2001 Mars Odyssey (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
2001 Mars Odyssey (Mars Odyssey, Mars Surveyor 2001 Orbiter) jest amerykańskim (NASA) orbiterem Marsa.. Do jego podstawowych zadań należą naukowych: identyfikacja minerałów występujących na powierzchni Czerwonej Planety; poszukiwania wody/lodu pod powierzchnią poprzez pomiar obfitości wodoru; badania struktury marsjańskiej powierzchni i procesów ją kształtujących; oraz badania natężenia promieniowania korpuskularnego w celu oceny stopnia zagrożenia dla życia przyszłych załogowych wypraw na Marsa. Sonda pomyślnie weszła na orbitę okołomarsjańską, gdzie realizuje bardzo udany program badawczy.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Masa próbnika bez paliwa wynosi 376.3 kg, masa całkowita (z 348.7 kg paliwa w chwili startu) natomiast 725.0 kg. Sonda została skonstruowana w Lockheed Martin Astronautics w Denver w stanie Kolorado. Tam przeszła serię szczegółowych testów. W Canaveral Space Center otrzymała zapas paliwa, zintegrowane panele słoneczne i dwa przyrządy naukowe.

Ogólna konstrukcja próbnika jest oparta na konstrukcji wcześniejszego orbitera Mars Climate Orbiter. Jednak po katastrofie tej misji wprowadzono setki zmian w sprzęcie i oprogramowaniu. Sonda ma kształt prostopadłościanu o wymiarach 22. x 1.7 x 2.6 m. Korpus jest podzielony na dwie sekcje - sekcję wyposażenia oraz sekcję napędową. Na górnej sekcji umieszczono silnik rakietowy, zbiorniki paliwa i utleniacza oraz inne komponenty inżynieryjne. Dolna zawiera instrumenty naukowe z wyjątkiem MARIE (zainstalowanego we wnętrzu sondy), antenę UHF i szperacze gwiazd systemu nawigacyjnego.

Łączność z Ziemią zapewnia antena paraboliczna dużego zysku o średnicy 1.3 m ustawiona na wysięgniku w kącie górnej części pojazdu. Używa ona pasma X, zarówno dla łącza Ziemia - sonda jak i sonda - Ziemia. Dane z Ziemi są odbierane na częstotliwości 7155.377315 MHz i przesyłane na Ziemię na 8406.851852 MHz. Ponadto sonda posiada dwie omnikierunkowe anteny małego zysku służące tylko do transmisji danych inżynieryjnych na Ziemię.

Energii elektrycznej dostarcza skrzydło fotoogniw słonecznych umieszczone z boku korpusu pojazdu. Składa się z 3 paneli fotowoltaicznych zbudowanych z arsenku galu. Ładują one baterię niklowo - wodorową o pojemności 16 A/h.

Paliwem dla głównego silnika rakietowego jest hydrazyna i czterotlenek azotu. Impuls silnika wynosi 65.3 kg. Sonda jest stabilizowana trójosiowo z użyciem trzech głównych kół reakcyjnych i jednego zapasowego. Kontrola orientacji przestrzennej jest zapewniona dodatkowo przez cztery silniczki rakietowe o impulsie 0.1 kg i cztery o impulsie 2.3 kg. System nawigacyjny używa szperacza gwiazd i bezwładnościowego układu odniesienia.

Stała temperatura wewnętrzna jest kontrolowana przez użycie izolacji, grzejników, żaluzji i dzięki specjalnej farbie na powierzchni niektórych elementów.

Załącznik 1 - Schemat sondy w konfiguracji startowej.
Załącznik 2 - Schemat sondy w konfiguracji mapującej.
Załącznik 3 - Wizja artystyczna sondy na orbicie Marsa.
Załącznik 4 - 2001 Mars Odyssey w KSC.

WYPOSAŻENIE
W skład instrumentów naukowych wchodzą: spektrometr promieni gamma (Gamma Ray Spectrometer - GRS), spektrometr neutronów (Neutron Spectrometer - NS); detektor neutronów o wysokich energiach (High Energy Neutron Detector - HEND); eksperyment radiacyjny (Mars Radiation Environment Experiment - MARIE); oraz system obrazujący w podczerwieni i świetle widzialnym (Thermal Emission Imaging System - THEMIS).

Sonda posiada antenę UHF do odbioru danych z lądowników marsjańskich.  Wykonuje także eksperyment radiowy (Radio Science - RS).

[Scorus]

GRS
Spektrometr promieni gamma służy do monitorowania promieniowania gamma emitowanego z powierzchni Marsa przez naturalne pierwiastki promieniotwórcze oraz powstającego podczas reakcji z promieniami kosmicznymi i cząstkami słonecznymi. Umożliwia to: rozpoznanie składu pierwiastkowego powierzchni Marsa, w tym czap polarnych; określenie obfitości wody w gruncie; rozpoznanie wieku materiału powierzchniowego; oraz poznanie grubości czap polarnych i jej sezonowych zmian. Instrument też umożliwia też badania błysków gamma.

