Mars Reconnaissance Orbiter

Mars Reconnaissance Orbiter
MRO i en Mars-bane (kunstnerens indtryk)
NSSDC ID	2005-029A
Mission mål	MarsSkabelon: Infobox-probe / vedligeholdelse / mål
operatør	National Aeronautics and Space Administration NASASkabelon: Infobox-probe / vedligeholdelse / operatør
Launcher	Atlas V (401)Skabelon: Infobox-sonde / vedligeholdelse / bæreraket
konstruktion
Startmasse	2180 kgSkabelon: Info-boks sonde / vedligeholdelse / startmasse
Instrumenter
Skabelon: Info-boks sonde / vedligeholdelse / instrumenter HiRISE, CTX, MARCI, CRISM, MCS, SHARAD, Electra
Forløbet for missionen
Start dato	12. august 2005, 11:43 UTCSkabelon: Info-boks sonde / vedligeholdelse / startdato
affyringsrampe	Cape Canaveral , LC-41Skabelon: Info-boks sonde / vedligeholdelse / startpude
Skabelon: Infobox-probe / vedligeholdelse / historie 08/12/2005 begynde 10. marts, 2006 Mars baneindsættelse 30. marts, 2006 Aerobraking manøvre begynder 30.08.2006 Aerobraking manøvre sluttede 09/11/2006 Sti korrektion 31. december 2010 Primær mission afsluttet i dag aktiv

Den Mars Reconnaissance Orbiter ( MRO , engelsk for Mars-sensing satellit ) er en NASA - rumfartøj til at udforske planeten Mars , som afgik den 12. august 2005 til den røde planet og nåede deres destination den 10. marts 2006.

Siden Viking 1 og Viking 2 sonderne til Viking- programmet i 1975 var det den tungeste amerikanske Mars-sonde. I starten vejede den (med fremdrift og brændstof) over 2 tons. De samlede omkostninger ved missionen var cirka $ 720 millioner, hvoraf $ 450 millioner til udvikling og fremstilling af sonden og dens instrumenter, $ 90 millioner til bæreraketten og $ 180 millioner til det planlagte primære fem og et halvt år mission.

Med ankomsten af ​​MRO på Mars sammen med Mars Global Surveyor , Mars Odyssey og Mars Express var fire orbitere aktive samtidigt i Mars kredsløb for første gang.

Mission mål

Det primære mål med sonden er at kortlægge Mars overflade: Mars Reconnaissance Orbiter bringer kameraet med den hidtil højeste opløsning i en Mars-bane. Det opnår en forbedret vandret billedopløsning på en meter pr. Pixel , mens tidligere optagelser stadig havde flere meter pr. Pixel. På grund af begrænsningen af ​​mængden af ​​data, der kan overføres til Jorden, kan kun udvalgte dele af planeten fanges med den højeste opløsning.

Optagelserne skal også afsløre mindre geologiske strukturer, f.eks. B. hydrotermiske kilder , i nærheden af ​​hvilke der er mistanke om ( fossilt ) liv. De muliggør også et mere målrettet udvalg af interessante landingssteder til yderligere Mars-missioner, såsom Phoenix- sonden, der ankom Mars den 25. maj 2008 og Mars Science Laboratory i august 2012.

MRO bruger også radar til at søge efter vand og is lige under Mars-overfladen, især på de polære iskapper. Når alt kommer til alt vil sonden fungere som en relæstation for fremtidige landingsmissioner .

teknologi

Mars Reconnaissance Orbiter skulle oprindeligt lanceres med en Atlas III- raket og have en affyringsmasse på 1.975 kg. Men efter at den nyere Atlas V- raket med succes havde afsluttet sin første flyvning i 2002, blev det besluttet at starte sonden med den, da den tillader mere nyttelast til prisen på en Atlas III . Som et resultat steg sondens lanceringsmasse til 2.180 kg, den tomme vægt af sonden var 1.031 kg (hvoraf 139 kg er instrumenter) og 1.149 kg tælles med det brændstof, der skal transporteres . Den bærende struktur af sonden uden enheder vejer 220 kg og består af lette, men stærke materialer som titanium , kulfiberkompositter og aluminium i en sandwich-bikagekonstruktion . Strukturen skal kunne modstå startacceleration på 5  g , hvilket svarer til fem gange vægten af ​​selve sonden (dvs. 10.900 kg).

Strømforsyning

Orbiteren drives af to solfangere, hver 5,35 m lange og 2,53 m brede. Solfangere kan flyttes op og ned uafhængigt af hinanden og også roteres omkring deres egen akse. På forsiden af ​​hver samler er et areal på 9,5 m² dækket af 3.744 individuelle solceller . De meget effektive tredobbelte solceller har en effektivitet på 26%, dvs. det vil sige, de kan konvertere 26% af energien i indfaldende sollys til elektricitet. Solcellerne er tilsluttet på en sådan måde, at de leverer en konstant spænding på 32 V, som sondens instrumenter er designet til. Det samlede energiudbytte af de to solfangere i Mars-kredsløb er omkring 2.000 watt (i jordbane ville energiudbyttet være 6.000 watt på grund af den kortere afstand til solen).

