Mars Express (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Orbiter Mars Express jest częścią podwójnej - zawierającej jeszcze lądownik Beagle 2 misji ESA. Jest to pierwsza marsjańska wyprawa tej agencji. Główne zadania orbitera to: globalne badania geologiczne Marsa (z rozdzielczością obrazów do 10 m); opracowanie globalnych map rozmieszczenia minerałów (z rozdzielczością 100 m); bania struktury i precyzyjnego składu atmosfery; badania budowy warstw podpowierzchniowych; oraz badania otoczenia plazmowego Marsa.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Masa sondy wynosi 639 kg. Masa startowa (wraz z paliwem o masie 427 kg i lądownikiem z masą 60 kg) wynosiła 1042 kg. Masa instrumentów naukowych wynosi 116 kg.

Zasadniczą częścią sondy jest główny korpus, czyli tzw. podsystem strukturalny, który łączy i osłania inne podsystemy statku oraz instrumenty naukowe. Korpus ma kształt prostopadłościanu i wymiary 1.5 m x 1.8 m x 1.4 m. W jego skład wchodzi struktura powierzchniowa oraz otaczana przez nią struktura rdzeniowa. Struktura rdzeniowa znajduje się wewnątrz statku. W jej skład wchodzą: łącznik z rakietą nośną (Launch Vehicle Adapter - LVA), w postaci aluminiowego pierścienia o średnicy 940 mm i wysokości 200 mm; dwie belki podpierające dwa niższe zbiorniki paliwa; dwie płyty podpierające dwa wyższe zbiorniki paliwa; dolna płyta skierowana w stronę osi Y, usztywniająca statek w kierunku X - Z; oraz dwie płyty skierowane wzdłuż osi X z dwoma wycięciami na panele słoneczne i usztywniające statek w kierunku osi Y - Z. Ściany struktury rdzeniowej dzielą wnętrze statku na 6 przedziałów. Struktura powierzchniowa obejmuje: górny poziom (ściana +Z); ściany boczne +/- Y, otwierane podczas budowy statku; boczne panele zamykające +/- X podzielone na 3 sekcje każdy, co umożliwiało dostęp do różnych części statku podczas montażu; drobne panele podpierające instrumenty; oraz klamry. Wszystkie te elementy są wykonane ze stopów aluminium, albo kutego (pierścień LVA, belki zbiorników paliwa, oraz główne klamry); albo mającego strukturę plastra miodu. Panele są wykonane z arkuszy o strukturze plastra miodu o grubości 10 - 20 mm, w niektórych miejscach osadzonych na dodatkowych arkuszach o grubości od 0.2-0.3 do 0.5 mm dla miejscowych wzmocnień.

Energii elektrycznej dostarczają dwa skrzydła fotoogniw  słonecznych ustawionych po bokach korpusu pojazdu. Skrzydła mogą obracać się za Słońcem. Mechanizm obracający został zaprojektowany dla misji Rosetta. Każde skrzydło składa się z czterech paneli fotowoltaicznych. Całkowita rozpiętość systemu wynosi ok. 12 m, powierzchnia natomiast 11.42 metrów kwadratowych. Komórki zbudowane są z krzemu. W odległości 1.5 AU od Słońca ogniwa dostarczają energii o mocy 460 W. Pierwotnie wartość ta maiła wynosić 660 W, ale błąd konstrukcyjny w systemie zasilania zmniejszył ją o 30%. To jednak nie wpłynęło niekorzystnie wpłynąć na badania naukowe. Ogniwa ładują trzy baterie litowo - jonowe o pojemności 22.5 A/h każda (całkowita pojemność 64.8 A/h). Są one stosowane, gdy sonda wchodzi w cień Marsa. W czasie misji nominalnej miało miejsce 1400 takich zaćmień, trwających po 90 minut. Napięcie prądu stosowanego we wszystkich systemach inżynieryjnych sondy wynosi 28 V. Szczytowe zapotrzebowanie na energię na orbicie okołomarsjańskiej wynosi 450 W.

Łączność z Ziemią zapewnia antena paraboliczna dużego zysku (High Gain Antena - HGA) o średnicy 1.8 m, ustawiona na jednej ze ścian i zwrócona w tą samą stronę co panele słoneczne.  Na szczycie sondy umieszczono dwie anteny omnikierunkowe niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA) w postaci rurek o długości 4 m. Łączność przez antenę wysokiego zysku odbywa się w paśmie S (2.1 GHz) i w paśmie X (7.1 GHz), a przez anteny niskiego zysku tylko w paśmie S. Anteny LGA były używane głównie w małej odległości od Ziemi. Podczas każdego obiegu trwającego 7.5 godziny antena HGA jest zwrócona na Ziemię przez około 6 godzin. W pozostałym czasie instrumenty naukowe wykonują obserwacje Marsa i antena jest odwrócona. Główna stacją odbiorczą jest Perth w Australii. Przed transmisją dane są gromadzone przez rejestrator jednoczęściowy o pojemności 12 gigabitów.

System napędowy zawiera główny silnik rakietowy na paliwo dwuskładnikowe. Charakteryzuje się on ciągiem 400 N. Jego głównym zadaniem było umożliwienie wejścia na orbitę wokół Marsa. Dwa zbiorniki paliwa mają objętość 267 litrów każdy i łączną pojemność 595 kg. Podczas misji nominalnej pojazd zużył około 370 kg paliwa. Do kierowania paliwa do silnika stosuje się hel zgromadzony w ciśnieniowym zbiorniku o objętości 35 l. Do mniejszych korekt trajektorii stosuje się system 8 silniczków o ciągu 10 N, po jednym w każdym kącie korpusu pojazdu. Zostały one opracowane dla misji Cluster. Silniki te stanowiły też zabezpieczenie na wypadek awarii silnika głównego. Za ich pomocą możliwe było wejście na orbitę Marsa i osiągnięcie zaplanowanych parametrów orbity badawczej.

Kontrolę orientacji przestrzennej zapewniają dwa trójosiowe bezwładnościowe układy pomiarowe, komplet dwóch szperaczy gwiazd oraz dwa sensory Słońca. Szperacze gwiazd są sytuowane po przeciwnych stronach sondy. Układy bezwładnościowe składają się z żyroskopów laserowych zaprojektowanych dla sondy Rosetta. Mierzą one tempo obrotów sondy podczas manewrów. Sensory Słońca też stały opracowane dla sondy Rosetta. Umożliwiają one określenie orientacji sondy względem Słońca po stracie oraz po poważniejszych awariach. Systemami wykonawczymi są koła reakcyjne. Pojazd jest stabilizowany trójosiowo. Dokładność pozycjonowania wynosi 0.15 stopnia.

Kontrola temperatury wewnętrznej jest zapewniona przez grzejniki, radiatory i wielowarstwową izolację. Izolacja jest wykonana ze stopów aluminium pokrytych złotem. Wszystkie komponenty za wyjątkiem detektorów instrumentów OMEGA i PFS (schłodzonych do -180st C) i detektorów HRSC pracują w temperaturze 10 - 20st C. Temperatury zewnętrznych elementów sondy wahają się od -100st C do +150st C. W wielu elementach, takich jak panele słoneczne zastosowano materiały kompozytowe, co zapobiegło dużym deformacją z powodu wahań temperatury.

