hysteresesynchronmotor. Er dreht den Spiegel mit einer Geschwindigkeit von 360 U/min, um einen zusammenhängenden Scan auf der Erdoberfläche zu erzeugen.

 

AVHRR/3 bietet eine Datenverarbeitung durch MIRP (Manipulated Information Rate Processor). Der MIRP sendet einen Datenmusterimpuls an die digitale Ausgangs-Zeitlogik von AVHRR/3, was zu einem sequenziellen Transfer eines Datenworts für jeden radiometrischen Kanal führt. Der MIRP verarbeitet diese Daten zu den folgenden vier Ausgängen:

 

• APT (Automatische Bildübertragung). Zwei der sechs AVHRR/3-Kanäle können befehlsselektiert für die Verarbeitung werden. Diese Daten durchlaufen folgende Schritte:

  - Auflösungsreduktion durch Verwendung jeder dritten Scanlinie der AVHRR-Daten

 

  - Geometrische Korrektur zur Reduzierung des Perspektiveffekts aufgrund der Erdkrümmung und der Satellitenhöhe

 

  - Digital zu Analog - Die digital verarbeiteten APT-Daten werden in ein analoges Signal mit einer Bandbreite von 2080 Hz umgewandelt, auf eine 2,4 kHz-Trägerfrequenz amplitudenmoduliert und auf 4160 Hz bandbegrenzt, um sie für die Übertragung durch die VHF-Sender vorzubereiten.

 

• GAC (Globale Flächenabdeckung). MIRP erzeugt den GAC-Ausgang, indem er verarbeitete AVHRR/3-Daten mit den TIP-Daten kombiniert. Die Bildwiederholrate des GAC beträgt 2 Bilder pro Sekunde; das entspricht einem Drittel der Bildwiederholrate von AVHRR/3. Die GAC-Verarbeitung der AVHRR/3-Daten macht die Bildwiederholraten direkt kompatibel, indem nur die Daten von jedem dritten AVHRR/3-Scan verwendet werden.

 

• HRPT (High Resolution Picture Transmission). MIRP erzeugt die HRPT- und die LAC-Ausgänge durch Kombination von nicht verarbeiteten AVHRR/3-Daten mit TIP-Daten. Die grundlegende Bildwiederholrate und Datenrate des HRPT sind mit AVHRR/3 kompatibel.

 

• LAC (Local Area Coverage). LAC ist definitionsgemäß aufgezeichnetes HRPT; daher wird der LAC-Ausgang nur an den Eingangswähler für die Aufzeichnung des Raumfahrzeugs DTR geliefert.

 

In-Flight-Kalibrierung von AVHRR/3: Das Instrument führt periodische Kalibrierungen durch. Der Scanspiegel verwendet eine Sicht ins Weltall und eine interne Scanposition als Kalibrierungsreferenz. Diese Einrichtungen (Blick ins All und interne schwarze Körpertargets) werden für die primäre Kalibrierung der IR-Kanäle (3B, 4 und 5) verwendet, die bei jedem Scanzyklus erfolgt.

 

Figure 6: Photo of the AVHRR/3 instrument (image credit: NOAA, NASA)

Figure 6: Photo of the AVHRR/3 instrument (image credit: NOAA, NASA)

 

HIRS/3 (High Resolution Infrared Sounder)

 

HIRS/3 wurde von ITT Aerospace/CD (Communications Division) aus Fort Wayne, IN, entwickelt, in der Tradition von HIRS/2. Ziel: Messung von Temperaturprofilen, Feuchtigkeitsgehalt, Wolkenhöhe und Oberflächenalbedo. HIRS/3 scannt die Erdoberfläche in zwanzig spektralen Bändern im Bereich von 0,69 bis 14,95 µm. Der Sensor scannt in einer "Stop-and-Stare"-Betriebsweise (diskrete Schritte) mit einer Scanrate von 6,4 s (56 Erdansichten pro Scan) über die Querstrecke. Blickfeld = ±49,5º um den Nadir (Schwadbreite = ±1080 km). Die gesammelte Energie wird von einem Strahlenteiler in LWIR (> 6,5 µm) und SWIR (3,7 bis 4,6 µm) aufgeteilt, passiert Feldblenden und einen rotierenden Filterrad zu gekühlten Detektoren. Im SWIR-Pfad teilt ein zweiter Strahlenteiler den sichtbaren Kanal einem Siliziumdetektor zu. Drei Detektoren werden verwendet, um die Strahlung zu erfassen. Ein Silizium-Photodetektor bei der Instrumententemperatur (nominell 15º C) detektiert die sichtbare Energie. Ein InSb-Detektor und ein MCT-Detektor (montiert auf einem passiven Kühler und betrieben bei 100 K) erfassen die SWIR- und TIR-Energie. Die NESR (Noise Equivalent Spectral Radiance) wird in W/(cm² sr cm⁻¹) angegeben.

 

Tabelle 9: Leistungsparameter von HIRS/3

 

- Optisches Blickfeld (Field of View): 1,4º für VIS und SWIR; 1,3º für TIR

- Teleskopöffnung: 15 cm Durchmesser

- Kanal-zu-Kanal-Registrierung: TIR: <1,5% des 1,8º-Schrittgröße; SWIR: <1% von cha. 19 FWHM

- Erd-Scanwinkel, Scan-Schritte: ±49º vom Nadir, 56 Schritte von 1,8º

- Schritt- und Verweilzeit: 100 ms insgesamt

- Gesamt-Scan- plus Rücklaufzeit: 6,4 s

- Schwadbreite: 2160 km

- Räumliche Auflösung: 20,3 km (1,4º IFOV) am Nadir; 18,9 km (1,3º IFOV) am Nadir

- Datenquantisierung: 13 Bit

- Instrumentenmasse, Leistung, Größe: < 35 kg, < 24 W, 41 cm x 46 cm x 69 cm

- Datenrate: < 2,88 kbit/s

 

Figure 7: Photo of the HIRS/3 instrument (image credit: NOAA, NASA)

Figure 7: Photo of the HIRS/3 instrument (image credit: NOAA, NASA)

 

Kanal Nr.