Mars Reconnaissance Orbiter har to genopladelige nikkel-metalhydridbatterier med en kapacitet på 50 Ah (ampere timer) hver om bord. Akkumulatorerne bruges til strømforsyning i flyvningens faser, hvor solfangerne ikke leverer elektrisk energi. Dette sker f.eks. Under start, når man svinger ind i Mars-kredsløb, under aerobrakingmanøvrer, eller når sonden kommer ind i Mars- skyggen. Da den tilgængelige spænding falder, når batterierne fortsætter med at aflade, og computeren slukker, når spændingen falder til omkring 20 V, kan sonden kun bruge omkring 40% af batterikapaciteten.

elektronik

Hjertet på MRO- boardcomputeren er hurtigere, en 133 MHz, fra 10,4 millioner eksisterende transistorer , 32-bit rad750 - processor . Processoren er en strålingshærdet version af PowerPC-750 G3 og en efterfølger til RAD6000- processoren, som f.eks. Bruges i Mars rovers Spirit and Opportunity . På det tidspunkt, hvor sonden blev bygget, var det den hurtigste processor, der - langt væk fra beskyttelsen af magnetfeltet og jordens atmosfære - stadig kan fungere pålideligt.

Til datalagring har MRO 20 GB, som er fordelt på mere end 700 individuelle flashhukommelseschips med en kapacitet på 256 Mbit (= 32 MB) hver. Sondens lagringskapacitet er ikke særlig høj sammenlignet med et billede fra HiRISE-kameraet, som kan være op til 3,5 Gbytes i størrelse.

Den indbyggede computer bruger VxWorks - operativsystem i realtid , der allerede er i mange rumopgaver sådan. B. i Spirit and Opportunity blev brugt.

meddelelse

Til kommunikation med jorden har MRO en retningsantenne (High Gain Antenna - HGA) med en diameter på tre meter, hvormed datatransmissionshastigheder på op til 6 Mbit / s kan opnås. Antennen er bevægelig og kan justeres nøjagtigt med jorden. Sonden transmitterer i X-båndet med en frekvens på 8 GHz med en effekt på 100 watt, og der er planlagt eksperimentel kommunikation i Ka-båndet med 32 GHz og 35 watt. Med den højere transmissionsfrekvens kan der opnås en højere datatransmissionshastighed. Skulle kommunikationen i Ka-båndet blive vellykket, vil fremtidige rumsonder udstyres med den nye transmissionsteknologi. Sonden har to forstærkere til X-båndet (den anden er, hvis den første fejler) og en forstærker til Ka-båndet. Efter afslutningen af ​​den primære mission siges det at antennen har transmitteret omkring 34 terabit videnskabelige data til Jorden (dette er mere end mængden af ​​data fra alle tidligere planetariske rumsonder samlet), hvor data transmitteres i omkring 10- 11 timer om dagen med en gennemsnitlig datahastighed på 0,6 til 5 Mbit / s (afhængigt af afstanden fra Jorden til Mars) finder sted. Modtageren på jorden er en 34 m DSN- antenne. Til sammenligning: senderne på MGS og Odyssey havde / har en elektrisk effekt på 25/15 W og en datatransmissionshastighed på 20–80 / 14–120 kbit / s - mere end en størrelsesorden mindre end MRO.

I tilfælde af at retningsantennen ikke kan bruges, har MRO to low-gain antenner (LGA). Antennerne er på HGA-skålen, en foran og en bagpå. For at kommunikere med jorden behøver antennerne med lav forstærkning ikke at blive justeret, men kun opnå lave datahastigheder. Da sonden har to af disse antenner (en dækker hver en hel halvkugle), kan den både sende og modtage signaler fra enhver position. Antennerne bruges under start og når de kommer ind i Mars bane, men tjener også til at sikre kommunikation i en nødsituation.

Derudover har MRO et Electra - UHF kommunikationssystem, hvormed sonden kan kommunikere med andre Mars-sonder, både med Phoenix-landeren og siden 2012 med Mars Science Laboratory. Dette gør det muligt at videresende landingsemissionsdata til jorden af ​​MRO. Derudover kan landets nøjagtige position på Mars overflade bestemmes ved at måle signaludbredelsestider.