System komputerowy sondy kontroluje pracę instrumentów i komponentów inżynieryjnych. Umożliwia włączanie i wyłączanie instrumentów w odpowiednim czasie. Monitoruje orientację sony i automatycznie wysyła polecenia zmieniające nią. Oprogramowanie kontrolne i oprogramowanie zarządzające danymi jest oparte na oprogramowaniu sondy Rosetta.

Sonda posiada także dwie anteny dipolowe o długości 20 m zainstalowane na przeciwległej ścianie niż antena paraboliczna i zwrócone w kierunku przeciwnym niż panele. Stanowią one część systemu radarowego. Na bocznej powierzchni zainstalowano kapsułę zawierającą lądownik Beagle 2.

Konfiguracja statku jest dostosowana do rakiety Soyuz/Fregat, ale dla bezpieczeństwa misji (w przypadku zawieszenia lotów tych rakiet np. z powodu katastrofy) jest w pełni kompatybilna z amerykańską Deltą 2.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE

 W skład aparatury naukowej wchodzą:
- Kamera stereoskopowa wysokiej rozdzielczości (High Resolution Stereo Camera - HRSC).
- Spektrometr obrazujący podczerwieni i światła widzialnego do badań minierologicznych (Observatoire pour la Mineralogie, l'Eau, les Glaces et l'Activit - OMEGA).
- Planetarny Spektrometr Fuliera (Planetary Fourier Spectrometer - PFS);
- Spektrometr ultrafioletu do badań spektrometrycznych atmosfery Marsa (Spectroscopic Investigation of the Characteristics of the Atmosphere of Mars - SPICAM).
- Zaawansowany radar służący do sondowania jonosfery i warstwy podpowierzchniowej Marsa (Mars Advanced Radar for Subsurface and Ionospheric Sounding - MARSIS).
- Analizator plazmy i neutralnych atomów o wysokich energiach 3 (Analyzer of Space Plasmas and Energetic Atoms 3 – ASPERA-3).

Orbiter posiada też system do wymiany danych  z lądownikami (Mars Express Lander Communications Relay - MARESS). Pojazd wykonuje ponadto eksperyment radiowy (Mars Radio Science Experiment - MaRS).

Przyrządy naukowe są umieszczone na zewnątrz próbnika, na ścianie która podczas badań Marsa jest skierowana w stronę nadiru. Radar MARSIS ponadto używa anten zainstalowanych na szczycie pojazdu.

Przyrządy  HRSC, OMEGA, PFS, SPICAM oraz ASPERA znajdowały się także na utraconej po starcie sondzie Mars 96. ASPERA ponadto była obecna na radzieckich próbnikach Phobos 1 i 2. Na instrumencie SPICAM jest też oparty przyrząd SPICAV sondy Venus Express.

[Scorus]

HRSC

Kamera wysokich rozdzielczości została zaprojektowana w celu wykonania stereoskopowych, barwnych i wykonanych przy różnych fazach zdjęć powierzchni Marsa. Z czasem pokryją one cały glob. Cele naukowe instrumentu to: scharakteryzowanie morfologii powierzchni oraz jej topografii i historii geologicznej; opracowanie sieci geodezyjnych punktów odniesienia; badanie zjawisk atmosferycznych obejmujących klimatologię, rolę wody w atmosferze i oddziaływania pomiędzy atmosferą i powierzchnią. Plany misji nominalnej zakładany pokrycie 100% powierzchni z rozdzielczością 10 m na piksel i 50% powierzchni z rozdzielczością  2.3 m na piksel. Zdjęcia mogą być przydatne w wyborze miejsc przyszłych lądowań. Kamera umożliwiła też obserwacje obecnych lądowisk. Sonda za jej pomocą fotografowała ponadto powierzchnię Phobosa (między innymi podczas przelotów) i w mniejszym stopniu Deimosa (z dużej odległości). Kamera dostarcza około 1 gigabita danych na dzień.

Instrument ma masę 21.2 kg. Składa się z dwóch sekcji – kamery (Camera Unit - CU) oraz elektroniki (Digital Unit - DU) połączonych okablowaniem.

W skład jednostki kamery wchodzi rama montażowa (Instrument Frame) podpierająca inne komponenty i zapewniająca odizolowanie cieplne od statku; głowica kamery wysokiej rozdzielczości (High Resolution Camera Head – HRC); oraz odrębny kanał bardzo wysokiej rozdzielczości (Super Resolution Channel - SRC).

Głowica HRC zawiera układ soczewek w konfiguracji Apo-Tessar, przegrodę, filtry, układ kontroli temperatury i łączy optykę z układem płaszczyzny ogniskowej zwierającym detektory oraz elektronikę odzyskiwania informacji. Układ optyczny charakteryzuje się ogniskową 175 mm i f = 5.6. Jest zainstalowany na tytanowej strukturze podpierającej. Przepuszczalność układu optycznego waha się od 0.37 dla kanału niebieskiego (440 nm) do 0.68 w zakresie monochromatycznym. HRC zawiera 9 liniowych detektorów CCD THX 7808B ustawionych równolegle i pracujących w trybie Pushbroom. Pobór mocy tego systemu wynosi 43.4 W.

Detektory CCD rejestrują obraz linia po linii podczas ruchu orbitalnego sondy. Linia obrazu jest prostopadła do kierunku ruchu sondy i równoległa do powierzchni. Częstotliwość takiego skanowania jest tak dobrana, że pomiędzy liniami nie powstają szpary. Czas ekspozycji i częstotliwość skanowania są ze sobą ściśle sprzężone. Jednocześnie uzyskuje się 9 niezależnych obrazów w postaci pasów. Szerokość pasa jest zależna od wysokości nad powierzchnią, a długość pasa jest ograniczona tylko przez dostępne zasoby pozwalające na gromadzenie danych i dostępną szybkość transmisji danych. Na obraz typowo przeznaczanych jest 230 megabitów. W celu zapewnienia odpowiedniej częstotliwości skanowania podczas obiegu, częstotliwość ta jest zmieniana wraz ze zmianą szerokości pasa zależnej od wysokości statku nad powierzchnią. W perycentrum gdzie szybkość statku jest najwyższa (4.3 km/s) częstotliwość skanowania wynosi 425 Hz i spada podczas oddalania się od powierzchni. Czas ekspozycji wynosi 2.24 - 54.5 ms. Podczas normalnej pracy wymagane jest pozycjonowanie instrumentu na nadir. Do obrazowania celów specjalnych możliwe jest też odchylenie statku od nadiru.