Zentrale Wellenlänge (µm)

Empfindlichkeit NESR (W/(cm2 sr cm-1)

FWHM Bandbreite (cm-1)

Hauptabsorptionsbestandteil

Messung

1
2
3
4
5

14.95
14.71
14.49
14.22
13.97

0.300
0.067
0.050
0.031
0.021

3
10
12
16
16

CO2


 

Temperaturmessung

6
7

13.64
13.35

0.024
0.020

16
16

CO2/H2O

Temperaturmessung

8

11.11

0.010

35

Fenster

Oberflächentemperatur und Wolkenentdeckung

9

9.71

0.015

25

Gesamtozon

Gesamtozonerfassung

10
11
12

12.47
7.33
6.52

0.015
0.020
0.020

16
40
55

H2O
 

Wasserdampf in niedrigen Schichten
Wasserdampf in mittleren Schichten
Wasserdampf in oberen Schichten

13
14

4.57
4.52

0.0006
0.0003

23
23

N2O

Temperaturmessung

15
16

4.47
4.45

0.0004
0.0004

23
23

CO2/N2O

Temperaturmessung

17

4.13

0.0002

28

N2

Temperaturmessung

18
19

4.00
3.76

0.0002
0.0001

35
100

H2

Oberflächentemperatur

20

0.690

0.10% albedo

1,000

Wolken

Wolkenentdeckung

Tabelle 10: Spektrale Parameter von HIRS/3

 

Die Infrarotkalibrierung des HIRS/3 erfolgt durch programmierte Ansichten zweier radiometrischer Ziele: ein warmes Ziel (Schwarzer Körper bei 290 K) am Instrumentensockel und eine Sicht auf den Weltraum. Daten aus diesen Ansichten liefern Empfindlichkeitskalibrierungen für jeden Kanal alle 40 Zeilen (256 Sekunden), wenn dies befohlen wird. Intern generierte elektronische Signale bieten Kalibrierung und Stabilitätsüberwachung für den Verstärker und die Ausleseelektronik. Hinweis: Die Kalibriersequenzierung von HIRS/3 hat sich geändert (im Vergleich zu HIRS/2), um die Betrachtung der kalten internen Referenz zu entfernen. Dies ermöglicht eine zusätzliche Scanzeile Daten pro Kalibrierungszeitraum. Zweitens, während HIRS/3 hauptsächlich für Temperaturmessungen verwendet wird, wurde Kanal 20 verbessert, um die Erzeugung von Strahlungsbilanzprodukten zu verbessern. Das Ziel des HIRS/3-Instruments ist eine insgesamt bessere Detektorleistung und geringere Rauschniveaus.

 

HIRS/4 (High Resolution Infrared Sounder): Dieses Instrument wird auf NOAA-N, NOAA-N' und MetOp 1 und 2 fliegen, jedoch nicht auf MetOp-3 (dort wird IASI der Infrarotsounder sein). Es hat im Wesentlichen die gleichen Merkmale wie das HIRS/3, mit einer signifikanten Änderung. Der Probenabstand entlang einer Scanzeile bleibt nominell bei 18 km, aber der IFOV wurde auf 10 km (0,7º) von 18 km verringert. Dies wurde gemacht, um die Nützlichkeit der Daten in der Nähe von Wolkenrändern zu verbessern.

 

AMSU (Advanced Microwave Sounding Unit)

AMSU ist ein 20-Kanal-Mikrowellenradiometer. Sein Hauptziel ist es, weltweite Temperatur- und Feuchtigkeitsprofile zu erhalten. AMSU besteht aus drei separaten Einheiten: AMSU-A1 (Kanäle 3-15), AMSU-A2 (Kanäle 1 und 2) und AMSU-B (Kanäle 16 - 20). Kanäle 3 - 14 nutzen das Sauerstoffband bei 50 bis 60 GHz, um Daten für vertikale Temperaturprofile bis zu 50 km bereitzustellen. Die "Fenster"-Kanäle (1, 2, 15 und 16) liefern Daten zur Verbesserung der Temperaturmessung durch Korrektur von Oberflächenemissivität, atmosphärischem Flüssigwasser und Gesamtniederschlag. Kanäle 18 - 20 nutzen die 183,3-GHz-Wasserdampf-Absorptionslinie, um Daten für das Feuchtigkeitsprofil bereitzustellen. - Der erste Flug von AMSU fand auf dem NOAA-15-Satelliten mit einem Start im Jahr 1998 statt.

 

AMSU-A (Advanced Microwave Sounding Unit - A), bestehend aus AMSU-A1 und AMSU-A2, wurde von Aerojet, einer Tochtergesellschaft von GenCorp aus Sacramento, Kalifornien, für NASA/GSFC gebaut. AMSU-A ersetzt die auf früheren Missionen eingesetzten MSU- und SSU-Instrumente. AMSU-A flog erstmals auf NOAA-15 (Start im Mai 1998). AMSU-A ist ein Instrument für die Querspurscanung (Whiskbroom-Typ), das dazu dient, Szenenstrahlung (Helligkeitstemperaturen) zu messen.