Zasada działania instrumentu opera się na detekcji wtórnego promieniowania gamma. Galaktyczne promieniowanie kosmiczne oddziałując z materiałem powoduje wytworzenie neutronów wtórnych. Neutrony te oddziałują następnie z jądrami atomowymi  w materiale powierzchniowym na drodze rozpraszania elastycznego i reakcji wychwytu, powodując emisję promieniowania gamma. Jego energia jest charakterystyczna dla pierwiastków odpowiedzialnych za emisję i pozwala na ich zidentyfikowanie. Intensywność linii emisyjnych w zakresie gamma zależy od spektrum i intensywności emisji neutronów, dlatego też określenie gęstości spektralnej neutronów jest niezbędne do badań zawartości poszczególnych pierwiastków prowadzonych tą metodą. Służą do tego instrumentu NS i HEND.

Instrument GRS ma masę 30.5 kg. Pobór mocy wynosi 32 W. Urządzenie umieszczono na wysięgniku o długości 6 metrów, celem wyeliminowania szyby powodowanego przez promieniowanie gamma pochodzące ze statku. Największa średnica instrumentu wynosi 46 cm, a największa wysokość 17 cm. Przyrząd jest skierowany w stronę nadiru. Jego pole widzenia ma szerokość 144 stopni. Przestrzenna rozdzielczość wynosi 300 km, ale do pomiarów w niskich temperaturach stosuje się niższą.

Detektorem promieniowania gamma jest dioda wykonana z bardzo czystego germanu. Ma masę 1.2 kg. Stanowi ona detektor półprzewodnikowy. Prąd produkowany w diodzie pod wpływem promieni gamma jest wzmacniany przez niskotemperaturowy wzmacniacz. Sensor podczas badań jest schłodzony do temperatury 90 K. Znajduje się pod cieplną tarczą. W czasie lotu międzyplanetarnego został ogrzany do temperatury 100°C, aby wyeliminować jego ewentualne uszkodzenia spowodowane przez promieniowanie i zachować go w dobrym stanie aż do rozpoczęcia pomiarów na orbicie okołomarsjańskiej.

Przyrząd został zbudowany na Uniwersytecie Arizony w Laboratorium Księżycowym i Planetarnym. Jego odpowiednik znajdował się także na utraconej sondzie Mars Observer.

Załącznik 1 - Schemat instrumentu GRS.
Załącznik 2 - GRS podczas testów.

[Scorus]

NS
Spektrometr neutronów służy do wykrywania wodoru w gruncie do głębokości około 1 metra. Dane te umożliwiają poznanie obfitości wody.

Instrument NS wykrywa neutrony w trzech zakresach energii. Są to cząstki szybkie, epitermalne i cieplne.

Detektor jest prostopadłościennym blokiem podzielnym wewnątrz na 4 jednostki w kształcie pryzmatów. Pojedyncze pryzmaty są skierowane w stronę nadiru (do planety), zenitu (przeciwnie do powierzchni), do statku kosmicznego (w tył) i w stronę wektora prędkości statku (naprzód). Każdy pryzmat jest zbudowanym z boru scyntylatorem, optycznie odizolowanym od innych pryzmatów. Każdy jest obserwowany przez osobną tubę fotopowielacza. Kiedy energetyczna cząstka uderzy w pryzmat powstaje błysk światła rejestrowany przez fotopowielacz. Mniejsze końce instrumentu są osłonięte tarczą z kadmu nieprzepuszczającą neutronów. Pryzmat skierowany w stronę Marsa także jest osłonięty tarczą przepuszczającą neutrony tylko o odpowiednio wysokich energiach.

Neutrony cieplne są promieniami kosmicznymi, które wytraciły swoją energię w kolizjach z atomami wodoru w gruncie. Są wyłapywane przez przedni pryzmat, ale zatrzymują się na pryzmacie tylnym. Różnica w szybkości neutronów pomiędzy tymi pryzmatami jest miarą stratny ich energii. Różnica energii pomiędzy neutronami przebiegającymi z tylnego pryzmatu do pryzmaty zenitalnego daje miarę neutronów epitermalnych. Tylny pryzmat mierzy także neutrony wyemitowane przez statek. Epitermalne neutrony są także mierzone przez ekranowany pryzmat nadiru. Stosunek neutronów cieplnych do epitermalnych daje miarę ilości wodoru w glebie.

Urządzenie NS zostało zbudowane w Los Alamos National Laboratory.

Załącznik - Instrument NS.

[Scorus]

HEND
Detektor neutronów o wysokich energiach służy do pomiarów emisji neutronów o różnych energiach. Zebrane dane są stosowane do określenia albedo neutronów używanego do interpretacji danych GRS. Umożliwiają także opracowanie globalnej mapy obfitości podpowierzchniowego lodu.