Elektronika HRC składa się z 3 modułów płaszczyzny ogniskowej (Focal Plate Modules - FPM) z których każdy zawiera po 3 detektory CCD oraz elektronikięodzyskiwania informacji (Front End Electronics - FEE). FEE obiecuje 4 łańcuchy przetwarzania sygnału, 9 kontrolerów detektorów oraz 1 układ rozprowadzania zasilania. Każdy detektor składa się z 5184 pikseli.  Maja one kształt kwadratowy i szerokość 7 mikronów (pole widzenia 8.25 sekundy kątowej). Rozdzielczość wynosi 10 m z wysokości 250 km. Szerokość obrazu z wysokości 250 km wynosi 52.7 km, a typowa długość – 330 km. Sygnał z detektora może zostać wysłany do jednego z 4 łańcuchów przetwarzania. Sygnał jest w ich obrębie filtrowany i ucyfrawiany przed wysłanie do elektroniki instrumentu. Dane z 9 detektorów CCD mogą być przetwarzane za pomocą dowolnego łańcucha. W czasie użytkowania SRC jeden z łańcuchów jest przeznaczony dla niego, a detektory HRC używają pozostałych 3.

HRC umożliwia jednoczesne obrazowanie stereoskopowe i multispektralne. Obrazowanie stereoskopowe umożliwiają 3 kanały pracujące w zakresie monochromatycznym 675 +/- 90 nm.. Detektory CCD kanałów stereoskopowych są zwrócone w różnych kierunkach, ale korzystają ze wspólnej optyki. Jeden z nich jest skierowany w nadir, drugi jest odgięty od niego w tył (o 18.9 stopnia), a trzeci jest odgięty w przód, czyli w kierunku wektora szybkości sondy (o 18.9 stopnia). Jednocześnie uzyskiwane obrazy z tych kanałów są następnie przetwarzane na Ziemi z uwzględnieniem pozycji sondy i pozycji utworów powierzchniowych. Wynikiem są cyfrowe modele wysokościowe i obrazy stereoskopowe. Największą rozdzielczość ma kanał nadiru, rozdzielczość pozostałych kanałów jest zmniejszana przed transmisją na Ziemię poprzez sumowanie pikseli.

Obrazowanie multispektralne umożliwiają 4 detektory CCD dla światła niebieskiego (440 +/- 45 nm), zielonego (530 +/- 45 nm), czerwonego (750 +/- 20 nm) i bliskiej podczerwieni (970 +/- 45 nm). Obrazy te obejmują ten sam obszar co obrazy z kanałów stereoskopowych. Geometrycznie pasują do obrazu z kanału nadiru. Ich rozdzielczość jest zmniejszana na pokładzie poprzez sumowanie pikseli. Pozwala to na redukcję ich rozmiarów oraz zwiększeni stosunku sygnału do szumu.

Dwa dodatkowe detektory CCD, skierowane w przód i w tył pozwalają na obrazowanie w wielu fazach. Uzupełniają one kanały stereoskopowe i pozwalają na pomiary cech fotometrycznych utworów powierzchniowych. Normalnie dane z tych kanałów są transmitowane w rozdzielczości zmniejszonej poprzez sumowanie pikseli. Kanały te pracują w zakresie monochromatycznym, takim samym jak kanały stereoskopowe.

Kanał bardzo wysokiej rozdzielczości SRC jest osobną kamerą zawierającą odrębny kompleks optyki, detektor CCD i elektronikę przetwarzania sygnału. Układ optyczny jest teleskopem w konfiguracji Matsukova – Cassegraina z długością ogniskowej 972 mm i f=11. Szerokość pola widzenia wzdłuż trajektorii lotu i w poprzek  wynosi 0.75 stopnia. Oś optyczna teleskopu jest ustawiona równolegle do osi HRC. Detektor CCD Kodak KAI 1001 ma wymiary 1024 x 1032 pikseli. Szerokość 1 piksela wynosi 9 mikronów (pole widzenia 2 sekundy kątowe). Rozdzielczość wynosi 2.35 m na piksel z wysokości 250 km. Z tej wysokości obrazy obejmują obszar o wymiarach 2.4 x 2.4 km. SRC jest mechanicznie połączony z głowicą HRSC i jest bezpośrednio podłączony do jednostki elektroniki całego instrumentu. Nie ma bezpośredniego interfejsu ze statkiem kosmicznym i jest traktowany jako dodatkowy kanał HRSC. Jego obrazy zawierają się w obrębie obrazów z HRC. Czas ekspozycji wynosi 0.5 - 50 000 ms. Na obraz jest przeznaczanych 8 lub 14 megabitów. Pobór mocy wynosi 5.3 W.

Jednostka elektroniki zawiera przetwornicę napięcia, elektronikę przetwarzającą dane  z instrumentu, elektronikę obsługującą detektory, interfejs ze statkiem kosmicznym, procesor sterujący działaniem instrumentu, oraz układ kompresji danych. Wszystkie te komponenty znajdują się w jednej obudowie.

Instrument powstał dla misji Mars 96. Zbudowano wtedy 2 egzemplarze zdolne do lotu. Drugi został potem przystosowany na potrzeby misji Mars Express. Podczas budowy instrumentu położono nacisk na jak najmniejsza energochłonność i masę.

[Scorus]

OMEGA
System do badań mineralogicznych jest spektrometrem obrazującym działającym w podczerwieni i świetle widzialnym. Został zaprojektowany w celu globalnego odwzorowania składu mineralnego i cząsteczkowego powierzchni Marsa w średniej rozdzielczości.  Instrument analizuje rozproszone na powierzchni słoneczne promieniowanie widzialne i podczerwone. Zasadniczym naukowym celem instrumentu jest scharakteryzowanie składu powierzchni oraz atmosfery (z uwzględnieniem śladowych składników) w tym pyłu i aerozoli.

Instrument OMEGA ma masę masa 29 kg. Dostarcza spektrogramów powierzchni i atmosfery w zakresie 0.5 - 5.2 mikrona. Instrument składa się z dwóch elementów: kamery (OMEGA Camera – OME-CAM), oraz elektroniki głównej (OMEGA Main Electronics – OMEGA-ME). W skład kamery wchodzą dwa niezależne kanały: kanał światła widzialnego i bliskiej podczerwieni (Visible and Near Infrared Channel - VNIR) oraz kanał krótkofalowej podczerwieni (Short Wavelength Infrared Channel – SWIR). Każdy kanał posiada własny teleskop i spektrometr.

Kanał VNIR pracuje w zakresie 0.36 - 1.05 µm. Zasięg dynamiczny to 12 bitów. Refrakcyjny układ optyczny f/3.7 charakteryzuje się otworem wejściowym o szerokości 15.6 mm. Całkowite pole widzenia ma szerokość 8.8 stopnia, co jest określone przez szczelinę o szerokości 50 µm w płaszczyźnie ogniskowej teleskopu. Rozdzielczość przestrzenna waha się pomiędzy 350 m a 10 km w zależności od wysokości nad powierzchnią. Obrazowanie za pomocą dwuwymiarowego detektora odbywa się w trybie Pushbroom. Promieniowanie z obserwowanego celu przechodzące przez szczelinę w płaszczyźnie ogniskowej jest rozpraszane na detektorze przez wklęsłą holograficzną siatkę dyfrakcyjną. Posiada ona 65 szczelin na 1 mm. Ma wymiary 40 x 10 mm. Detektor CCD Thompson TH 7863 ma wielkość 384 x 288 pikseli. Każdy piksel ma wymiary 23 x 23 µm. Maksymalna rozdzielczość kątowa wynosi 0.4 mrad na piksel. Spektrogram jest uzyskiwany na pikselach wzdłuż detektora, a informacje przestrzenne są uzyskiwany w kierunku poprzecznym. Szczelina jest prostopadła do kierunku ruchu statku kosmicznego, więc ruch statku pozwala na uzyskanie obrazu dwuwymiarowego.