 

Ziele: Messung des atmosphärischen Temperaturprofils von der Oberfläche bis etwa 50 km in 15 Kanälen. Temperaturauflösung: 0,25 - 1,2 K. AMSU-A ist in folgende Hauptuntersysteme konfiguriert: Antennen-/Antriebs-/Kalibrierungssystem; Empfängersystem; Signalprozessorsystem und Struktur-/Thermalsystem. Das Antennen-/Antriebs-/Kalibrierungssystem besteht aus einem konischen, gewellten, horngefütterten Schirmreflektor, Multiplexer, Antriebsbaugruppe für die geschlossene Antennenscannung und geschlossene Pfadkalibrierungsbaugruppe. Der geschirmte Reflektor dreht sich einmal pro Scanlinie (8 s) für:

  • Jede der 30 Erdbeobachtungsszenen
  • Eine Ansicht des kosmischen Hintergrunds (ca. 2,73 K)
  • Eine Ansicht einer warmen Kalibrierungslast (ca. 300K)

Während des Rotationszyklus verhindert der Schutz, dass solare Reflexionen mit der warmen Last interagieren, und gewährleistet gleichzeitig maximale Kopplung der Quellenstrahlung an die Antennenzufuhr. Eine vollständige End-to-End-In-Flight-Kalibrierung wird durch eine Durch-die-Antenne-Methode erreicht, die maximale In-Flight-Kalibrierungsgenauigkeit bietet. Die Genauigkeit der Helligkeitstemperatur der warmen Kalibrierungslast beträgt > ± 0,2 K. Der geschlossene Regelantennenscanantrieb bietet eine Strahlausrichtungsgenauigkeit von ± 0,2º. Ein Resolver in der Antennenantriebsbaugruppe liefert Informationen zur Antennenstrahlposition.

 

Das AMSU-A1-Instrument verfügt über zwei Antennen mit einem Durchmesser von 8 cm (Reflektoren ohne Impulskompensation), von denen jede eine nominale IFOV von 3,3º an den Halbwertpunkten (FWHM) hat und eine Auflösung von etwa 50 km bei Nadir bietet. Jede Antenne bietet eine Querspurscanung von ±48,33º ab Nadir mit insgesamt 30 zusammenhängenden Erdansichten (gestufte Scanpositionen) pro Scanlinie. Die Gesamtscanzahl beträgt 8 Sekunden. Der Fußabdruck (Auflösung) bei Nadir beträgt 50 km. Die Schwadbreite beträgt etwa 2100 km. Kanäle 11 bis 14 enthalten jeweils 4 Bänder.

 

Tabelle 11: Spektrale Parameter der AMSU-A- und AMSU-B-Instrumente

 

| Sensor Einheit | Kanal Nr. | Zentrale Frequenz (GHz) | Bandbreite (MHz) | Empfindlichkeit NEDT (K) | Polarisation bei Nadir |

|----------------|------------|------------------------|------------------|------------------------|------------------------|

| AMSU-A2 (2 Kanäle) | 1 2 | 23,8 31,4 | 280 180 | 0,3 0,3 | V V |

| AMSU-A1 (13 Kanäle) | 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 | 50,300 52,800 53,596± 0,115 (2 Bänder) 54,400 54,940 55,500 57,290344 = Flo Flo ± 0,217 (2 Bänder) Flo ± 0,3222, (±0,048) Flo ± 0,3222, (±0,022) Flo ±0,3222, (± 0,010) Flo ±0,3222, (± 0,0045) 89,000 | 180 400 170 400 400 330 330 78 36 16 8 3 6000 | 0,4 0,25 0,25 0,25 0,25 0,25 0,25 0,4 0,4 0,6 0,8 1,2 0,5 | V V H H V H H H H H H H V |

| AMSU-B (5 Kanäle) | 16 17 18 19 20 | 89,0 (2 Bänder) 150,0 ±0..9 (2 Bänder) 183,31±1,00 (2 Bänder) 183,31±3,00 (2 Bänder) 183,31±7,00 (2 Bänder) | 1000 1000 500 1000 2000 | 0,37 0,84 1,

 

06 0,70 0,60 | 90-θ 90-θ 90-θ 90-θ 90-θ |

 

AMSU-A2 verfügt über eine einzelne Antenne mit einem Durchmesser von 17 cm (Reflektor mit Impulskompensation) mit einer nominellen IFOV von 3,3º. Alle anderen Instrument-/Beobachtungsparameter sind die gleichen wie bei AMSU-A1. AMSU-A verwendet eine Scanperiode von 8 Sekunden mit einer Schritt- und Siedescanung über die Erdszene, während AMSU-B eine Scanperiode von 8/3 Sekunden mit einer konstanten Geschwindigkeitsscanung über die Erdszene verwendet.

 

Figure 8: Illustration of the AMSU-A1 instrument (image credit: NOAA, ESA)

Figure 8: Illustration of the AMSU-A1 instrument (image credit: NOAA, ESA)

Figure 9: Illustration of the AMSU-A2 instrument (image credit: NOAA, ESA)

Figure 9: Illustration of the AMSU-A2 instrument (image credit: NOAA, ESA)

 

 

Tabelle 12:

 

 

| Parameter | AMSU-A1 | AMSU-A2 | AMSU-B |

|-----------|---------|---------|--------|

| Instrumentengröße | 30 cm x 73 cm x 61 cm | 67 cm x 61 cm x 70 cm | 65 cm x 64 cm x 46 cm |

| Instrumentenmasse | 54 kg | 50 kg | 50 kg |

| Instrumentenleistung | 75 W | 24 W | 90 W |

| Datenrate | 2,1 kbit/s | 1,1 kbit/s | 60 kbit/s |

| Lufttemperaturprofile | 3 mb (Meereshöhe) bis 45 km | Nicht verfügbar | Nicht verfügbar |

| Feuchtigkeitsprofile | Nicht verfügbar | Nicht verfügbar | 300 mb |

 

AMSU-B (Advanced Microwave Sounding Unit - B)

Drei AMSU-B-Fluginstrumente werden von UKMO, Farnborough, für die NOAA-K, -L und -M-Satelliten gebaut und bereitgestellt, Projektleiter: R. Saunders. AMSU-B wird von EADS-Astrium Ltd. (ehemals MMS Bristol, UK) hergestellt. Das Ziel ist es, Feuchtigkeitsprofile in fünf Kanälen über den Höhenbereich von der Erdoberfläche bis etwa 42 km zu erhalten. AMSU-B deckt die Kanäle 16 bis 20 ab. Die höchsten Kanäle, 18, 19 und 20 (siehe Tabelle 11), umfassen die stark opake Wasser-dampf-Absorptionslinie bei 183 GHz und liefern Daten zum Feuchtigkeitsniveau der Atmosphäre.