Zasada działania systemu HEND opiera się na rejestracji spektrum energii neutronów wydostających się z materiału powierzchniowego. Spektrum to zależy od jego składu, a więc dane te pozwalają na ocenę składu podłoża pod kątem zawartości głównych pierwiastków. Ponadto spektrum energii neutrów silnie zależy od zawartości wodoru. Neutron o masie m traci niewielką ilość energii, w przybliżeniu m/(M+m) zderzając się z jądrem atomowym o masie M. Gdy m = M cząstka traci połowę swojej energii. Jest to przypadek kolizji neutronu z atomem wodoru. Efekt taki sprawia, że nawet mała domieszka wodoru w materiale powierzchniowym powoduje spadek gęstości wydostających się z niego neutronów epitermalnych i wysokoenergetycznych przy jednoczesnym wzroście emisji neutronów termalnych. Większe ilości wodoru występują najczęściej pod postacią nagromadzeń wody. Metoda ta pozowali więc na wykrycie pokładów lodu wodnego w podłożu. Ponadto urządzenie dostarcza danych niezbędnych przy analizie pomiarów ze spektrometru neutronów GRS. W mechanizmie produkcji kwantów gamma w materiale powierzchniowym neutrony odgrywają dużą rolę. Galaktyczne promieniowanie kosmiczne oddziałując z materiałem powoduje wytworzenie neutronów wtórnych. Neutrony te oddziałują następnie z jądrami atomowymi  w materiale powierzchniowym na drodze rozpraszania elastycznego i reakcji wychwytu, powodując emisję promieniowania gamma. Intensywność linii emisyjnych w zakresie gamma zależy od spektrum i intensywności emisji neutronów, dlatego też określenie gęstości spektralnej neutronów jest niezbędne do badań zawartości poszczególnych pierwiastków prowadzonych tą metodą.

Instrument HEND charakteryzuje się masą 3.7 kg i poborem mocy na poziomie 5.7 W. W skład instrumentu wchodzą 4 detektory - SD1, SD2, MD i SCD uzupełniane przez segment logiczny (Digital and Logic Segment - DLS). Wszystkie detektory i elektronika są połączone w pojedynczy moduł. Dodatkowo detektor neutronów o wysokich energiach (SCD) jest otoczony scyntylatorem plastikowym pozwalającym na odrzucanie szkodliwych cząstek (Anticoincidence  Plastic Scintillator - APS), chroniącym jego aktywną część przed cząstkami naładowanymi z zewnątrz. Wstępne produkty obróbki danych ze wszystkich 4 detektorów neutronów pozwalają na określenie gęstości spektralnej emisji neutronów w bardzo szerokim zakresie energii, od energii epitermalnych do 10 MeV. Neutrony termalne są mierzone przy energiach poniżej 0.4 eV. Pomiary dla neutronów epitermalnych wykonywane są w dwóch częściowo pokrywających się zakresach - od 0.4 eV do 1 keV oraz od 0.4 eV do 500 keV. Neutrony wysokoenergetyczne są rejestrowane w przedziale 0.3 - 10.0 MeV.

Układy SD1, SD2 i MD są identycznymi licznikami proporcjonalnymi LND 2517 zawierającymi hel-3. Wykorzystywana jest w nich reakcja He-3 + n = H-3 + p. Ucyfrawianie zliczeń z detektorów pozwala na wykrycie charakterystycznego dwupikowego spektrum energii H-3 i p. Pik przy 764 keV odpowiada całkowitej depozycji energii przez obie cząstki. Pik przy niższej energii, 191 keV odpowiada depozycji energii tylko przez H-3, gdy proton ucieka z objętości detekcyjnej. Wpływ szumu o niskiej amplitudzie może zostać wyeliminowany poprzez odpowiednie zaprogramowanie progu detekcji w zakresie niskich energii.

Detektory te dostarczają profili czasowych zliczeń neutronów. Są najbardziej czułe na neutrony termalne i epitermalne. Detektor SD1 jest otoczony osłoną z kadmu absorbującą wszystkie neutrony o energiach poniżej 0.4 eV. Detektor ten wykrywa więc neutrony epitermalne, o energiach powyżej tego progu. Detektor SD2 nie posiada osłony i wykrywa neutrony zarówno termalne jak i epitermalne. Różnica pomiędzy zliczeniami detektorów SD1 i SD2 odpowiada neutronom termalnym. Neutrony epitermalne są mierzone przez SD2 w zakresie 0.4 eV - 1 keV. Detektor MD znajduje się we wnętrzu grubej osłony z polietylenu, umieszczonej we wnętrzu osłony z kadmu. Zewnętrza osłona z kadmu odrzuca neutrony termalne z zewnątrz, a osłona wewnętrzna z polietylenu - neutrony epitermalne i wysokoenergetyczne (0.4 eV - 500 keV). Dzięki temu jest on czuły na neutrony o energiach wyższych niż detektor SD1.

Detektor SCD jest scyntylatorem pracującym w całkowitym zakresie 0.3 - 10.0 MeV. Dostarcza spektrum energii zliczeń neutronów wysokoenergetycznych.  Zastosowano w nim kryształ stylbenu. Wykorzystywana jest w nim reakcja n + H = n' + p. Energia powstających protonów przyjmuje przypadkowe wartości w zakresie od 0 do całkowitej energii neutronów. Protony te produkują błyski świetle w obrębie kryształu. Są one łatwo wykrywalne dla protonów o energiach powyżej ok. 300 keV. Wartość ta określa też dolny próg detekcji detektora. Sensor stylbenowy jest otoczony scyntylatorem plastikowym APS odrzucającym protony z zewnątrz. Błyski świetlne wywoływane przez protony powstające w stylbenie są zewnętrznie obdzielane od błysków powstających na skutek elektronów produkowanych podczas oddziaływań z kwantami gamma. Służy do tego odpowiednia płyta elektroniki analogowej. Wykorzystano tutaj różnice w  profilu czasowym pomiędzy błyskami wywoływanymi przez różne procesy.

