開発機関	NASA/GSFC
目的　　	将来のNASAの"Mission To Planet Earth"および21世紀におけるほかのミッションのため
　　　　	の新しいリモートセンシング衛星の実証および運用。
打上げ日	2000.11.21
打上げ機	Delta 7320
運用　　	2002.01　主ミッション完了、延長ミッションへ。
軌道　　	太陽同期円・極軌道
　　　　	周期　　	99.0分
　　　　	高度　　	705km
　　　　	傾斜角　	98.2度
　　　　	降交点地方太陽時	10:16am
　　　　	回帰日数	16日
　　　　	軌道間隔	1,600km（from day to day）
　　　　	（LANDSAT 7と同じ軌道を 1分以内の遅れで飛行）
設計寿命	＞1年
観測機器
　　(1) ALI（改良型陸域イメージャー）
	観測波長帯
	　Pan	0.48 − 0.69μm
	　MS-1'	0.433− 0.453μm
	　MS-1	0.45 − 0.515μm
	　MS-2	0.525− 0.605μm
	　MS-3	0.63 − 0.69μm
	　MS-4	0.775− 0.805μm
	　MS-4'	0.845− 0.890μm
	　MS-5'	1.20 − 1.30μm
	　MS-5	1.55 − 1.75μm
	　MS-7	2.08 − 2.35μm
	地表分解能	30m、10m (Pan)
	観測幅　　	37km
	ラジオメトリック精度	5%（絶対）、2%（相対）
	データレート	300Mbps
　　(2) Hyperion（高スペクトル分解能イメージャー）
	観測波長帯	VNIR　0.4−1.0μm
	　　　　　	SWIR　0.9−2.5μm
	バンド数　	220（VNIR　60、SWIR　160）
	スペクトル分解能	10nm（連続）
	地表分解能	30m
	観測幅　　	100km
	検知器　　	VNIR　60 (spectral)×250 (spatial)　CCD array
	　　　　　	SWIR　160 (spectral)×250 (spatial)　HgCd Te array（冷却温度　120K）
　　(3) LEISA/AC（大気補正用センサ）
	観測波長帯	0.89−1.6μm
	波長分解能	30−40cm-1 (2−6nm)（連続）
	地表分解能	250m
	観測幅　　	185km
	検知器　　	256×256 InGaAs IR detector
誘導・航行制御
	三軸安定方式
	ポインティング精度	0.03度（三軸とも）
	ジッター	＜5 arcsec
	Autonomous Star Tracker provides 3-axis attitude knowledge
	GPS receiver for onboard navigation and timing (GSFC)
	Capable of autonomous formation flying
	Versatile ACS flight software permits slowing to celestial objects for instrument
	 calibration Independent safehold processor
推進系
	Hydrazine propulsion system for correction of insertion errors, orbit maintenance,
	 formation flying, and de-orbit
	Four 1-Newton thrusters, dual seat, dual coil design
	22.3Kg propellant capacity, elastomer diaphragm provides positive expulsion
	Thrusters canted 15ｰ to provide control authority on all three axes:
	0.8Nｷm torque around pitch and roll axes, 0.3 Nｷm about yaw axis
熱制御
	Cold-bias design, controlled between 0 − C and 40− C
	Thermostatically controlled, redundant heaters
	Isolated battery maintained between 0− C and 20− C
データ記録・通信
	Stores 40Gbits science data with Wideband Advanced Recorder Processor (GSFC)
	Uses CCSDS format with Wallops-managed ground stations
	Science data transmitted over X-band at 105Mb/sec; has backup S-band mode to
	 downlink at 2Mb/sec
	Telemetry housekeeping data downlink selectable: 2Kb/sec to 1Mb/sec
	Command uplink rate 2kbps
管制・データハンドリング
	MIDEX Architecture, also used on GSFC's MAP mission
	Mongoose V processor, 12MHz
	1.8Gbits of telemetry and command storage
	1773 Fiber Optic Data Bus
	Software supports autonomous operations
衛星構造
	Aluminum Construction
	Spacecraft Mass (without payloads): 370Kg
	Volume: Hexagonal Right Prism - 1.25m across flats, 0.73m high
	Supports an additional 3 payloads totaling 20Kg
	Equipment panels also serve as thermal radiators
主ペイロードとのインターフェース
	The main instrument is mounted to and aligned to an interface plate bolted to the
	 spacecraft
	Average experiment power: 80 watts nominal
	Payload Mass: 90Kg
	Thermal: Instrument is coupled to spacecraft
	Alignment: Instrument-to-spacecraft alignment measured to 20 arcseconds accuracy
重量　　	529kg
電力　　	3 panels of silicon cells producing 600W EOL power (300W orbit average).
　　　　	Single axis articulating (TECSTAR, Inc.)
　　　　	50 A-hr super Ni-Cd battery
　　　　	systems electronics manage and distribute unregulated (28 ｱ 7V DC) power through
　　　　	 resettable circuit breakers
　　　　	Redundant paraffin actuator used for solar array release mechanisms
開発会社	衛星　Swales and Associates Inc.
　　　　	ALI　MIT/Lincoln Laboratory
　　　　	データレコーダ　NASA/GSFC
　　　　	推進系　Primex Aerospace
　　　　	電力系　TECSTAR, Inc
ミッション費用	約1億,700万ドル