 

Das AMSU-B-Instrument ist als ein Scanning-Elektrooptik-Sounder konzipiert, basierend auf einer rotierenden Spiegelplattform. Es besteht aus einer scannenden parabolischen Reflektorantenne (Durchmesser 30 cm), die einmal alle 8/3 Sekunden rotiert und einfallende Strahlung in ein quasi-optisches System fokussiert. Dieses System trennt dann die Frequenzen von Interesse in drei separate Feedhörner der Empfängereinheit. Die Empfängereinheit bietet eine weitere Demultiplexing des 183-GHz-Signals, um selektiv drei definierte doppelseitige Bänder um das 183-GHz-Signal zu erfassen. Die Antenne ermöglicht einen Querabtastscan von ±48,95º (FOV) von Nadir aus mit insgesamt 90 Erdansichten pro Scanlinie. Der IFOV (Instantaneous Field of View) des Instruments beträgt 1,1º, und der Abstand zwischen dem Zentrum einer Erdansicht und der nächsten beträgt 1,1º. Die Gesamtscanperiode beträgt 8/3 Sekunden.

Figure 10: Schematic view of the AMSU-B instrument (image credit: NOAA)

Figure 10: Schematic view of the AMSU-B instrument (image credit: NOAA)

 

Die interne Kalibrierung wird mit einer internen warmen Last und kaltem Weltraum durchgeführt (Weltraumkalibrierung = 80º von Nadir). Alle Kanäle haben eine räumliche Auflösung von etwa 16,3 km bei Nadir (1,1º IFOV). Die Schwadbreite beträgt ungefähr 2200 km. Datenrate = 4 kbit/s. Die Instrumentenmasse beträgt 60 kg, Leistung = 90 W. AMSU-B gewährleistet eine zweimal tägliche vollständige globale Abdeckung. AMSU-B verwendet die Schottky-planare whiskerlose Diodentechnologie im Mischer des Empfängers. - AMSU-B ist der erste Feuchtigkeitssensor, der in der NOAA-Polarserie eingesetzt wird. Neben der Bereitstellung hochauflösender atmosphärischer Feuchtigkeitsprofile wird AMSU-B zur Erstellung von Niederschlags- und Oberflächenprodukten aus zwei Fensterkanälen verwendet.

 

Figure 11: The region of the electromagnetic spectrum used by AMSU-B (image credit: NOAA)

Figure 11: The region of the electromagnetic spectrum used by AMSU-B (image credit: NOAA)

 

MHS (Microwave Humidity Sounder)

 

MHS ist ein von der UKMO (UK Meteorological Office) bereitgestelltes EUMETSAT-Instrument und wurde von EADS-Astrium Ltd (UK) gebaut. MHS ist ein fünfkanaliges, selbstkalibrierendes, total leistungsmessendes Mikrowellenscanning-Radiometer. Das Instrument bietet die Möglichkeit zur Feuchteprofilerstellung im Frequenzbereich von 89 bis 190 GHz. Die gemessenen Signale sind auch empfindlich für a) Flüssigwasser in Wolken (Wolkenflüssigkeitsgehalt) und b) Graupel und große Wassertropfen in niederschlagsbildenden Wolken (qualitative Abschätzung der Niederschlagsrate).

 

Tabelle 13: Spektralparameter von MHS

 

| Kanal | Zentrale Frequenz (GHz) | Max. Bandbreite (MHz) | Empfindlichkeit (K) |

|-------|-------------------------|----------------------|---------------------|

| 1     | 89,0                    | 2800                 | 1,0                 |

| 2     | 157,0                   | 2800                 | 1,0                 |

| 3     | 183,311 ± 1,0           | 2 x 500 (dual side band) | 1,0              |

| 4     | 183,311 ± 3,0           | 2 x 1000 (dual side band) | 1,0             |

| 5     | 190,311                 | 2200                 | 1,0                 |

 

Das MHS-Instrument empfängt Breitbandstrahlung (d.h. über ein sehr breites Frequenzspektrum) von der Erde und ihrer Atmosphäre. Diese Strahlung wird durch etwa 90º reflektiert und durch eine Anordnung von quasi-optischen Linsen, dichroitischen (frequenzspaltenden) Platten und einem Polarisator geleitet. Dies stellt die richtige Frequenz und Polarisation der Signale für jeden Detektor sicher.

 

MHS scannt in der Querrichtung mit einer Geschwindigkeit von 8/3 Sekunden (2,67 s) im kontinuierlichen Modus. Der Instrumenten-IFFV beträgt 1,1º, und der Abstand zwischen dem Zentrum einer Erdansicht und dem Zentrum der nächsten beträgt genau 10/9º (1,111º). Der kreisförmige IFFV hat einen Durchmesser von etwa 16,3 km am Nadir. Die beobachtete Schwadbreite beträgt ±1078 km. Verwendete MHS-Technologie: fortschrittliche quasi-optische, planare millimetrische Frontends, Präzisionskalibrierungsziel, Scanmechanismus und Reflektor werden mit leistungsarmen und leichtgewichtigen Elektronikkomponenten kombiniert, um das Mindestmaß an Masse und Leistung zu erreichen. Die thermische Kontrolle erfolgt passiv und ist vom Raumfahrzeug isoliert. Instrumentenmasse = 63 kg, Leistung = 74 W, Datenrate = 3,9 kbit/s.

 

Das MHS enthält vier Detektoren, einen pro Kanal. Der fünfte Kanal wird durch Aufteilen des 183,311 GHz-Signals in zwei Kanäle erreicht, jeder mit einer unterschiedlichen Bandbreite.