Segment elektroniki DLS zawiera płyty elektroniki przeznaczonej do obróbki sygnału analogowego z sensorów, obróbki logicznej, gromadzenia danych, wymiany danych ze statkiem kosmicznym oraz zasilania za pomocą wysokiego i niskiego napięcia.

Instrument zbudowano w Instytucie Badań Kosmicznych w Moskwie. Nowsze wersje tego instrumentu, wyposażone w dodatkowy spektrometr promieniowania gamma zastosowano też na sondzie Phobos-Grunt (HEND) oraz na orbiterze MPO misji BepiColombo (Mercury Gamma-ray and Neutron Spectrometer - MGNS).

Załącznik - Instrument HEND.

[Scorus]

MARIE
Eksperyment radiacyjny jest spektrometrem cząstek energetycznych zaprojektowanym w celu zmierzenia radiacji w środowisku marsjański. Ma to na celu poznanie stopnia zagrożenia promieniowaniem na jakie mogą być narażeni astronauci w przyszłości. W szczególności badany jest zakres strat energii cząstek 0.1 keV/mikrometr - 1500 keV/mikrometr, oraz udział protonów i neutronów w promieniowaniu.

Instrument MARIE charakteryzuje się masą 3.3 kg i poborem mocy na poziomie 7 W. Cały instrument ma wymiary 10.2 x 17.8 x 29.2 cm. Pole widzenia ma szerokość 56 stopni. Energie cząstek są mierzone w 512 kanałach.

Urządzenie składa się z dwóch liczników proporcjonalnych o wymiarach ok. 2.5 cm x 2.5 cm i dwóch dodatkowych detektorów półprzewodnikowych o wymiarach 2.5 cm x 2.5 cm. Jeden z liczników proporcjonalnych służy do pomiaru całkowitej energii potencjalną (Total Energy Proportional Counter - TEPC), drugi służy do zliczania cząstek (Charged Proportional Counter - CPC). Instrument posiada dwa źródła cząstek alfa o radioaktywności 0.9 mCurie używanych do kalibracji.

Załącznik - Instrument MARIE.

[Scorus]

THEMIS
System obrazujący w podczerwieni i świetle widzialnym służy do badań mineralogii i morfologii powierzchni Marsa. Szczególnie instrument stosuje się do: poszukiwań formacji geotermalnych i związanych ze środowiskami wodnymi; lokalizacji najlepszych miejsc lądowania dla misji powierzchniowych; badań procesów geologicznych w małej skali; oraz poszukiwań anomalii cieplnych związanych z ewentualnymi procesami podpowierzchniowymi.

Instrument THEMIS charakteryzuje się masą 11.2 kg i poborem mocy na poziomie 14 W. Ma wymiary 54.5 x 37.0 x 28.6 cm. Funkcjonalnie składa się z podczerwonego spektrometru obrazującego i kamery o wysokiej rozdzielczości.

Układ optyczny instrumentu jest teleskopem złożonego z trzech zwierciadeł. Stosunek ogniskowej wynosi f/1.7. Efektywna długość ogniskowej wynosi 20 cm. Teleskop służy do skupiania światła na detektorach podczerwieni i zakresu widzialnego.

Detektor podczerwieni jest macierzą mikrobolometrów. Jest chłodzony przez elektryczną chłodziarkę. Filtry są umieszczone bezpośrednio przed płaszczyzną ogniskowej. Instrument rejestruje jasność powierzchni w zakresie podczerwoni w 9 kanałach w przedziale 6.6 - 15 mikrometrów. Kanały to (w mikrometrach): 6.62, 7.88, 8.56, 9.30, 10.11, 11.03, 11.78, 12.58, 14.96. Obserwacje obejmują zarówno powierzchnię jak i atmosferę. System ten pozwolił też na zobrazowanie prawie całą planetę w rozdzielczości 100 m na piksel.

System obrazujący w świetle widzialnym składa się z detektora CCD o wymiarach 1024 x 1024 piksele. Pole widzenia ma szerokość 2.8 stopnia. Zdjęcia są wykonywane w 5 kanałach spektralnych o centrach w 0.423, 0.553, 0.652, 0.751 i 0.870 mikrometra. Szerokość każdego pasma wynosi 0.05 mikrometra. Filtry są umieszczone bezpośrednio na detektorze. Rozdzielczość przestrzenna z orbity roboczej wynosi 18 m na piksel. Do końca misji podstawowej system ten wykonał 15 000 zdjęć w świetle widzialnym.

Załącznik - Instrument THEMIS.

[Scorus]

RS
Eksperyment radiowy nie został przewidziany w planach misji, ale mógł zostać wykonany jako część normalnej komunikacji i nawigacji w celu lepszego poznania pola grawitacyjnego Marsa i jego atmosfery.