Drivsystem

MRO bruger et fremdrivningssystem, der forbrænder katalytisk nedbrudt hydrazin som det eneste brændstof og derfor ikke bærer en oxidator . Sondens tank, der er lavet af titanium og har et volumen på 1.175 liter, kan maksimalt rumme 1.187 kg brændstof, selvom der kun transporteres 1.149 kg brændstof for ikke at overstige bærerakternes maksimale nyttelast. Denne mængde brændstof ville være nok til at ændre sondens hastighed med 1.551 m / s. Mere end 70% af brændstoffet blev forbrugt, når man kom ind i Mars-kredsløb, da sonden skulle bremses kraftigt for at blive fanget af Mars tyngdekraft. For at sætte brændstoffet under tryk anvendes heliumgas , som opbevares i en separat, højtryksbeholder.

Sondens drivsystem består af 20 motorer i tre forskellige størrelser:

• Seks store MR-107N motorer, der hver genererer 170N tryk (i alt 1.020N). Disse motorer bruges til den første kursuskorrektionsmanøvre og til lancering i kredsløb omkring Mars.
• Seks mellemstore MR-106E motorer, der hver producerer 22N kraft. Disse motorer bruges til at korrigere flyvevejen og til at holde sonden på det rigtige kurs, når den sættes i Mars bane.
• Otte små MR-103D-motorer, der hver genererer 0,9 N tryk. De bruges til holdningskontrol af MRO både under normal driftstid og under indrejse i Mars bane og under korrektioner af flyvevejen.

Derudover anvendes fire reaktionshjul til præcis positionskontrol , især til optagelser i høj opløsning, hvor selv den mindste bevægelse forårsager sløring af billedet. Hvert hjul bruges til en bevægelsesakse, det fjerde hjul bruges som reserve, hvis et af de tre andre fejler. Et enkelt drejehjul vejer 10 kg og kan rotere med op til 6.000 omdrejninger pr. Minut.

navigations system

Navigationssystemer og sensorer giver information om sondens position, kurs og retning under flyvning. Disse data er afgørende for at være i stand til at udføre nøjagtige manøvrer på vej til Mars og holde solpanelerne på linje med solen og omkring antennen med jorden. Derudover skal probens position styres meget præcist for at være i stand til at tage slørede billeder i høj opløsning af Mars-overfladen. Navigationssystemet har flere sensorer og instrumenter til dette formål :

• 16 solfølere (hvoraf otte er beregnet som en reserve) er arrangeret på alle sider af sonden. Sensorerne er meget enkle og giver kun svaret på, om de ser solen eller ej. Computeren bruger derefter data fra individuelle sensorer til at beregne solens omtrentlige position. Hvis sonden mister sin retning, er disse sensorer tilstrækkelige til at tilpasse solfangere med solen og dermed garantere strømforsyningen. De kan dog ikke bruges til nøjagtigt at tilpasse sonden med Jorden og Mars.
• To- stjernede trackere (den ene tjener som reserve) af A-STR-mærket fra Galileo Avionica til præcis tilpasning til solen såvel som jorden og Mars. En stjernespor er et lille kamera, der tager digitale billeder af stjernerne. Disse billeder sammenlignes med dataene fra tusinder af stjerner, der er gemt i den indbyggede computer. Når Star Tracker har identificeret stjernerne på billedet, ved computeren nøjagtigt, hvor og i hvilken retning sonden er. Den Stjerne Tracker tager ti billeder per sekund.
• To miniatyrinertiale måleenheder (MIMU) (den ene tjener som reserve) fra Honeywell , der hver består af tre gyroskoper og tre accelerometre . Et gyroskop og et accelerometer bruges til hver bevægelsesakse. Gyroskoperne bruges til at måle sondens rotationshastighed (f.eks. Når man drejer for positionskontrol) og accelerometrene til at måle accelerationen (f.eks. Ved fyring af motorer). Derudover bruger Atmospheric Structure Investigation Accelerometer- eksperimentet accelerometeret til at måle bremseeffekten af ​​de øvre lag af atmosfæren under aerobrakings . Dette giver information om densiteten og strukturen i den øvre atmosfære.

Derudover har MRO med det optiske navigeringskamera et eksperiment for optisk navigation for en mere præcis indgang til kredsløb om Mars. Til dette formål fotograferes Marsmånerne Phobos og Deimos 30 til to dage før sonden ankommer til Mars for at bestemme den nøjagtige position af sonden. Det optiske navigeringskamera er ikke nødvendigt for, at MRO kan komme sikkert ind i kredsløb. Men hvis dette eksperiment giver positive resultater, vil denne type navigation bruges i fremtidige landingsmissioner, som er nødt til at ankomme til Mars med en meget høj grad af præcision for ikke at gå glip af de meget præcist definerede landingssteder.

Instrumenter

Om bord på MRO er der seks videnskabelige instrumenter såvel som nogle tekniske eksperimenter, såsom Ka-band kommunikation, Electra kommunikationssystem og det optiske navigations kamera. De tekniske eksperimenter blev beskrevet i afsnittet Teknologi , her præsenteres de videnskabelige instrumenter.