 

MHS-Kalibrierung: Kalibrierungsdaten werden ähnlich wie die Datenproben der Erdansicht genommen. Daten von beiden Kalibrierungsquellen werden während der bodengestützten Verarbeitung der Erdansichtsdaten verwendet. Das OBCT (Onboard Calibration Target) ist ein heißes Ziel, bestehend aus einer Anordnung von RF (Radio Frequency) absorbierenden Pyramiden. Das OBCT hat Umgebungstemperatur (ca. 273 K) und wird während jeder Reflektordrehung einmal abgetastet. Während jeder Abtastung werden vier Datenproben genommen. Ein kalter Referenzdatensatz wird durch Abtasten von Daten bei Betrachtung des Tiefenraums (ungefähr 4 K) generiert.

Figure 12: Schematic view of the MHS instrument (image credit: ESA)

Figure 12: Schematic view of the MHS instrument (image credit: ESA)

Figure 13: Illustration of the MHS instrument (image credit: EUMETSAT, EADS Astrium) 18)

Figure 13: Illustration of the MHS instrument (image credit: EUMETSAT, EADS Astrium)

 

Das MHS-Instrument ersetzt AMSU-B und wird auf den NOAA-N (NOAA-18) und NOAA-N' (NOAA-19) Satelliten eingesetzt. Es wird auch auf dem MetOp-A-Raumfahrzeug der EUMETSAT verwendet.

 

SBUV/2 (Solar Backscatter Ultraviolet Radiometer)

SBUV/2 wurde von Ball Aerospace in Boulder, Colorado entwickelt. SBUV/2 ist eine Weiterentwicklung von SBUV, das auf Nimbus geflogen wurde. Das SBUV/2 ist ein nicht abtastendes, nadelförmiges Instrument, das entwickelt wurde, um Szenenstrahlung in einem spektralen Bereich in 12 Kanälen zwischen 255 nm und 340 nm zu messen. Messung von Ozonprofilen und Rückstrahlungsstrahlung. Dieser Sensor wird bei PM- und späten AM-Missionen verwendet [NOAA-17 (-M) befindet sich in einer 10 AM absteigenden sonnensynchronen Umlaufbahn. NOAA-16 befindet sich in einer 2:00 PM aufsteigenden sonnensynchronen Umlaufbahn. NOAA-N und NOAA-N' werden ebenfalls in einer 2:00 PM Umlaufbahn geflogen.

 

Figure 14: Photo of the SBUV/2 instrument (image credit: NOAA, NASA)

Figure 14: Photo of the SBUV/2 instrument (image credit: NOAA, NASA)

 

ATOVS (Advanced TIROS Operational Vertical Sounder)

Sounder-Daten werden von einer Gruppe von Instrumenten namens ATOVS erstellt, die dazu dienen, Informationen über die vertikalen Profile von Temperatur und Feuchtigkeit in der Atmosphäre zu erhalten. Das ATOVS-Verarbeitungspaket besteht aus Daten der folgenden Instrumente: HIRS/3, AMSU-A, AMSU-B, MHS und AVHRR/3.

 

SEM-2 (Space Environment Monitor-2)

Mit NOAA-K (NOAA-15, Start am 13. Mai 1998) hat NOAA/SEC ein verbessertes SEM-Paket namens SEM-2 hinzugefügt, das von Panametrics entwickelt wurde. SEM-2 verfügt über eine In-Flight-Kalibrierungsfähigkeit und eine verbesserte Abdeckung der Energiemessung geladener Teilchen. Der TED-Messbereich erstreckt sich nun von 0,05 keV bis 20,0 keV in 16 Energiebändern. Die Energieabdeckung des Protonendetektorteleskops des MEPED wurde auf 6 Energiebänder erweitert, von 30 keV bis >6900 keV, und ein vierter omnidirektionaler Detektor wurde dem MEPED hinzugefügt, um die energetische Protonenenergieabdeckung auf >140 MeV zu erweitern.

 

Figure 15: Overview of SEM-2 instrumentation (image credit: NOAA)

Figure 15: Overview of SEM-2 instrumentation (image credit: NOAA)

 

SEM-2 ist ein mehrkanaliger, geladener Teilchenspektrometer, das die Population der Strahlungsgürtel der Erde und die Teilchenphänomene, die durch solare Aktivität verursacht werden (beides trägt zum solaren/terrestrischen Energieaustausch bei), misst. SEM-2 besteht aus separaten Sensorsystemen und einer gemeinsamen Datenverarbeitungseinheit (DPU). Die Sensorsysteme sind TED, MEPED und gelegentlich HEPAD. Die Detektoren für Niederenergie (TED, plus die Protonen- und Elektronenteleskope von MEPED) haben Paare von Detektoren mit unterschiedlichen Ausrichtungen, weil die Richtung der Teilchenflüsse wichtig ist, um den Energieaustausch zu charakterisieren. Ziele:

 

- Ermittlung der in der oberen Atmosphäre deponierten Energie durch solare Teilchen

  • Bereitstellung eines Warnsystems für solare Stürme. Große, plötzliche Veränderungen treten im Sonnenwind auf. Diese Veränderungen führen zu Veränderungen in der Magnetosphäre und der Ionosphäre. Dies kann Gefahren für Menschen wie Astronauten mit sich bringen. Es besteht auch das Potenzial für erhöhte Strahlenbelastung von Personen in hochfliegenden Flugzeugen. Andere durch Veränderungen im Sonnenwind beeinflusste Funktionen/Fazilitäten auf der Erde sind:
  • a) Störung der Navigation, b) Absorption, sogar Abschaltung, von Radiowellen, sodass die Funkkommunikation gestört wird; c) induzierte Spannungen und Ströme in elektrischen Stromkreisen, die zu einem Auslösen der Sicherung, Beschädigung von Geräten und Ausfall von Transformatoren führen können; d) induzierte Ströme in vergrabenen Pipelines, die zu beschleunigter Korrosion führen; e) Schäden durch Elektronen und Protonen an Satellitenschaltungen und Solarmodulen.