Kanał SWIR składa się z dwóch podkanałów obsługiwanych przez wspólny teleskop, szczelinę i kolimator. Rozdzielczość spektralna wynosi 13 - 20 nm, a zakres dynamiczny - 12 bitów. Wspólna optyka jest teleskopem Cassegraina o długości ogniskowej 200 mm i f/4. Zwierciadło główne jest ukształtowane parabolicznie i ma średnicę 55 mm. Hiperboliczne zwierciadło wtórne ma średnicę 20.5 mm. Wiązka z kolimatora jest rozdzielana przez dychromiczny fitr na 2 zakresy - 0.93 - 2.77 µm i 2.65 - 5.2 µm. Następnie filtrowane promieniowanie jest rozpraszane przez dwie płaskie siatki dyfrakcyjne. Dla podkanału 0.93 - 2.77 µm zastosowano siatkę z gęstością szczelin 180/mm, a dla podkanału 2.65 - 5.2 µm – 120/mm. Taki rozproszony obraz szczeliny jest reprojektowany na detektorze przez 2 układy optyki (osobno dla każdego podkanału). Każdy zestaw optyki składa się ze sferycznego zwierciadła zbierającego, drugiego zwierciadła sferycznego, oraz soczewek z selenku cynku (ZnSe). Każdy podkasał zawiera osobny liniowy detektor fotowoltaiczny z antymonku indu (InSb) złożony ze 128 pikseli. Jest on schłodzony do temperatury 77 K przez mikrochłodziarkę cykliczną Sterlinga. Każdy piksel ma wymiary 90 x 120 µm. Obrazowanie za pomocą liniowego detektora odbywa się tutaj w trybie Whiskbroom. Skanujące zwierciadło dostarcza pola widzenia w kierunku prostopadłym do trajektorii statku, a ruch statku dostarcza drugiego wymiaru obrazu.

Instrument został zbudowany przy udziale uczących z Francji, Włoch  i Rosji.

[Scorus]

PFS
Spektrometr Fuliera służy głównie do badań atmosfery. Do jego głównych celów naukowych zaliczają się:
- Długookresowa rejestracja przestrzennego rozkładu temperatury w dolnej atmosferze (do 40 km) w celu zrozumienia zjawisk klimatycznych.
- Śledzenie zmian w rozkładzie pary wodnej i dwutlenku węgla w celach badań ewolucji atmosfery i klimatu związanej z historią wody na Marsie.
- Poszukiwania drobnych gazowych składników atmosfery w celu dokładnego poznania jej obecnego składu.
- Badanie optycznych własności aerozoli atmosferycznych (pyłów i kondensatów pary wodnej oraz dwutlenku węgla) i ich wpływu na bilans energii w atmosferze. Ma on istotne znaczenie dla obecnego charakteru klimatu marsjańskiego.
- Rejestrowania temperatury powierzchni, co ma bezpośredni związek z rozkładem temperatury atmosfery.
- Ustalenie mineralogicznego składu powierzchni, gdyż występowanie i rozmieszczenie hydratów oraz węglanów jest ważne dla zrozumienia mechanizmu utraty wody i dwutlenku węgla w atmosferę wskutek procesów wietrzenia skał. Pozwala to na weryfikowanie teorii opisujących  dawny cieplejszy, wilgotniejszy klimat na Marsie.
- Określenie natury kondensujących na powierzchni Marsa pary wodnej i dwutlenku węgla a także ich zmian sezonowych.

Instrument PFS charakteryzuje się masą 33.4 kg i typowym poborem mocy 23 W. W szczytowym zapotrzebowaniu na energię urządzenie wykorzystuje 45 W, w czasie uśpienia 14 W. PFS jest podwójnym interferometrem podzielonym na kanał fal krótkich (Short-Wavelength Channel- SW) i kanał fal długich (Long-Wavelength Channel - LW). Instrument pracuje w całkowitym zakresie 1.2 – 45 mikronów. Rozdzielczość spektralna jest lepsza od 2 cm^-1 (około 1.5 cm^-1). Instrument jest skierowany w stronę nadiru, ale na różnych orbitach może obserwować te same obszary pod różnymi kątami. Czasami może wykonywać obserwacje prawie stycznie do powierzchni. Instrument jest wyposażony w urządzenie pozycjonujące, dzięki któremu może zbierać promieniowanie z Marsa lub wykonywać obserwacje kalibracyjne. W ostatnim przypadku obserwuje cel kalibracyjny w postaci ciała doskonale czarnego o znanej temperaturze albo przestrzeń kosmiczną.

Rejestrowane promieniowanie wchodzi do systemu pozycjonującego. Zawiera on zwierciadła paraboliczne pokryte złotem o średnicach 49 mm dla SW i  38 mm dla LW. Długość ogniskowej wynosi 20 mm w obu przypadkach. Wiązka jest następnie rozdzielana na 2 wiązki przez dychromiczne zwierciadło. Ma ono postać kryształu bromku/jodku talu (materiał KRS-5) z wielowargowym pokryciem odbijającym promieniowanie w zakresie fal krótkich. Wiązki są filtrowane i kierowane do dwóch interferometrów. Interferometry są bardzo wrażliwe na zaburzenia optomechaniczne, więc ich moduł musiał być bardzo sztywny i stały termicznie. W obu kanałach źródłem odniesienia jest dioda laserowa. Instrument może wykonywać w czasie rzeczywistym szybkie przekształcenia Fouriera w celu wybrania zakresu spektralnego który jest transmitowany na Ziemię.

Kanał SW pokrywa obszar 1.2 - 5.0 mikronów (2000 – 8000 cm^-1). Używa on detektorów w postaci fotoprzewodnika PbSe. Detektor ma kształt prostokątny i wymiary 0.7 x 0.7 mm. Pracuje w temperaturze 220 K. Rozdzielacz wiązek tego interferometru jest złożony z fluorku wapnia (CaF2). Pole widzenia na szerokość 2 stopni. W perycentrum orbity rozdzielczość przestrzenna pomiarów wynosi 10 km.

Kanał LW pokrywa zakres 5.0 - 45.0 mikronów (230 - 2000 cm^-1). Używa detektora pyroelektronicznego LiTaO3. Ma on kształt kolisty i średnicę 1.4 mm. Pracuje w temperaturze 290 K. Rozdzielcza wiązek jest złożony z jodku wapnia (CsI). Pole widzenia ma szerokość 4 stopni, co z wysokości perycentum odpowiada obszarowi o szerokości 20 km.