W eksperymencie RS stosuje się system telemetryczny pojazdu. Mierząc przesunięcia dopplerowskie w sygnale można śledzić zmiany szybkości sondy. Po ich odniesieniu do pozycji pojazdu można określić anomalie pola grawitacyjnego Marsa. W czasie gdy sonda chowa się za tarczą Marsa lub zza niej wychodzi wykonuje się także eksperyment zakrycia. Sygnał radiowy po przejściu przez atmosferę planety ma trochę inne parametry niż w normalnych warunkach. Umożliwia to opracowanie profili gęstości atmosfery i jej temperatury.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
 Sonda 2001 Mars Odyssey wystartowała dnia 7 kwietnia 2001 r  za pomocą rakiety Delta 2 w wersji 7925. Miejscem startu był przylądek Canaveral, stanowisko startowe LC-17A. Start został odnotowany o godz. 15:02:21.860 UTC. 40 sekund później rakieta przekroczyła szybkość dźwięku. 60 sekund pod starcie przeleciała przez obszar maksymalnego ciśnienia aerodynamicznego. Po 1 minucie i 15 sekundach od startu, o 15:03 UTC prace zakończyło 6 silników pomocniczych na paliwo stałe uruchomionych w chwili startu. Zostały one odrzucone. Chwilę wcześniej uruchomiły się trzy pozostałe silniki pomocnicze. Cały czas pracował silnik stopnia 1. Ostatnie trzy silniki pomocnicze zakończyły swoją pracę i zostały odrzucone o godzinie 15:04 UTC, po 2 minutach i 20 sekundach od startu. Wyłączenie silnika stopnia 1 (Main Engice Cut-Off - MECO) nastąpiło o godzinie 15:07 UTC, po 4 minutach i 40 sekundach od startu. Następnie stopień ten został odrzucony  apracę rozpoczął silnik stopnia 2. W czasie 5 minut od rozpoczęcia lotu odrzucona została owiewka. Po 7 minutach i 20 sekundach od startu, o 15:09 UTC rakieta wyszła z zasięgu stacji śledzenia na Florydzie. Następnie odbiór danych przejęła stacja sił powietrznych w New Hampshire. Pierwsze wyłączenie silnika stopnia 2 (Second Engine Cut-Off - SECO 1) nastąpiło o godzinie 15:12 UTC, 10 minut i 20 sekund od startu. Tym samym zespół stopień 2/stopień 3/2001 Mars Odyssey wszedł na parkingową orbitę okołoziemską. Po 11 minutach od startu, o 15:13 UTC rakieta wyszła z zasięgu stacji w New Hampshire. Następnie nie było z nią łączności. W tym czasie przeleciała nad północną częścią Atlantyku. Po 18 minutach od startu, o 15:20 UTC łączność została odzyskana za pomocą stacji w Oakhangar w Anglii. W czasie 21 minut od startu, o 15:23 UTC odbiór danych przejęła stacja w Fucino we Włoszech. Silnik stopnia 2 został uruchomiony ponownie o godzinie 15:24 UTC, po 22 minutach i 25 sekundach od startu. Manewr ten trwał 51 sekund. Drugie wyłączenie silnika stopnia 2 (SECO 2) nastąpiło po 23 minutach i 21 sekundach od rozpoczęcia misji, o 15:25 UTC. Po 24 minutach od startu, o 15:26 UTC odbiór danych z rakiety rozpoczął samolot P-3. Odrzucenie stopnia 2 nastąpiło o godzinie 15:26 UTC, po 24 minutach i 30 sekundach od startu. W czasie 25 minut od startu, o 15:27 UTC włączony został silnik stopnia 3. Dane były jednak nieczytelne i nie potwierdzono tego natychmiast. Wyłączenie silnika nastąpiło po 26 minutach i 15 sekundach od startu. Tym samym sonda, nadal połączona z górnym stopniem znalazła się na trajektorii okołosłonecznej wiodącej do Marsa. Po 30 minutach startu, o 15:32 UTC odbiór danych rozpoczęła stacja w Omanie. Potwierdziło to prawidłowe wykonanie manewru za pomocą trzeciego stopnia. Sonda oddzieliła się od trzeciego stopnia rakiety o godzinie 15:34 UTC, po 31 minutach i 48 sekundach od rozpoczęcia misji. Następnie bez problemu rozłożyła swoje panele słoneczne. O godzinie 15:56 UTC nawiązała łączność ze stacją DSN w Camberrze w Australii. Start przebiegał bez problemów.

Po starcie rozpoczął się okres testów działania systemów sondy. Start był na tyle precyzyjny że 12 kwietnia 2001 r zrezygnowano z pierwszej korekty kursu (Trajectory Correction Maneuever 1 - TCM-1). 19 kwietnia instrument TEHMIS wykonał testowe obserwacje Ziemi i Księżyca. Sonda znakowała się wtedy w odległości 3 mln kilometrów od Ziemi. Podano inżynierowie analizowali temperatury w systemie obracającym antenę HGA. Były one zbyt wysokie. W następnych dniach uruchomiony został instrument MARIE. 25 kwietnia sonda weszła w tryb bezpieczny w czasie rozbłysku słonecznego. Szybko jednak wznowiła normalną pracę.

4 maja wykonana została kalibracja silnika głównego. Na początku maja testowano też antenę wysokiego zysku. 8 i 17 maja instrument HEND z powodzeniem wykrył rozbłyski gamma. Porównanie wyników z pomiarami innych sond i satelitów pozwoliło na określenie kierunku, z którego docierała największa ilość wysokoenergetycznych cząstek. Pierwsza korekta trajektorii (TCM-2) nastąpiła 23 maja 2001 r. Trwała 82 sekundy. Zmiana szybkości wyniosła 3.6 metra na sekundę.