 

SEM-2 Einheiten  Leistungsanforderungen Energiebereiche    Sichtfeld (Field of View, FOV)

TED  Bestimmen der Wärmeenergiezufuhr in die obere Atmosphäre durch Absorption von Elektronen, Protonen und positiven Ionen.  Elektronen: 0,05-20 keV

Protonen: 0,05 - 20 keV  Zwei bei 15º Vollwinkel,

-x, -x + 30º

MEPED      Gleich wie TED    Elektronen: 30-7000 keV

Protonen: 30 - 6900 keV

Über >16, >35, >70, >140 MeV        15º Vollwinkel,

-x, -x + 90º

15º Vollwinkel,

-x, -x + 90º

120º Vollwinkel, -x

DPU  Kombiniert Ausgaben in ein 2-Sekunden-, 40-Wort-Format. Bietet Befehls-, Kalibrierungs- und Timing-Schnittstellen.   N/A   N/A

Instrument  Masse = 15 kg, Leistung = 10 W, Volumen = 0,0186 m3, Telemetrie = zwei 8-Bit-Wörter/TIP-Minor-Frame

TED (Total Energy Detector). TED misst die Protonen- und Elektronenflüsse in 16 Bändern im Energiebereich von 0,05 bis 20 keV. Zwei unabhängige Messungen des Energieflusses der Teilchen werden bei null und 30 Grad vom lokalen Senkrechten aus gemacht. Die Gesamtenergiemessung ist in zwei Bereiche unterteilt: 0,05 bis 1 keV und 1 bis 20 keV, und jede Messung erfolgt unabhängig für Elektronen und Protonen. TED misst auch die maximale differentielle Energieflussdichte und die Energie, bei der dies für jede Richtung und Teilchentyp (Elektron und Proton) auftritt. TED besteht aus acht Elektrostatikanalysatoren (ESA), Pulshöhendiskriminatoren (PHD), einem In-Flight-Kalibrator (IFC), zwei Hochspannungsversorgungen (HV), einer Sweeppannungsversorgung und Haushaltungs-Schaltkreisen.

MEPED (Medium Energy Proton and Electron Detector). MEPED liefert sowohl gerichtete als auch omni-direktionale Messungen. Die gerichteten Sensoren verwenden Teleskope, die unabhängige Messungen der Teilchentypen durchführen. Gerichtete Messungen werden in der Nähe des lokalen Senkrechten und in der Nähe von 90º zum lokalen Senkrechten durchgeführt. Protonen werden in 6 Bändern im Energiebereich von 30 bis >6900 keV gemessen. Elektronen werden in drei Bändern gemessen: >30 bis >300 keV. Die omni-direktionalen Sensoren messen Protonenenergie in den folgenden Bereichen: >16 MeV, >35 MeV, >70 MeV und >140 MeV. Jeder Sensor besteht aus einer Kuppel aus moderierendem Material, das Energie von den Teilchen absorbiert (und so die Detektionsschwelle für die Energie setzt), einem Silizium-Festkörperdetektor, einem Vorverstärker und einem Pegelkomparator, der auf Partikel mit ausreichender Energie reagiert, um durch den Moderator zu gehen und einen Impuls vom Detektor zu erzeugen, der groß genug ist, um den Pegel im Komparator zu überschreiten.

Das MEPED-Instrument besteht aus zwei Protonenteleskopen (jedes mit zwei Festkörperdetektoren (SSDs)), zwei Elektronenteleskopen (jedes mit einem einzelnen Festkörperdetektor) und vier omni-direktionalen Sensoren (jedes mit einem einzelnen Festkörperdetektor), ladungsempfindlichen Vorverstärkern, analogen Signalprozessoren, Protonen- und Elektronenkoinzidenzlogik, In-Flight-Kalibrator, Niederspannungsreglern, SSD-Bias-Versorgung und analogen Haushaltskreisen. Das SEM-2-Instrumentenpaket hat eine Masse von 18 kg, eine Leistung von 6 W und eine Datenrate von 166 Bit/s. 

 

Argos DCS on NOAA-POES Satellites

Das Argos Data Collection System (DCS) auf NOAA-Satelliten (bereitgestellt von NOAA, Frankreich (CNES) und Kanada, installiert auf allen ATN-Familiensatelliten seit 1978; der erste Satellit mit Argos war TIROS-N). Das Argos/DCS unterstützt NOAA in seinen umfassenden Umweltmissionszielen durch die Sammlung von (Boden- und Raum-) Referenzdaten. Das Konzept verwendet verschiedene Plattformen des Bodensegments (fest und beweglich), wie Bojen, freifliegende Ballons und entfernte Wetterstationen, und stattet sie mit einem Platform Transmitter Terminal (PTT)-Paket aus. Diese PTTs sammeln und verarbeiten relevante Umweltdaten und senden sie an die NOAA-POES-Satelliten. Das an Bord befindliche Argos DCS empfängt das eingehende Signal und misst sowohl die Frequenz als auch die relative Zeit des Auftretens jeder Übertragung. Die Raumsonde sendet diese Daten über die CDA (Command and Data Acquisition)-Stationen (eine in Wallops Island VA, die andere in Fairbanks, AK; es gibt zusätzlich eine Downlink-Station (CMS) in Lannion, Frankreich) an eine zentrale Verarbeitungseinrichtung. Die DCS-Informationen werden dekommutiert und zum Argos-Verarbeitungszentrum gesendet, wo sie verarbeitet, an die Benutzercommunity verteilt und zu Archivierungszwecken auf Magnetband gespeichert werden.