[Scorus]

SPICAM
Spektrometr ultrafioletu do badań spektrometrycznych atmosfery Marsa został zaprojektowany w celu badań atmosfery w zakresie podczerwieni i ultrafioletu. Badania jest głównie atmosfera na wysokości 20 - 300 km. Instrument określa zawartość ozonu i wody. Na podstawie jego danych są opracowywane profile zawartości wody, ozonu i pyłu w atmosferze w różnych porach roku. Umożliwia to znalezienie ograniczeń dla modeli meteorologicznych Marsa.

Instrument SPICAM ma masę masa 4.7 kg. Urządzenie składa się z dwóch kanałów – kanału ultrafioletu (SPICAM Ultraviolet Channel - SUV) i kanału podczerwieni (SPICAM Infrared Channel – SIR).

Kanał SUV jest oparty na holograficznej siatce dyfrakcyjnej. Pierwszym elementem optycznym jest pozaosiowe zwierciadło paraboliczne o wymiarach 44 x 52 mm zbierające przybywające światło. Zostało ono wykonane z aluminium pokrytego fluorkiem magnezu MgF2. Długość ogniskowej wynosi 120 mm. Użyteczne pole widzenia ma wymiary 1 x 3.16°. Przepuszczalności optyki (zwierciadła i siatki dyfrakcyjnej) wynosi 30%. W płaszczyźnie ogniskowej zwierciadła znajduje się szczelina, która może być przesuwana przez mechanizm mechaniczny. Dzięki temu można uzyskać 2 konfiguracje. W pierwszej brak jest szczeliny i pole widzenia ma wymiary 1° x 3.16°. Jest ona używana do obserwacji zakryć gwiazd. W drugiej szczelina jest obecna. Służy ona do obserwacji źródeł rozciągłych. Szczelina ma 2 części z dwoma różnymi szerokościami, co dostarcza różnych rozdzielczości. Jej szerokość wynosi 0.05 lub 0.5 mm, a długość - 6.6 mm. Płaszczyzna ogniskowej stanowi wejście do spektrometru. Składa się on z wklęsłej, toroidalnej, holograficznej siatki dyfrakcyjnej kierującej promieniowanie do bloku detektora. Jest ona złożona z fluorku magnezu MgF2. Ma wymiary 50 x 50 mm. Promień jej zagięcia ma długość 148.94 mm. Gęstość szczelin wynosi 280/mm. Blok detektora składa się z detektora CCD o wymiarach 384 x 288 pikseli. wraz ze wzmacniaczem obrazu. Spektrum pojedynczego źródła jest rozpraszane wzdłuż detektora. Rozproszenie jest rzędu 0.55 nm/piksel. Pojedynczy piksel ma wymiary 23 x 23 µm, a jego pole widzenia - 40 x 40 sekund kątowych. Użyteczny zakres spektralny to 118 - 320 nm. Został on tak dobrany, aby zapewnić dobrą rozdzielczość (około 1 nm) przy obserwacjach gwiazd i pokrywać linie CO2 oraz O3. Dolna granica pasma została dobrana tak, aby znajdować się zaraz pod linią Lyman-alfa. Górna granica pasma pozwala na odrzucanie światła widzialnego. Wydajność kwantowa fotokatody jest zerowa ponad 320 nm, dzięki czemu detektor jest ślepy na światło widzialne. Detektor ma duży zasięg dynamiczny. Poprzez zmienianie zysku wzmacniacza obrazu spektrometr może zliczać pojedyncze fotony oraz pracować przy bardzo dużych intensywnościach promieniowana wejściowego. Dokładność pozycjonowania SUV jest lepsza od 0.2°.

Kanał SIR jest oparty na filtrze AOTF (Acousto-Optic Tuneable Filter). Wejściowy system optyczny obejmuje teleskop soczewkowy o średnicy 30 mm i soczewkę – kolimator. Zbiera on światło przybywające i kieruje na AOTF poprzez szczelinę o szerokości 1 mm. Przepuszczalności optyki wynosi 25%. Pole widzenia ma szerokość 1° (3x10^-4 steradianów). AOTF składa się z kryształu tlenku telluru (TeO2) na który działa fala akustyczna. Fala ta rozchodzi się w krysztale i sprawia, że zachowuje się on w sposób podobny do siatki dyfrakcyjnej. Fala akustyczna jest wytwarzana przez syntetyzator częstotliwości radiowej wzbudzający kryształ piezoloelektryczny przymocowanym do kryształu TeO2. Częstotliwość pobudzająca kryształ piezoelektryczny definiuje długość fali akustycznej, która określa zakres widmowy AOTF. Dla SIR wynosi on 1.1 - 1.7 µm. Dwie wynikowe wiązki z AOTF są kolimowane przez kolejną soczewkę i padają na dwa detektory w postaci fotodiod PIN z arsenku galu (InGaAs). Są one schłodzone do temperatury -15°C. Urządzenie mierzy między innymi absorpcję pary wodnej przy 1.38 mikrona  i zawartość dwutlenku węgla poprzez rejestrację jego linii przy 1430 i 1570 - 1600 nm. Rozdzielczość obserwacji w nadirze wynosi 5 x 5 km.

Instrument SPICAM może pracować w 4 trybach: trybie nadiru (Nadir Mode), trybie obserwacji gwiazd (Star Mode), trybie obserwacji krawędzi tarczy Marsa (Limb Mode), oraz w trybie obserwacji Słońca (Sun Mode). W trybie nadiru obserwacje są wykonywane w normalnej orientacji przestrzennej sondy. Pomiary wykonują tu kanały SUV i SIR. Instrument rejestruje tutaj światło odbite przechodzące przez całą atmosferę. Rejestruje związki chemiczne w całej kolumnie atmosfery. Może wykryć między innymi ozon poprzez rejestrowanie jego linii absorpcyjnej 250 nm w obitym świetle  słonecznym. Pozostałe tryby wymagają zmian orientacji przestrzennej sondy. W trybie obserwacji gwiazd instrument rejestruje światło zakrywanych przez Marsa gwiazd. Pozwala to na opracowanie profili zawartości ozonu, dwutlenku węgla i pyłu w atmosferze. Obserwacje wykonuje tutaj tylko kanał SUV. W trybie obserwacji Słońca pracują kanały SIR i SUV. Obserwowane jest światło Słońca przechodzące przez atmosferę podczas jego wschodu lub zachodu. W trybie obserwacji krawędzi tarczy instrument prowadzi obserwacje podobnie jak w przypadku obserwacji gwiazd, ale bez gwiazdy docelowej. Rejestruje dzięki temu emisje aeronomiczne. Może monitorować między innymi linie odpowiadające jonom CO2+ i CO+ w jonosferze po dziennej stronie planety.  Pracują tutaj kanały SIR i SUV.

[Scorus]

MARSIS
Radar sondujący do badań jonosfery i powierzchni  został zaprojektowany  celu zbadania budowy warstwy podpowierzchniowej Marsa do głębokości kilku kilometrów; wykonania pomiarów altymetrycznych, poznania faktury powierzchni; oraz badań jonosfery planety. Głównymi celami naukowymi instrumentu jest poznanie rozmieszczenia lodu i możliwej płynnej wody w wyższej skorupie Marsa dla celów badań geologicznych, meteorologicznych i dotyczących potencjału biologicznego. 