Na początku czerwca wykonane zostały testy anteny UHF. Posłużyła do tego 56-metrowa antena UHF należąca do  Stanford University w Kalifornii. 15 czerwca kontrolerzy z powodzeniem wykonali kalibrację instrumentu THEMIS. Obserwacja objęła gwiazdę Menkent. W następnych dniach rozpoczął się proces nagrzewania detektora instrument GRS w celu usunięcia uszkodzeń wywołanych przez promieniowanie. Pod koniec miesiąca otworzono pokrywę instrument GRS.

2 lipca wykonany został drugi manewr korekty orbity, TCM-3. trwał on 23 sekundy. Zmiana szybkości wyniosła 0.9 metra na sekundę. 16 lipca sonda przebyła połowę drogi pomiędzy Ziemią i Marsem.

17 września wykonana została trzecia korekta trajektorii, manewr TCM-4.

23 października odbyła się czwarta i ostatnia korekta orbity okołosłonecznej, manewr TCM-5. Cały lot na Marsa przebiegał bez większych problemów, oprócz kłopotów z zabłąkanym światłem rejestrowanym przez szperacz gwiazd.

Sonda weszła na orbitę okołomarsjańską 25 października 2001 r. O godzinie 02:08 UTC uruchomione zostały grzejniki katalizatorów silnika głównego. O 02:12 UTC uruchomione zostały zawory pirotechniczne. Dzięki temu paliwo i utleniacz mogły zostać dostarczone do linii obsługujących silnik główny. O godzinie 02:19 UTC sonda przestała transmitować dane. Przełączyła się na transmisję sygnału nośnego za pomocą anten omnikierunkiwych. O 02:23 UTC zauważono problem z sensorem ciśnienia, ale nie miało to wpływu na manewr. Silnik główny został uruchomiony o godzinie 02:26 UTC. Zostało to potwierdzone o godzinie 02:31 UTC. O godzinie 02:36:42 UTC sonda weszła za tarczę Marsa, co spowodowało utratę sygnału. Silnik główny został wyłączony o godzinie 02:46 UTC. Łączność została odzyskana o 02:56 UTC. Potwierdzono wtedy zakończenie manewru wejścia na orbitę. W jego trakcie sonda zużyła 263 kg paliwa. Weszła na eliptyczną orbitę której perycentrum znajdowało się na wysokości 300 km, a apocentrum na wysokości 28 000 km. Okres obiegu wynosił 19.9 godziny.

W dalszej kolejności wykonano manewry korekty orbity i hamowanie aerodynamiczne. Ostatecznie sonda znalazła się na orbicie o półosi wielkiej 3 785 km i  okresie obiegu 1.964 godziny. Mimośród wynosił 0.0115, a inklinacja - 93.2 stopnia. Na takiej orbicie sonda rozpoczęła bardzo udany program badań planety.

Instrument GRS został uruchomiony 19 lutego 2002 r. Wysięgnik był w tedy złożony. Wstępne rezultaty pomiarów wykazały, że pod powierzchnią, w okolicach południowego bieguna Marsa, mogą znajdować się znaczne ilości lodu wodnego. Na podstawie dalszych, znacznie dokładniejszych obserwacji dokonanych po rozwinięciu wysięgnika (04.06.2002) można było określić, że powyżej 60 st na obu półkulach zawartość lodu w warstwie gleby o grubości 1 metra może wynosić aż 50%.

Przyrząd MARIE nie funkcjonował od sierpnia 2001 r. Był on jednak spowodowany błędem programowania i instrument został uruchomiony 7 marca 2002 roku. Instrument pozwolił na stwierdzenie, że podczas lotu międzyplanetarnego astronauci przyjmowaliby dzienne dawki promieniowania na poziomie 2 miliradów. na powierzchni Marsa dawka ta byłaby mniejsza o połowę. Łącznie z promieniowaniem podczas rozbłysków słonecznych dawka promieniowania jaką otrzymałaby załoga podczas 3-letniej mieściłaby się przyjmowanych przez NASA normach.  28 października 2003r, instrument przestał działać podczas wzmożonej aktywności słonecznej. Jego program naukowy zakończył się jednak powodzeniem

THEMIS dostarczył pierwszy, podczerwony obraz Marsa tuż po wejściu na orbitę. 2 listopada 2001r, podczas dalszej kalibracji uzyskano pierwsze obrazy optyczne. W marcu 2002r przyrząd uzyskał pierwsze w historii obrazy nocnej strony planety w podczerwieni. Podczas programu badawczego instrument potwierdził, iż warstwy skalne wykryte przez MGS różnią się składem mineralnym.

Misja nominalna trwała 2 lata. Po raz pierwszy została przedłużona o 2 lata w 2003 r.

[Scorus]

 25 sierpnia 2004 r zatwierdzono drugie przedłużenie misji, do końca września 2006 r.

We wrześniu 2006 r misja została przedłużona po raz trzeci, do końca września 2008 r.

W czerwcu 2008 r sonda weszła w tryb bezpieczny z powodu błędu pamięci. Została jednak szybko przywrócona do normalnej pracy.