 

Jede Argos-PTT sendet codierte Nachrichten in regelmäßigen Abständen auf einem 401,650 MHz Uplink. Nachrichten, die von verschiedenen Plattformen innerhalb der Sichtweite des Satelliten übertragen werden, werden auf zufälliger Basis empfangen und ausgewählt. Das Satelliten-DCS berechnet den Doppler-Effekt auf der Empfangsfrequenz und generiert die Argos-Telemetrienachricht, die PTT-Identifikation, Sensordaten, gemessene Frequenz und Zeitpunkt der Messung enthält. Ein kleiner Teil des S/C-Downlinks ist für Argos-Daten reserviert. Jedes Mal, wenn ein Satellit innerhalb der Sichtweite einer der drei Empfangsstationen ist, überträgt er die aufgezeichneten Daten.

 

Einige Merkmale des Argos-Systems:

- Minimale Plattform/Satelliten-Elevationswinkel-Sichtbarkeit: 5º

- Prozentsatz der Plattformen mit vier Dopplermessungen pro Tag: >85%

- Gemessene Standortgenauigkeit: 350 m

- Nachrichtenkapazität für Sensordaten: 32 bis 256 Bits

- Nachrichten dauern weniger als 1 s und werden in regelmäßigen Abständen von jeder PTT übertragen

- Uplink-Betriebsfrequenz: 401,650 MHz

- Typische Leistung des PTT-Uplinks: 200 mW in Intervallen von 90-15 Sekunden für Ortungs-(driftende) PTTs und 200-300 Sekunden für reine Datensammlungs-(feste) Plattformen.

 

Im Jahr 1988 wurde ein "Argos World Service" eingeführt, der fünfmal täglich Standortberichte für Fahrzeuge und Fracht mit einem Standard-Sender bereitstellt. Die NOAA Argos-Pakete empfangen alle Nachrichten innerhalb eines Sichtbarkeitskreises von 5000 km zu einem bestimmten Zeitpunkt (Fußabdruck); vier PTTs können gleichzeitig von NOAA-1 bis 12 (und bis J) S/C verarbeitet werden.

 

DCS-2: Ab NOAA-K (Satelliten und deren Nachfolger) gibt es ein modifiziertes Argos Data Collection System namens DCS-2 (Vorgänger von A-DCS). Die Datenübertragungsrate für DCS-2 änderte sich von 1200 Bit/s auf 2560 Bit/s. Die PTT-Kapazität wurde von vier auf acht erhöht, das heißt, es gibt acht Data Recovery Units (DRU) an Bord. Die Daten werden formatiert und gespeichert, dann jedes Mal ausgelagert, wenn sich die Satelliten in der Sichtweite einer der drei Bodenstationen (Wallops, Gilmore Creek oder CMS) bewegen. VHF- und S-Band-Sender übertragen auch in Echtzeit (broadcast) für jede Benutzerstation innerhalb der Sichtweite.

 

Für weitere Informationen zum Argos-System siehe die Argos DCS-Datei auf dem eoPortal. Ein fortgeschrittenes Argos-System (A-DCS) mit erhöhter Empfindlichkeit des Empfängers, höheren Plattformdatenraten und der Möglichkeit zur "Vorwärts" (S/C-zu-Plattform)-Befehlsübertragung ist für NOAA-N' (NOAA-19) und die MetOp-Serie geplant. 

 

S&RSAT (Search&Rescue Satellite Aided Tracking System)

 

Die S&RSAT-Nutzlasten sind Teil eines internationalen kooperativen satellitengestützten Ortungssystems (COSPAS-S&RSAT), das Such- und Rettungseinsätze für in Not geratene Flugzeugführer, Seefahrer und Landreisende unterstützt. Die S&RSAT-Nutzlast besteht aus S&RR (S&RSAT-Repeater), bereitgestellt von CRC/Kanada, und S&RP (S&RSAT-Prozessor), bereitgestellt von CNES/Frankreich.

 

Tabelle 15: S&RSAT-Subsystemparameter

  • Raumfahrzeug-Repeater (121,5, 243 und 406 MHz)
  • Bandbreiten (Dopplerverschiebung + Drift + Toleranz + Schutzband)
  • Parameter   Spezifikation
  • 121,5 MHz 25 kHz
  • 243 MHz    46 kHz
  • 406,050 MHz       100 kHz
  • Senderleistung (1,544 MHz)    8 W Dezibel bezogen auf ein Watt (dBW)
  • Physikalische Eigenschaften
  • Masse, Größe, Leistung  24 kg, 0,034 m³, 53 W
  • Raumfahrzeug 406 MHz Prozessor
  • Maximale Bandbreite, Speicherkapazität, Ausgabedatenrate    80 kHz, 324 kbit, 2,4 kbit/s
  • Physikalische Eigenschaften
  • Masse, Größe, Leistung  27,5 kg, 0,034 m³, 33 W

Das S&RSAT-System ist darauf ausgelegt, Notfunkbaken (ELTs) und Notfunkbaken mit Positionsangabe (EPIRBs) zu detektieren und zu lokalisieren, die bei 121,5, 243 und 406,05 MHz betrieben werden. Das Gesamtkonzept von S&RSAT ist in Abbildung 16 dargestellt und besteht aus S&RSAT-Bodenstationen, auch als LUTs (Local User Terminals) bezeichnet, und RCCs (Rescue Coordination Centers). Die SAR-Instrumentierung auf den NOAA KLM-Satelliten umfasst zwei Elemente, den S&RR und den S&RP-2.

 

Figure 16: Overview of the S&RSAT tracking system elements (image credit: NOAA)

Figure 16: Overview of the S&RSAT tracking system elements (image credit: NOAA)

 

 


 

IJPS (Initial Joint Polar-orbiting System)

Seit Anfang der 1990er Jahre diskutieren und planen NOAA und EUMETSAT eine zukünftige polare Zusammenarbeit mit erhöhter europäischer Verantwortung für die "Morgen-Umlaufbahn", um die Kontinuität der POES (Polar-orbiting Operational Environmental Satellites) Dienste sicherzustellen. Die grundlegende Absicht besteht darin, das Raumsegment des aufkommenden MetOp-Programms von EUMETSAT mit dem bestehenden POES-Programm von NOAA zu einer vollständig koordinierten Dienstleistung zu vereinen und somit die Kosten eines Programms aus synergetischen Gründen zu teilen. Die Pläne wurden 1998 auf eine gemeinsame Grundlage und Vereinbarung gebracht, die als IJPS bezeichnet wird.