Instrument ma masę 12 kg. Składa się z anten (Antenna Subsystem), podsystemu obsługi częstotliwości radiowych (RF Subsystem), oraz elektroniki (Digital Electronics).

Układ anten jest złożony z dwóch anten dipolowych o długości 20 m tworzących linię o długości 40 m prostopadła do kierunku lotu i kierunku do nadiru. Antena dipolowa jest używana zarówno do transmisji jak i odbierania sygnałów sondujących. Antena składa się z przewodników opartych na szklanej rurce o średnicy 3.8 cm. W celu zapewnienia jak najmniejszej masy konstrukcja ta została opracowana  całości na potrzeby instrumentu. Rozłożenie anten zapewniły urządzenia pirotechniczne. Instrument posiada także 7 m antenę monopolową niskich częstotliwości służącą jedynie do odbierania sygnałów. Jest ona skierowana w stronę nadiru. Jest monopolem połączonym z niskoszumowym przedwzmacniaczem. Służy przede wszystkim do odbioru odbić od powierzchni pochodzących z kierunków innych niż nadir. Sygnał ten jest odejmowany podczas obróbki danych, co zwiększa usuwanie sygnału z samej powierzchni. Oba odebrane sygnały są konwertowane do sygnału wideo, a następnie ucyfrawiane przez odpowiedni konwerter. Następnie są formatowane przez procesor MARSIS i wysyłane do systemu telemetrycznego statku.
 
Podsystem obsługi częstotliwości radiowych składa się z nadajnika i odbiornika. Odbiornik znajduje się wewnątrz sondy w module o wymiarach  62 x 15 x 9 cm wraz z systemem elektronicznym instrumentu. Nadajnik jest zainstalowany oddzielnie. Nadajnik otrzymuje sygnał generowany przez oscylator (połączony z odbiornikiem) i wzmacnia go, dostarczając sygnał o mocy 5W do anten. System odbiornika składa się z układu generującego sygnał i oscylatora, oraz z właściwego dwukanałowego odbiornika. Każdy kanał odbiornika jest wyposażony w filtr, mikser, łańcuch wzmacniacza, oraz konwerter analogowo – cyfrowy. Sygnał z konwertera jest kierowany do jednostki elektroniki instrumentu.

System elektroniczny jest odpowiedzialny za generowanie sygnału, kontrolę nadajnika i odbiornika, obróbkę danych cyfrowych z odbiornika, wykonywanie poleceń otrzymywanych ze statku, oraz transmisję odpowiednio sformatowanych danych naukowych i inżynieryjnych.

MARSIS działa na fragmencie orbity na wysokości pomiędzy 1200 km od powierzchni a perycentrum przez okres około 26 minut podczas każdego obiegu. Może pracować w 4 trybach: trybie sondowania warstw podpowierzchniowych, trybie aktywnego sondowania jonosfery, trybie wyłącznie odbiorczym, oraz w trybie kalibracyjnym.

Badania warstw podpowierzchniowych są wykonywane na wysokości poniżej 800 km. Typowo odbywają się przez 26 minut podczas każdej orbity. W tym czasie instrument bada fragment powierzchni odpowiadający łukowi 100 stopni. W czasie misji nominalnej w ten sposób uzyskano szerokie pokrycie wszystkich szerokości geograficznych. W celu uzyskania dużego pokrycia obserwacje były wykonywane zarówno po stronie dziennej jak i po stronie nocnej. Najlepsze rezultaty są uzyskiwane jednak w czasie nocy gdy nie występuje interferencja z jonosferą. W trybie tym radar działa w paśmie 1.8 - 5.0 MHz. Zakres ten jest podzielony na 5 pasm scentrowanych na 1.8, 3.0, 4.0 i 5.0 MHz. Mają one szerokość 1 MHz,. Moc sygnału w pierwszym paśmie wynosi 1.5 W, a w pozostałych - 5.0 W. Czas trwania pulsów wynosi 250 lub 30 µS, a częstotliwość odbioru sygnałów odbitych – 130/s. Minimalna szybkość transmisji danych wynosi 18 kbps, a szybkość maksymalna – 75 kbps. Od powierzchni odbijają się silne sygnały, ale słabe, opóźnione echo może świadczyć o obecności podpowierzchniowej wody lub innych głębinowych struktur geologicznych.

Aktywne sondowanie jonosfery wykonywane jest po dziennej stronie planety, na wysokości do 1200 km. Mają one na celu opracowanie profili gęstości elektronów w wyższej jonosferze planety oraz badania dynamiki oddziaływań wiatru słonecznego z wyższą atmosferą Marsa. Podczas badań jonosfery używany jest zakres częstotliwości od 100 kHz do 5.4 MHz. Łącznie stosuje się 160 częstotliwości zmienianych co 10.937 kHz. Czas trwania impulsów wynosi 91.43 µS. Częstotliwość odbioru impulsów wynosi 130/s.

Tryb wyłącznie odbiorczy jest używany w celu scharakteryzowania środowiska pracy instrumentu pod kątem elektromagnetycznym. Tryb kalibracyjny jest używany okresowo. Pozwala na uzyskanie ograniczonej ilości surowych pomiarów, które są używane do oszacowań potrzebnego filtrowania wykonywanego przez procesor w celu kompresowania rozproszonego echa z powierzchni i warstwy podpowierzchniowej.

[Scorus]

ASPERA
Analizator plazmy i gazu neutralnego jest analizatorem elektronów, jonów i atomów neutralnych. Głównymi zadaniami naukowymi instrumenty są badania plazmy pochodzącej z uciekających gazów atmosferycznych oraz badania oddziaływania wiatru słonecznego z jonosferą Marsa. Szczególnie istotne są pomiary zawartość atomów tlenu i wodoru, badania oddziaływań tych gazów z wiatrem słonecznym, oraz lokalizacja obszarów takich oddziaływań. Instrument wykonuje pomiary jonów o energiach 0.1 - 10 keV, fotoelektronów z energiami 5 eV - 20 keV i energetycznych atomów neutralnych (Energetic Neutral Atoms - ENA) w zakresie 100 eV - 10 keV.

W skład instrumentu wchodzą: jednostka główna (Main Unit - MU) zawierająca skaner mechaniczny (Mechanical Scanner), jednostkę przetwarzania danych (Dgital Processing Unit - DPU), urządzenie obrazujące cząstki neutralne (Neutral Particle Imager - NPI), detektor cząstek neutralnych (Neutral Particle Detector - NPD) i spektrometr elektronów (Electron Spectrometer - ELS); oraz analizator mas jonów (Ion Mass Analyser - IMA) umieszczony oddzielnie.

Pierwsza część jednostki głównej - skaner mechaniczny przesuwa sensory wchodzące w skład MU. Obraca się o 180 stopni. Skaner jest wyposażony w dwa silniki, które obracają śrubę ślimakową. Śruba wprawia w ruch koło ślimakowe, na którym zainstalowane są poruszane elementy. Skaner może być obrócony o określony kąt lub wykonać pełne skanowanie. Szybkości rotacji to 1.5, 3.0 i 6.0 stopni na sekundę. Kątowa dokładność pozycjonowania wynosi 0.2 stopnia.