Imaging Science Experiment med høj opløsning (HiRISE)

Det største og vigtigste instrument ombord på Mars Reconnaissance Orbiter er HiRISE, der består af et fotokamera med høj opløsning med et Cassegrain-teleskop, der er 1,40 m langt og 50 cm i diameter. HiRISE er det andet stereokamera med høj opløsning i en Mars-sonde efter HRSC fra Mars Express. Teleskopet indeholder tre spejle og har et synsfelt på 1,14 ° × 0,18 °. Kameraet vejer ca. 65 kg og kan producere billeder fra en højde på 300 km med en maksimal lodret opløsning på 20–30 cm pr. Pixel. Tre spektrale bånd er tilgængelige til optagelserne: blågrøn BG (400-600 nm), rød (550-850 nm) og næsten infrarød NIR (800-1.000 nm). En 6 km bred strimmel er optaget i det røde bånd og 1,2 km bred i BG og NIR. Længden af ​​det optagede billede er cirka det dobbelte af dets bredde. For at fange det indfaldende lys indeholder HiRISE i alt 14 detektorchipsenheder (DCA), som hver indeholder et CCD- modul med den tilhørende kontrolelektronik. Hvert CCD-modul består af 2.048 12 × 12 µm pixels på tværs af flygeretningen og 128 TDI-elementer langs flyretningen. TDI-elementerne (tidsforsinkelse og integration) bruges til at forbedre signal / støj-forholdet. To DCA'er med i alt 4.048 pixels for hvert bånd er tilgængelige for BG- og NIR-båndene. For det røde bånd er der ti DCA'er med i alt 20.264 pixels. En opslagstabel kan bruges til datakomprimering i realtid , som omdanner 14-bit signaler optaget med kameraet til 8-bit signaler. En tabsfri 2: 1 komprimeringsmetode er også tilgængelig. Et typisk højopløsningsbillede fra HiRISE-kameraet er 20.000 × 40.000 pixels (dvs. ca. 800 megapixel) og det tager 4 til 48 timer at transmittere til Jorden, afhængigt af afstanden mellem jorden og Mars og kompressionsfaktoren. Kameraet har en intern 28 GBit-hukommelse til buffering af optagelserne, før de videresendes til den indbyggede computer. Udviklingsomkostningerne til HiRISE var ca. $ 35 millioner. Instrumentet blev bygget af Ball Aerospace til University of Arizona .

Context Imager (CTX)

CTX er også et kamera, der genererer gråtonebilleder i synligt lys med en bølgelængde på 500 til 800 nm og arbejder med en lavere opløsning på omkring seks meter. Dens formål er at kortlægge dele af Mars, men frem for alt at være i stand til korrekt at indsætte data fra HiRISE-kameraet med høj opløsning og CRISM-spektrometeret i den globale kontekst. CTX har et Maksutov-teleskop med en brændvidde på 35 cm og et synsfelt på 6 °. Et CCD- linjearray bestående af 5064 pixels bruges til optagelse . Et typisk billede er ca. 30 km væk. Instrumentet har en 256 MB DRAM- hukommelse, som er tilstrækkelig til at gemme et 160 km langt billede internt, før det overføres til sondens hovedhukommelse. Instrumentet blev bygget på Malin Space Science Systems .

Mars Color Imager (MARCI)

MARCI består af et vidvinkelkamera og et telekamera, der hovedsageligt bruges til at studere Mars-atmosfæren. MARCI er en kopi af kameraet, der gik tabt med Mars Climate Orbiter i 1999 , kun kameraets linse blev udskiftet med en større fiskeøjeobjektiv med en 180 ° synsvinkel for at kompensere for rumsondens rullebevægelser. er nødvendige for at betjene andre instrumenter. Kameraerne er tilsluttet delt elektronik og har syv spektralkanaler, hvoraf fem er i synligt lys ved bølgelængder på 425, 550, 600, 650 og 725 nanometer og to i UV- lys ved 250 og 320 nanometer. Overfladeforandringer såsom sandbevægelser eller de skiftende dimensioner på de polære iskapper skal registreres med instrumentet. B. der søges efter ozon . MARCI bruges også til at levere daglige vejrrapporter fra hele planeten. Instrumentet blev bygget på Malin Space Science Systems.