 

Hintergrund: Das NOAA 4. Generation Polar-Programm (ATN), das 1978 mit dem Start von TIROS-N begann, basiert auf den Dienstleistungen von zwei operationellen Satelliten, die in komplementären sonnensynchronen Umlaufbahnen fliegen, einer in einer "Morgen- oder AM" Umlaufbahn und der zweite in einer "Nachmittag- oder PM" Umlaufbahn. Es stellt sich heraus, dass die Daten aus der PM-Mission in den USA vorrangig sind, wobei die AM-Mission zusätzliche und Backup-Abdeckung bietet. In Europa verhält es sich umgekehrt, wobei die AM-Mission die zeitnahste Abdeckung bietet.

 

IJPS umfasst zwei Serien unabhängiger, aber vollständig koordinierter polarer Satellitensysteme, nämlich POES und MetOp, um die kontinuierliche und zeitnahe Sammlung und den Austausch von Umweltdaten aus dem Weltraum zu ermöglichen. EUMETSAT plant, seine Satelliten MetOp-A, -B und -C für die Morgen-Umlaufbahn einzubeziehen, während NOAA mit seinen Raumfahrzeugen NOAA-N und N' für die Nachmittagsumlaufbahn des koordinierten Systems beginnt.

 

Der Start von NOAA-N (NOAA-18) fand am 20. Mai 2005 statt, von MetOp-A am 19. Oktober 2006 und von NOAA-N' (NOAA-19) am 6. Februar 2009.

 

Instrumente: Jede IJPS-Satellitenserie trägt einen gemeinsamen Satz von Instrumenten und zusätzlichen Instrumenten, die spezifisch für jede Umlaufbahn sind. Der gemeinsame Instrumentensatz (Morgen- und Nachmittags-Umlaufbahnen) umfasst: AVHRR/3, HIRS/4, AMSU-A (A1+A2), MHS, Argos/A-DCS, S&RSAT mit Instrumenten, einschließlich S&RR (CRC, Kanada) + S&PR-3 (CNES) und SEM-2. Das MHS-Instrument wird von EUMETSAT für die NOAA- und MetOp-Serien bereitgestellt und ersetzt das AMSU-B im POES-Serien-Instrumentenpaket. Als Teil der Beschaffungsaktivitäten für NOAA-Satelliten wird NOAA auch alle gemeinsamen Instrumentensätze für MetOp-Satelliten bereitstellen (außer MHS und Argos/A-DCS).

 

Die für die MetOp-Serie spezifischen Instrumente (zusätzlich zum gemeinsamen Satz) sind:

- IASI (Infrarot-Atmosphären-Sounding-Interferometer)

- ASCAT (Advanced Scatterometer)

- GRAS (GNSS-Empfänger für atmosphärische Messungen)

- GOME-2 (Global Ozone Monitoring Experiment-2)

 

Das für die NOAA-Serie spezifische Instrument (zusätzlich zum gemeinsamen Satz) ist:

- SBUV/3 (Solar Backscatter Ultraviolet Radiometer)

 

Tabelle 16: Übersicht über gemeinsame Dienstleistungen von IJPS

 

| NOAA-N und NOAA-N' | MetOp-A und MetOp-B |

|---------------------|----------------------|

| Umlaufbahn um 14:00 MLST (Mean Local Solar Time) am aufsteigenden Knoten | Umlaufbahn um 9:30 MLST am absteigenden Knoten |

| S-Band Raumfahrzeug in Befehl und Kontrolle | S-Band Raumfahrzeug in Befehl und Kontrolle |

| Direktsendung mit vorhandenen HRPT- und analogen APT-Verbindungen | Direktsendung mit fortschrittlichen HRPT- und digitalen LRPT-Verbindungen |

| Gemeinsamer Instrumentensatz plus zusätzliche Instrumente | Gemeinsamer Instrumentensatz plus zusätzliche Instrumente |

 

Datenübertragungsdienste von EUMETSAT:

MetOp-Satelliten bieten den Service der Direktsendung unter Verwendung von LRPT (Low Resolution Picture Transmission) und HRPT (High Resolution Picture Transmission) mit selektiver virtueller Kanalverschlüsselungsfähigkeit für LRPT- und HRPT-Daten. EUMETSAT hat die CCSDS (Consultative Committee on Space Data Systems) Paket-Telemetrie-Standards für LRPT- und HRPT-Übertragungen übernommen. Die MetOp-Serie wird auch einen X-Band-Downlink für Instrumentendaten-Downloads von der Bord-Festkörperspeicher verwenden.

 

Datenübertragungsdienste von NOAA:

NOAA-Satelliten werden die APT (Automatic Picture Transmission) und HRPT-Direktsendungsdienste verwenden, wie sie im POES-System implementiert sind.

 

IJPS-Satellitenbetrieb:

IJPS-Satellitenbetrieb wird getrennt von EUMETSAT und NOAA durchgeführt, wobei die Bereitstellung von Backup-/Kreuzunterstützungsfähigkeiten im Bodensegment vorgesehen ist. Der globale Datensatz wird geteilt. Jedes Bodensegment bietet Kontrolle, Befehl und Datenakquisition, Datenverarbeitung, Verteilung und Archivierungsfähigkeiten. Jede Agentur hat die volle Kontrolle über ihre Raumfahrzeug- und Bodensegmentbetriebe.

Figure 17: Schematic view of IJPS operations elements (image credit: NOAA)

Figure 17: Schematic view of IJPS operations elements (image credit: NOAA)