30 września 2008 r wykonano manewr korekty orbity. W tym celu silnik sondy został włączony na 6 minut. Wcześniej sonda przelatywała nad dowolnym punktem planety około godziny 17:00 lokalnego czasu słonecznego. Po manewrze czas obiegu zmienił się w ten sposób, że sonda przelatywała o 20 sekund wcześniej każdej doby.

9 października 2008 r misja została przedłużana do września 2010 r. Stwierdzono, że zapas paliwa wystarczy na pracę do 2015 r.

9 czerwca 2009 r wykonano drugą zmianę orbity w trakcie misji rozszerzonej. W ramach tego manewru silnik został uruchomiony na 5.5 minuty. Na nowej orbicie możliwe jest dokładniejsze mapowanie składu mineralnego powierzchni Marsa poprzez jej obrazowanie w podczerwieni za pomocą instrumentu THEMIS. Niestety w na nowej orbicie spektrometr promieniowania gamma GRS stał się nieprzydatny dla badań. Był to znany problem, jednak uznano że nowe dane z THEMIS maja wyższą wartość naukową. 2-godzinna orbita sondy jest zsynchronizowana ze Słońcem, dzięki czemu przelatuje ona nad danym punktem powierzchni zawsze o tej samej godzinie. Obecnie na dziennej części orbity orbiter przelatuje nad danym punktem powierzchni Marsa o godzinie 15:45 lokalnego czasu słonecznego, a nie jak do tej pory o 17. W nocy nad danym punktem przelatuje o godzinie 3:45 (wcześniej o 5). Dzięki temu powierzchnia emituje więcej energii w zakresie podczerwieni termalnej w którym pracuje THEMIS. Obserwacje na nowej orbicie pozwalają na wychwycenie większych różnic w temperaturze powierzchni pomiędzy dniem i nocą. Dzięki temu dokładniej można badać różnice w składzie mineralnym powierzchni. Podobne obserwacje były wykonywane na samym początku misji, ale objęły tylko 10 – 20% powierzchni planety. Obecnie można je wykonać dla prawie całego Marsa. Ponadto THEMIS wypełnia luki w obrazowaniu optycznym powierzchni. Do tej pory sfotografował około 50% powierzchni. Ponadto obecnie zdjęcia powierzchni są wykonywane pod pewnym kątem. Pozwoli to na lepsze zobrazowanie rejonów w dużych szerokościach geograficznych, gdzie powierzchni nigdy nie znajduje się dokładnie pod orbiterem. Możliwe jest też opracowanie obrazów stereoskopowych ze zdjęć wykonywanych obecnie oraz danych archiwalnych. Modyfikacja orbity nie wpłynęła na odbiór danych z łazików MER.

28 listopada 2009 r sonda weszła w tryb bezpieczny z z powodu błędu pamięci. Po kilku dniach powróciła do normalnej pracy.

17 lipca 2010 r sonda weszła w tryb safe mode z powodu awarii podstawowego kontrolera silnika obrotu paneli baterii słonecznych. Problem został rozwiązany po kilku dniach.

8 czerwca sonda ponownie weszła w tryb bezpieczny. Przyczyną było przyblokowanie koła reakcyjnego na kilka minut, w czasie przełączania kierunku rotacji. Problem był badany w kolejnych dniach. Zdecydowano się na zastąpienie wadliwego koła elementem zapasowym. Był to pierwszy poważniejszy problem w trackie misji. Przełączenie kół i przywrócenie sondy do normalnej pracy nastąpiło 19 czerwca. 27 czerwca sonda wznowiła badania naukowe.

11 lipca sonda weszła w tryb bezpieczny podczas kończenia manewru nieznacznie dostosowującego orbitę. Był to najkrótszy manewr w czasie misji, trwał tylko 1.5 sekundy. Spowodowało to błąd w systemie kontroli orientacji sondy. Sonda została przywrócona do normalnej pracy 21 godzin później.

24 lipca wykonany został manewr korygujący orbitę sondy przed lądowaniem łazika MSL. Dzięki temu 6 sierpnia sonda mogła przekazywać dane w trakcie operacji lądowania.

6 sierpnia orbiter uczestniczył w odbiorze danych z łazika MSL podczas jego lądowania na Marsie. Sonda transmitowała dane z łazika w czasie rzeczywistym po okresie gdy Ziemia widziana z perspektywy miejsca lądowania schowała się pod marsjańskim horyzontem. Odbiór sygnału rozpoczął się o godzinie 5:26:34 UTC (czas na Ziemi). Okres zaburzeń ze strony plazmy zakończył się o 5:27:13 UTC. Rozłożenie spadochronu nastąpiło o 5:28:46 UTC, a osłona termiczna została odrzucona o 5:29:07 UTC. Osłona tylna wraz ze spadochronem została odrzucona o 5:30:40 UTC. Łazik oddzielił się od stopnia lądowania o 5:31:17 UTC. Lądowanie miało miejsce o 5:31:37 UTC. 2001 Mars Odyssey zakończył transmisję danych w czasie rzeczywistym o 5:37:37 UTC.