Compact Reconnaissance Imaging Spectrometer for Mars (CRISM)

CRISM er et spektrometer, hvormed hele Mars overflade scannes for forekomster af forskellige mineraler . Til dette formål har CRISM 544 forskellige spektralkanaler, som kan bruges til at søge efter specifikke mineraler. Hovedfokus er på de mineraler, der kan opstå i kontakt med vand , f.eks B. hæmatit . CRISM skal oprindeligt scanne hele Mars overflade med en opløsning på 100-200 m og i omkring 70 spektralkanaler for derefter at være i stand til at vælge områder, der er optaget med en højere opløsning (op til maksimalt 18 m). Spektrometeret har et teleskop med en blænde på 10 cm og et synsfelt på 2 °, hvorpå billeder af Mars overflade med en bredde på ca. 10 km registreres. Instrumentet registrerer lysintensiteterne i spektralbåndet ved bølgelængder fra 370 til 3.940 nm, hvor dette bånd er opdelt i strimler 6,55 nm brede. Omkostningerne ved at udvikle dette instrument var $ 17,6 millioner. Instrumentet blev udviklet af Applied Physics Laboratory ved Johns Hopkins University .

Mars Klima-lyd (MCS)

MCS er et eksperiment til at undersøge Mars-atmosfæren og fungerer som erstatning for instrumenter med lignende mål, der gik tabt i Mars Observer og Mars Climate Orbiter- missioner . MCS har to teleskoper med blænder på 4 cm. I modsætning til andre instrumenter, som alle ser lige ned, er teleskoperne på MCS rettet mod horisonten i normal drift, men kan også drejes i andre retninger. MCS har ni spektrale kanaler og er designet til at undersøge fordelingen af ​​støv og vanddamp i atmosfæren. Derudover registreres ændringen i lufttemperatur og lufttryk. En af de ni kanaler dækker frekvenserne af synligt og nær-infrarødt lys ved en bølgelængde på 300 til 3.000 nm. De øvrige otte kanaler er i det termiske infrarøde område af det elektromagnetiske spektrum ved bølgelængder fra 12 til 50 µm. Et tredimensionelt kort over Mars-atmosfæren med støv, vanddamp, tryk og temperaturfordeling op til en højde på 80-100 km skal oprettes ud fra dataene fra MCS. Instrumentet blev udviklet af Jet Propulsion Laboratory .

Lav radar (SHARAD)

SHARAD-eksperimentet er at bruge jord gennemtrængende radar til at søge efter vand og / eller isaflejringer under Mars overflade. SHARAD er efterfølgeren til MARSIS-eksperimentet, der blev brugt på den europæiske Mars Express- rumsonde, der blev lanceret i 2003 . Men da det fungerer med frekvenser på 15-25 MHz i et lidt andet frekvensområde, kan resultaterne af begge enheder komplementere hinanden. SHARAD kan trænge ind fra 100 meter til en kilometer dybt ind i Mars-skorpen, har en vandret opløsning på 0,3–1 km i retning af flyvningen og 3-7 km på tværs af flyretningen og en lodret opløsning på 7 m skal objektet har mindst disse dimensioner for at være observerbare. Med SHARAD skal det være muligt at finde vandaflejringer under Mars overflade ned til en dybde på 100 m. Instrumentet blev udviklet af Alenia Spazio på vegne af den italienske rumfartsorganisation (ASI).

Forløbet for missionen

De første forslag om at sende en orbiter udstyret med et kraftigt kamera til Mars i 2003 dukkede op på NASA i 1999. Romsonden, der foreløbigt blev opkaldt Mars Surveyor Orbiter, var beregnet til både at opnå de videnskabelige data, der forventes fra det mistede Mars Climate Orbiter og også søge efter spor af vand på Mars. Sonden skulle være omtrent på størrelse med Mars Global Surveyor , der blev lanceret i 1996, og kunne derfor have været fremstillet og lanceret relativt billigt. Lanceringen af ​​en større Mars-rover var også målrettet mod det samme startvindue. I juli 2000 besluttede NASA endelig at foretrække roverprojektet og sende roveren til Mars i 2003 (som senere blev den to mission for de to rovere Spirit and Opportunity ). Starten af ​​orbiter blev derefter udsat med to år til 2005, og dens mission blev udvidet: en større og tilsvarende dyrere orbiter, udstyret med kraftige instrumenter, skulle nu udvikles. I efteråret 2000 startede det nye projekt kaldet Mars Reconnaissance Orbiter. I oktober 2001 modtog Lockheed Martin en ordre fra NASA om at bygge sonden.

begynde

Mars Reconnaissance Orbiter var den 10. august 2005 med et Atlas V - løfterak fra Cape Canaveral fra start. På grund af tekniske problemer med løfteraket blev lanceringen oprindeligt udsat til 11. august. Denne startdato kunne ikke holdes på grund af problemer med Centaur øverste niveau. Lanceringen fandt sted derefter ved det tredje forsøg den 12. august kl. 11:43 UTC . Rumfartøjet blev afbrudt fra Centaur 57 minutter og 54 sekunder efter lanceringen, og kontakt med sonden blev etableret tre minutter senere via en japansk antenne i Uchinoura Space Center . 14 minutter efter frakobling blev udvidelsen af ​​de store solfangere gennemført med succes.