Jednostka przetwarzania danych DPU kontroluje sensory oraz skaner instrumentu.
Kompresuje dane zbierane przez instrument, przechowuje, je a następnie kieruje do systemu telemetrycznego pojazdu. Może także przyjmować polecenia z Ziemi. Najważniejszymi cechami branymi pod uwagę w trakcie projektowania DPU było optymalne zagospodarowanie dostępnej telemetrii oraz poprawne zarządzanie komendami. DPU umożliwia bezstratną kompresję danych, opartą na algorytmie Rice.

W urządzeniu obrazującym cząstki neutralne NPI przybywające cząstki przechodzą pomiędzy dwoma dyskami o średnicy 150 mm. Są rozdzielone szczeliną 3 mm, i miedzy nimi jest wytworzony potencjał elektryczny 5 kV. Naładowane cząstki są przechwytywane przez pole magnetyczne, ale cząstki neutralne przechodzą przez nie. Przestrzeń miedzy dyskami jest podzielona na 32 sektory przez plastikowe szprychy, co tworzy serię 32 kolimatorów dla poszczególnych azymutów. Dostarczają one otworów wejściowych o wielkości kątowej 9 x 18 stopni. Cząstki neutrale, przechodzące przez tak zbudowany system odchylający uderzają w cel w formie stożka z 32 ściankami o kącie spadku 20 stopni. Cząstki uderzające w stożek powodują powstanie wtórnych jonów, lub są odbijane. Odbijające się cząstki są wykrywane przez płytę z mikrokanałami (Micro Channel Plate - MCP) wyposażonej w 32 anody. Sygnał z MCP daje miarę kierunku lotu głównych neutralnych cząstek. MCP jest także na tej samej zasadzie wykorzystywany do wykrywania wtórnych jonów powstających na stożku i  jonów powstających podczas jonizacji ENA. W celu zwiększenia rozdzielczości kątowej do celu przymocowano 32 ściany rozdzielające, co utworzyło układ przypominający gwiazdę. Wielokrotnie odbijają one cząstki, które ostatecznie padają na MPC. Cel jest pokryty warstwą absorbująca promieniowanie UV, które mogłoby zafałszować wyniki.

Detektor cząstek neutralnych NPD składa się z dwóch identycznych kamer o polu widzenia szerokości 90 stopni. Cząstki zbliżające się do otworów wejściowych kamer przechodzą pomiędzy dwoma prostokątnymi płytami deflektora rozdzielonymi szczeliną o szerokości 4.5 mm, pomiędzy którymi istnieje potencjał elektryczny 8 kV. Naładowane cząstki o energiach do 70 keV są odrzucane przez pole magnetyczne, a cząstki neutrale przechodzą dalej. Płyty deflektora działają także jako kolimator w kierunku celowania instrumentu. Strumień ENA wychodzący z otworu o wymiarach 4.5 x 4.5 mm uderza następnie w cel, powodując emisję wtórnych elektronów. Wtórne elektrony są wykrywane przez jeden z dwóch MCP. Sygnał z MCP sprawia, że elektronika zaczyna mierzyć czas przelotu strumienia ENA przez znany odcinek wewnątrz instrumentu. Strumień MPC odbity od pierwotnego celu jest kierowany przez odpowiednie zwierciadło do wtórnego celu, powodując powstanie wtórnych elektronów,  wykrywanych prze inny system MCP. Czas lotu strumienia jest następnie mierzony na tej samej zasadzie co poprzednio. Czas lotu pomiędzy oboma celami pozwala na wyznaczenie szybkości lotu przybywających cząstek i ich masy. Detektory MCP mierzą także azymut (względem instrumentu) toru lotu cząstek, które się na nich zatrzymują. Pomiary obfitości wtórnych elektronów pozwalają ponadto na wyznaczenie masy i szybkości cząstek odpowiedzialnych za ich wytworzenie. Wpływ promieniowania UV został wyeliminowany poprzez zastosowanie odpowiedniego pokrycia celu.

Spektrometr elektronów ELS uzyskuje spektrogramy energii elektronów napływających z 16 sektorów o szerokości 22.5 stopnia. Urządzenie to jest oparte na planie sferycznej sekcji elektrostatycznego analizatora cylindrycznego. Analizator elektrostatyczny składa się z dwóch koncentrycznych półsferycznych elektrod. Zewnętrzna elektroda posiada dziurę przykrytą przez "cylinder" i kolimator, przez którą elektrony wchodzą do detektora.  Elektrony lecące z danego azymutu wchodzą przez otwór kolimatora pod "cylindrem" i są odchylane w otworze zewnętrznej półkuli przez dodatni potencjał na wewnętrznej półkuli. Pole elektrostatyczne pomiędzy półkulami odchyla tory elektronów o określonej energii tak, że poruszają się one w przestrzeni między półkulami. Elektrony o wybranych energiach są przechwytywane. Ten system pozwala na przefiltrowanie elektronów. Następnie elektrony o wybranych energiach (nie przechwycone) przechodzą przez szparę między półkulami i uderzają w detektor MCP. Poza MCP w ELS znajduje się także zestaw anod określających kąt uderzenia elektronów. Są one ustawione w serii sektorów odpowiadających określonym zakresom azymutów. Poprzez zmienianie potencjału pomiędzy półkulami można wybrać elektrony przepuszczane do analizy przez filtr.

Druga zasadnicza część instrumentu - analizator mas jonów IMA wykonuje spektrogramy energii docierających do niego jonów w wybieranych zakres energii. Zmieniać można też zakres energii oraz rozdzielczość spektralną. Jony wpadają do IMA przez zewnętrzną, uzmiennioną siatkę, i przechodzą do systemu odchylającego. System ten składa się z dwóch zagiętych, naładowanych płyt, które odchylają tory lotu cząstek. Kierują one do instrumentu jony przybywające z kierunków od 45 stopni pod płaszczyzną azymutu instrumentu do 45 stopni ponad nią. Następnie odchylone cząstki z lecące z danego azymutu przechodzą do wejścia analizatora elektrostatycznego. Tak jak w ELS analizator składa się z dwóch koncentrycznych półkul z polem elektrostatycznym w przestrzeni pomiędzy nimi. Pole elektrostatyczne pomiędzy półkulami odchyla tory jonów o określonej energii tak, że poruszają się one w przestrzeni między półkulami. Jony o wybranych energiach są przechwytywane, co pozwala na filtrowanie jonów. Następnie jony o wybranych energiach (nie przechwycone) przechodzą przez szparę między półkulami i trafiają do magnetycznego analizatora masowego. W tym analizatorze przechodzą one przez ostatnie, cylindryczne pole magnetyczne, które lekkie jony odchyla od centrum pola bardziej niż jony ciężkie. Pomiędzy analizatorem elektrostatycznym i magnetycznym można zastosować pole elektrostatyczne, dodatkowo przyspieszające jony. Zmienianie tego pola umożliwia wybór zasięgu masowego i rozdzielczości masowej analizatora magnetycznego. Jony opuszczające magnetyczny analizator masowy uderzają w MCP, co powoduje powstanie wtórnych elektronów, wykrywanych następnie przez system 32 anod. Anody ustawione w formie pierścienia mierzą pozycje uderzeń elektronów, które dostarczają informacji na temat masy jonów, a odrębny układ 16 innych anod mierzy pozycje uderzeń. To ostatnie dostarcza informacji na temat azymutu toru lotu jonów odpowiedzialnych za wytworzenie elektronów.