W październiku 2012 r zespół misji zadecydował o przełączeniu sondy na komputer zapasowy w celu wykorzystania związanego z nim bezwładnościowego systemu pomiarowego (Inetrtial Measurement Unit - IMU) wchodzącego w skład układu nawigacyjnego. Nie był on używany przez 11 lat trwania misji. Jednak podstawowa jednostka nawigacyjna zaczęła wykazywać oznaki degradacji. W przypadku awarii podstawowego IMU sonda automatycznie przełączyłaby się na egzemplarz zapasowy. Jednak kontrolowana zamiana IMU i komputera pokładowego pozwalała na wykrycie ewentualnych problemów związanych z systemami zapasowymi i ich rozwiązanie. Ponadto zachowywała możliwości ponownego przełączenia na zestaw podstawowy w przyszłości. Zamiana IMU i komputera została przeprowadzona 5 listopada. Sonda została celowo wprowadzona w tryb bezpieczny. Prze następne dni weryfikowano poprawność działania systemów zapasowych. W tym czasie za wymianę danych z łazikami Opportunity i MSL odpowiedzialny był orbiter MRO. 12 listopada sonda została przełączona na normalny tryb pracy. W dalszych dniach bez komplikacji wznowiła obserwacje naukowe oraz odbiór danych z łazików.

W lutym 2014 r rozpoczęto modyfikowanie sondy tak, aby orbiter mógł wykonać pierwsze systematyczne obserwacje porannych mgieł, chmur i szronu w różnych porach roku. Orbiter mógł ponadto obserwować zmiany temperatury powierzchni po wschodzie i zachodzie Słońca w tysiącach miejsc na planecie. Pozwalało na za zebranie informacji o składzie mineralnym powierzchni oraz procesach związanych ze zmianami temperatur, takimi jak sezonowe spływy na zboczach oraz gejzery dwutlenku węgla w regionach polarnych. Do tej pory żadna sonda nie prowadziła systematycznych obserwacji tego typu. Przez pierwszych 6 lat misji Mars Odyssey znajdował się wcześniej na polarnej orbicie synchronicznej ze Słońcem, w sektorze 05:00 lokalnego czasu słonecznego. Dzięki temu radiator instrumentu GRS mógł być odwrócony od Słońca. Przez następnej 3 lata orbita została przesunięta do sektora godziny 4:00. Pozwalało to na lepsze mapowanie składu mineralnego powierzchni za pomocą instrumentu THEMIS. O tej godzinie powierzchnia była dobrze rozgrzana przez Słońce, dzięki czemu sygnatury spektralne minerałów były łatwiejsze do wykrycia. Jednak przez to orbiter znajdował się przez dłuższy okres czasu w cieniu Marsa. Po zakończeniu kampanii związanej z lądowaniem łazika MSL wykonano więc manewr powodujący powolny dryf orbity ku późniejszemu okresowi dnia, co pozwalało na spowolnienie degradacji baterii.

Manewr korekty orbity pozwalający na obserwacje o poranku został przeprowadzony 11 lutego. Rozpoczął się o 19:03 UTC. Użyto do niego 4 silników o ciągu 22 N. Manewr ten spowodował, że orientacja orbity sondy powoli dryfowała w kierunku obszaru oświetlonego w czasie poranka. Planowana geometria orbity zostanie osiągnięta w listopadzie 2015 r. Wtedy wykonany zostanie kolejny manewr, który zatrzyma dryf orbity.

W październiku 2014 r orbiter Mars Odyssey uczestniczył w kampanii obserwacji przelotu komety C/2013 A1 Siding Spring koło Marsa. Kometa ta przeleciała koło planety w bardzo niewielkiej odległości, rzędu 134 000 km dnia 19 października o godzinie 18:32 UTC. Chociaż niebezpieczeństwo stwarzane przez pył kometarny dla sondy było niewielkie zdecydowano się na zmodyfikowanie orbity pojazdu tak, aby w czasie gdy w okolicach Marsa występowało największe zagęszczenie pyłu orbiter znajdował się po przeciwnej stronie Marsa. Manewr taki wykonano 5 sierpnia. 19 października, w dniu przelotu komety sonda wykonała skanowanie komy za pomocą instrumentu THEMIS. Uzyskała serię obrazów tworzących mozaikę. Były to jedyne obserwacje komety wykonywane w podczerwieni termicznej. Umożliwiły określenie wielkości i rozmieszczenia cząstek pyłu w komie. W czasie dwóch orbit po największym zbliżeniu komety THEMIS wykonał wielokrotne skany komety, w kierunku prostopadłym do poprzednich skanów, w celu zobrazowania jak większego fragmentu komy i warkocza. 20 października THEMIS wykonał skan przestrzeni kosmicznej i tarczy Marsa w celu zarejestrowania komety i Marsa na jednym obrazie. Pozwoliło to na zebranie informacji kalibracyjnych istotnych przy interpretacji wcześniejszych obserwacji komety, ponieważ właściwości Marsa były bardzo dobrze znane. Następnie orbiter wrócił do normalnych obserwacji Marsa.

W dniach 7 - 21 czerwca 2015 r miała miejsce koniunkcja ze Słońcem, w związku z czym do sondy nie wysyłano komend. Pojazd wykonywał ograniczone obserwacje naukowe i zapisywał dane na pokładzie do późniejszej transmisji na Ziemię.