Flyfase (august 2005 til marts 2006)

Efter den vellykkede start og aktivering blev sonden skiftet til "cruise mode", som den var i indtil omkring to måneder før ankomst til Mars. Denne fase af missionen omfattede daglig overvågning af delsystemerne i sonden, bestemmelse og korrigering af flyvevejen og test og kalibrering af instrumenterne. Den 15. august blev MARCI-instrumentet testet, til hvilket der blev taget billeder af jorden og månen. Test af HiRISE, CTX og optisk navigationskamera fulgte den 8. september, hvor instrumenterne så tilbage på månen, som nu er 10 millioner kilometer væk. Alle tests var vellykkede.

Den cirka 500 millioner kilometer lange rejse til Mars tog cirka syv måneder. For at styre rumfartøjet på vej var der planlagt fem kursus korrektionsmanøvrer. Den første manøvre på 15 sekunder (TCM-1) fandt sted den 27. august 2005 ved hjælp af alle de seks store 170 N-motorer. Tidligere fyrede seks mindre motorer i 30 sekunder for at placere brændstoffet i tanken for bedre flow. Under manøvren blev der opnået en hastighedsændring på 7,8 m / s. De resterende banekorrektioner bruger de mindre 22 N-motorer, hvorved den 20 sekunders lange kursuskorrektionsmanøvre (TCM-2) fandt sted den 17. november og opnåede en hastighedsændring på 0,75 m / s. Den tredje kursuskorrektionsmanøvre (TCM-3) skulle foregå 40 dage før ankomst, men blev annulleret, fordi sonden allerede var på et optimalt kursus. Den fjerde kursuskorrektionsmanøvre (TCM-4) var planlagt til 28. februar, men er også aflyst af samme grund. Den valgfri femte manøvre (TCM-5), som skulle finde sted 24 til seks timer før du går ind i Mars-kredsløb, er også annulleret.

Ankomst- og bremsemanøvrer

For at komme ind i Mars-bane ( Mars Orbit Insertion , MOI ) skulle de store motorer i sonden antændes den 10. marts 2006 fra 21:24 til 21:51 UTC i ca. 26,8 minutter (1.606 sekunder). På grund af en uventet lavere ydelse af motorerne måtte MRO's computer dog forlænge forbrændingsprocessen med 35 sekunder. Da rumsonde var bag Mars i slutningen af ​​bremsemanøvren og derfor ikke kunne kommunikere med Jorden, var der et signal fra sonden kl. Under bremsemanøvren blev sondens hastighed reduceret med 1000,48 m / s (ca. 18% af indflyvningshastigheden) - planen var 1000,36 m / s - så den blev fanget af Mars tyngdekraft og omdannet til en elliptisk 426 × indtastet bane i 43.500 kilometer. De første testbilleder fra rumfartøjets HiRISE-kamera blev modtaget den 24. marts. Forventningerne blev absolut opfyldt. Fra en afstand på 2.489 km, hvilket er langt ud over den senere arbejdsafstand, blev der opnået billeder med en opløsning på 2,5 m pr. Pixel. Efter yderligere testbilleder den 25. marts blev kameraet slukket indtil begyndelsen af ​​det videnskabelige arbejde i november 2006. Samtidig blev Context Imager og Mars Color Imager testet, selvom de opnåede billeder først blev offentliggjort senere.

Mars kredser ved hjælp af aerobraking

Den 30. marts 2006 begyndte aerobrakingmanøvrene i Mars- atmosfæren , hvorved kredsløbet gradvist skulle reduceres til en ca. 255 × 320 km høj, næsten polar solsynkron bane med en kredsløbstid på 112 minutter. Til dette formål blev sondens MR-106E-motorer antændt i 58 sekunder, hvilket reducerede banepunktet nærmest Mars til 333 km. Yderligere bremsemanøvrer bragte det laveste punkt i kredsløbet inden for den meget tynde øvre Mars-atmosfære, som udøvede en yderligere bremseeffekt på kredsløbet. De to store solpaneler i MRO blev bragt i en position, hvor de genererede større luftmodstand. For ikke at bringe rumføleren i fare fra varmen, der genereres af luftfriktion, fik hver enkelt nedsænkningsproces kun lov til at vare i en begrænset periode og dermed kun reducere flyvehastigheden med en brøkdel. Derfor blev antallet af krævede nedsænkningsprocesser i starten af ​​missionen estimeret til omkring 500. Aerobraking sparte omkring 600 kg brændstof, som MRO ellers skulle bære for at nå det samme målkredsløb ved hjælp af sine motorer. alene.

Aerobrakingmanøvrene blev gennemført med succes den 30. august 2006 efter 426 nedsænkninger i atmosfæren. Denne dag fyrede rumfartøjet sine MR-106E-motorer i seks minutter og bragte det til kredsløbspunktet nærmest Mars i 210 km, hvilket er et godt stykke over den øvre grænse for atmosfæren (under aerobrakings var det 98 til 105 km i gennemsnit). En anden kredsløbskorrigeringsmanøvre fulgte den 11. september - og med en brændtid på 12,5 minutter den længste efter indsættelse af Mars-kredsløb - kredsløbskorrigeringsmanøvre, som bragte kredsløbshøjden til 250 × 316 km og det laveste punkt i kredsløbet nær Sydpolen som såvel som den højeste af Nordpolen.

Den 16. september 2006 blev den 10 m lange antenne på SHARAD-radaren indsendt (en lignende operation forårsagede adskillige problemer med den europæiske rumsonde Mars Express ). Fjernelsen af ​​beskyttelsesdækslet og kalibreringen af ​​CRISM-instrumentet fulgte den 27. september.

Den 3. oktober tog HiRISE-kameraet billeder af Victoria- krateret, i kanten af ​​hvor mulighedsroveren var placeret på det tidspunkt . Billederne i høj opløsning viser tydeligt roveren og dens spor i Marsjorden, selv skyggen af ​​rover-kameramasten er synlig.

Fra den 7. oktober til den 8. november 2006 var planeten Mars i en sol-forbindelse . I denne periode var solen direkte mellem Mars og Jorden, så kun begrænset kommunikation mellem kredsløb og Jorden kunne finde sted. Efter solforbindelsen blev Mars Reconnaissance Orbiter udsat for yderligere mindre funktionelle tests og har været tilgængelig til videnskabeligt arbejde siden november 2006.

Primær mission (2006-2010)

Sondens primære mission til Mars varede i fire år, hvoraf Mars blev kortlagt med HiRISE-kameraet og undersøgt med de andre instrumenter i løbet af de første to år fra november 2006 til december 2008. I de næste to år var det planlagt, at orbiteren skulle tjene som en platform for kommunikation mellem fremtidige landingsmissioner og Jorden. Ifølge forskere fra Institut for Planetariske Videnskaber ved Universitetet i Münster leverede optagelser af en erosionskanal på klitningen af ​​det såkaldte Russell Crater, der blev foretaget mellem november 2006 og maj 2009, bevis for, at der er flydende vand på Mars på bestemte tidspunkter af året. I august 2009 gik kredsløbet i sikkerhedstilstand efter problemer med softwaren. Den 8. december 2009 lykkedes det NASA at bringe sonden tilbage til sin normale driftsstatus efter opdatering af softwaren i flere faser. Den 19. maj 2010 var HiRISE i stand til at fotografere et stødkrater, der ikke eksisterede under den forrige overflyvning i marts 2008. Stødet udsatte vandis tæt på overfladen. Et andet billede viser muligvis faldskærmen af Mars 3 , en sovjetisk rumsonde, der skulle udforske Mars ved hjælp af en lander i 1971.

Den primære mission sluttede den 31. december 2010. Efter afslutningen af ​​den primære mission skulle det indbyggede brændstof være tilstrækkeligt til at drive MRO som en kommunikationsplatform i mindst yderligere fem år.

Efter afslutningen af ​​den primære mission

Den 6. august 2012 fotograferede HiRISE-kameraet fra Mars Reconnaissance Orbiter landingen af Mars Science Laboratory ("Curiosity" -rover). Da kometen C / 2013 A1 (Siding Spring) fløj forbi Mars den 19. oktober 2014 i en usædvanlig kort afstand på kun omkring 140.100 km, var HiRISE-kameraet i stand til at indhente vigtige data til den præcise kredsløbsbestemmelse af kometen. Størrelsen på kometens kerne kunne også bestemmes ud fra optagelser . Et par timer efter kometen passerede, opdagede SHARAD-instrumentet på nattsiden af ​​Mars en signifikant stigning i ionisering i ionosfæren .

I januar 2015 kunne det ukendte landingssted for Beagle 2 på position 11,5 ° nord og 90,4 ° øst være placeret på fotos af HiRISE-kameraet fra MRO fra 29. juni 2014 . Billedet viser den åbenlyst forsigtigt landede sonde, hvis solpaneler i det mindste delvist er åbne. Faldskærmen og et dæksel kunne også identificeres i umiddelbar nærhed.

Se også

• Hohmannbahn #Transferbahn til Mars
• Liste over rumsonder
• Kronologi over missionerne til Mars

Weblinks

• NASA Mars Reconnaissance Orbiter-websted
• Pressemateriale om NASAs MRO-lancering (PDF; 0,2 MB; engelsk)
• Hjemmeside for HiRISE-kameraet (engelsk)
• Mars Reconnaissance Orbiter af Bernd Leitenberger

Individuelle beviser

1. ↑ Atlas III valgt til at starte Mars Reconnaissance Orbiter . NASA, 11. juni 2002
2. ↑ Mars Reconaissance Orbiter: Electra . NASA
3. ↑ ^{a b} Mars Reconnaissance Orbiter Design Approach for High-Resolution Surface Imaging (PDF; 4,5 MB), American Astronautical Society, 2003
4. ↑ Mars Reconaissance Orbiter: Optisk navigationskamera . NASA
5. ↑ ^{a b} Sjette internationale konference om Mars (2003): HiRISE: Instrumentudvikling (PDF; 1,4 MB)
6. ↑ HiRISE-websted
7. ^ Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) kontekstkamera (CTX) . Malin Rumvidenskabssystemer
8. ↑ CTX . NASA
9. ^ Mars Color Imager (MARCI). Malin Rumvidenskabssystemer
10. ↑ APL: Compact Reconnaissance Imaging Spectrometer for Mars (CRISM) ( Memento fra 4. maj 2006 i internetarkivet )
11. ↑ MRO rumfartøjer og instrumenter - Mars Climate Sounder (MCS) . NASA
12. ↑ SHARAD-websted ( Memento fra 22. maj 2009 i internetarkivet )
13. ↑ SHARAD: MRO 2005 lavvandede radar ( Memento fra 6. september 2005 i internetarkivet ) (PDF) Planetarisk og rumvidenskab
14. ↑ NASA identificerer to muligheder for Mars-missioner fra 2003; Beslutning i juli . NASA, 20. maj 2000
15. ↑ NASA går tilbage til fremtiden med planer om en Mars Rover i 2003 . NASA, 27. juli 2000
16. ↑ NASA afslører planer for det 21. århundredes Mars-kampagne ( Memento 10. december 2004 i internetarkivet ). Space.com, 26. oktober 2000
17. ↑ NASA vælger Lockheed Martin til at bygge Mars Craft 2005 ( Memento fra 12. februar 2006 i internetarkivet ). Space.com, 3. oktober 2001
18. ↑ NASAs Multipurpose Mars Mission blev lanceret med succes . NASA, 12. august 2005
19. ↑ ^{a b} NASAs Mars Reconnaissance Craft begynder at justere kredsløb . NASA, 31. marts, 2006
20. ↑ NASAs nye Mars Orbiter returnerer testbilleder . NASA, 24. marts, 2006
21. ↑ Mars-kameraer debuterer, når NASA Craft justerer kredsløb . NASA, 13. april 2006
22. ↑ ^{a b} NASA Mars Reconnaissance Orbiter når planlagt flyvevej . NASA, 12. september 2006
23. ^ Mars Reconnaissance Orbiter afslutter succesfuldt aerobraking . NASA, 30. august 2006
24. ↑ Ground-Piercing Radar på NASA Mars Orbiter Klar til arbejde . JPL / NASA, 19. september 2006
25. ↑ APL-bygget Mineral Mapping Imager begynder mission på Mars . ( Memento af 27. oktober 2006 i internetarkivet ) APL, 27. september 2006
26. ↑ NASAs Mars Rover and Orbiter Team undersøger Victoria Crater . NASA, 6. oktober 2006
27. ↑ Flydende vand på Mars . Scinexx.de, 29. april 2010
28. ↑ MRO er sund igen . I: FlugRevue , februar 2010, s. 74
29. ↑ Iskaldet materiale Kastet fra kraterpåvirkning på Mars. NASA, 12. oktober 2013
30. ↑ Mulig Faldskærm Fra 1971 sovjetiske Mars Lander. NASA, 4. november 2013
31. F D. Farnocchia, SR Chesley, M. Micheli, WA Delamere, RS Heyd, DJ Tholen, JD Giorgini, WM Owen, LK Tamppari: Estimater med høj præcision for kometbane: Mars flyby fra C / 2013 A1 (Siding Spring). I: Icarus. Bind 266, 2016, s. 279–287 doi: 10.1016 / j.icarus.2015.10.035 .
32. ↑ 19 oktober 2014 Comet Siding Spring nærheden af Miss med Mars! I: Mars Exploration - Mars & Comets. NASA Science Mission Directorate, adgang til 17. juni 2021 . 
33. ↑ M. Restano, JJ Plaut, BA Campbell, Y. Gim, D. Nunes, F. Bernardini, A. Egan, R. Seu, RJ Phillips: Virkninger af passagen af Comet C / 2013 A1 (Siding Spring) Observeret ved den lave radar (SHARAD) på Mars Reconnaissance Orbiter. I: Geofysiske forskningsbreve. Bind 42, nr. 12, 2015, s. 4663-4669 doi: 10.1002 / 2015GL064150 . ( PDF; 788 kB )
34. ↑ Komponenter i Beagle 2 Flight System på Mars. I: Mars Exploration Program. NASA Science, 16. januar 2015, adgang til 9. juli 2021 .