[Scorus]

MARESS
System do wymiany danych  z lądownikami miał posłużyć do utrzymywania łączności z lądownikiem Beagle 2. Wymiana danych pomiędzy lądownikiem a orbiterem miała następować podczas każdego przelotu nad miejscem lądowania. Instrument zapewniał o wiele większą szybkość transmisji niż podczas bezpośredniego połączenia z Ziemią, do 230 kbit/s. Niestety misia Beagle 2 zakończyła się całkowitym niepowodzeniem. Wykonano jednak udane testy łączności z łazikami MER. Urządzenie jest oparte na antenie UHF.

[Scorus]

MaRS
W eksperymencie radiowym sondy Mars Express wykorzystywane są podsystemy łączności radiowej (w pasmach S i X). Do jego celów naukowych zaliczają się: sondowanie neutralnej atmosfery Marsa w celu opracowania profili pionowych gęstości, ciśnienia i temperatur w funkcji wysokości z rozdzielczością do 100 m; sondowanie jonosfery w celu wyprowadzenia pionowych profili gęstości elektronów i określenia globalnego zachowania się jonosfery w różnych porach dnia i roku oraz przy różnej aktywności wiatru słonecznego; scharakteryzowania dielektrycznych właściwości powierzchni planety; badania pola grawitacyjnego pozwalające wraz z modelami topograficznymi z HRSC na badania budowy i ewolucji skorupy Marsa; dokładne określenie masy Phobosa; oraz sondowanie korony słonecznej w czasie koniunkcji Marsa ze Słońcem.

W eksperymencie stosowane jest równocześnie pasmo S i X. Eksperyment polega na obserwacji fazy, amplitudy, polaryzacji i czasu propagacji fal radiowych odbieranych na Ziemi. Wpływ na parametry sygnału mają ośrodki przez które sygnał przechodzi (atmosfera Marsa, jonosfera, korona słoneczna, ośrodek międzyplanetarny) oraz wpływ pola grawitacyjnego na statek.

W przypadku sondowania atmosfery sygnały radiowe przechodzą przez atmosferę neutralną i jonosferę planety tuż przed zakryciem sondy przez tarczę Marsa i są rejestrowane na Ziemi. Faza i amplituda sygnałów pozwalają na scharakteryzowanie profili atmosfery (przy zastosowaniu pasma X) i jonosfery (z użyciem pasma S).

Do badań właściwości powierzchni stosowana jest zasada radaru biostatycznego. Fale radiowe zatrzymane przez powierzchnię Marsa pozwalają na wyciągniecie wniosków na temat jej właściwości dielektrycznych. Pozwala to tez na badania szorstkości powierzchni i pomiary nachylenia zboczy w skalach dopowiadających użytej długości fali. Pomiary takie są wykonywane w różnych długościach i szerokościach geograficznych. Optymalizacja eksperymentu wymaga dokładnego określenia orbity sondy w celu odpowiedniego pozycjonowania anteny odbiorczej i przewidzenia parametrów sygnału takich jak przesunięcie dopplerowskie i amplituda. W eksperymencie odbiciowym antena statku podąża za punktem z którego na Ziemię odbijane byłyby fale radiowe przy założeniu, że Mars jest gładki. Z danych tych jest następnie wyprowadzana szorstkość powierzchni z rozproszenia Dopplera. Stała dielektryczna może zostać wyprowadzona z amplitudy sygnału i/lub jego polaryzacji. W eksperymencie rozpraszania bistatycznego antena statku jest wycelowana w kierunku dokładnie przeciwnym niż kierunek do Ziemi. Sygnał jest rozpraszany na powierzchni i rejestrowany na Ziemi. Bardzo jasne radiowo są obszary pokryte lodem. Pozwala to na określenie granic osadów szronu w rejonach polarnych i śledzenie ich zmian w  czasie. Rozdzielczość przestrzenna jest w przybliżeniu równa wielkości rzutu wiązki HGA na powierzchnię.

Pomiary masy Phobosa, wraz z modelami jego kształtu i wielkości opracowanymi na podstawie zdjęć pozwalają na określenie jego gęstości. Pomiary te są wykonywane podczas bliskich przelotów (w odległości mniejszej od 500 km)., gdy Phobos nieznacznie zakłóca trajektorię sondy. Różnica pomiędzy trajektorią przewidywaną a obsrywaną pozwala na określenie masy księżyca. Podczas pomiarów używane jest pasmo X w dwóch kierunkach.

Śledzenie  przesunięć dopplerowskich w sygnale związanych z drobnymi zmianami szybkości sondy umożliwia ponadto na badania pola grawitacyjnego i rozkładu masy we wnętrzu planety. Pomiary mogą być wykonywane gdy statek używa dwóch pasm podczas łączności w dwóch kierunkach i jest dostarczenie blisko powierzchni. Wymagane jest pozycjonowanie HGA na Ziemię w celu zapewnienia ciągłej łączności. Używanie podwójnej częstotliwości pozwala na wyłapanie zakłóceń sygnału powodowanych rozpraszaniem przez ośrodek międzyplanetarny i jonosferę Ziemi. Śledzenie przesunięć dopplerowskich jest wykonywane z częstotliwością 1 próbki na 10 sekund. Dane na temat odległości sondy od Ziemi są rejestrowane w tempie 1 punktu na 10 minut. Rejestrowana jest też aktywność silników i systemu kontroli orientacji. Wkład ruchów anteny względem kierunku do Ziemi do mierzonej szybkości sondy może wynosić kilka mm/s i musi zostać uwzględniony podczas analizy danych. Dokładność pomiarów z zastosowaniem podwójnego pasma S/X wynosi 10^-5 m/s, co przekłada się na pomiary przyspieszeń grawitacyjnych z dokładnością kilku mGal (1 mGal = 10^-5 ms^-2 ≈ 10^-6 g) w zależności od wielkości miejscowych cech topograficznych.

Sondowanie korony słonecznej jest wykonywane z użyciem obu częstotliwości. Połączenie w paśmie S i X w kierunku Ziemia – sonda umożliwia oddzielenie rozpraszania w koronie od klasycznych przesunięć dopplerowskich. Połączenie dwukierunkowe umożliwia opracowywanie modeli rozkładu gęstości elektronów opartych na zawartości elektronów rejestrowanej poprzez porównanie opóźnienia propagacji i rozproszeniowych przesunięć Dopplera. Możliwe jest też oszacowanie szybkości wiatru słonecznego. Pomiary takie były wykonywane w połowie października 2004r i w połowie października 2006r, gdy sonda znajdowała się na niebie w odległości poniżej 3 promieni tarczy Słońca od krawędzi tarczy. Rozpraszanie sygnału w koronie przeważało wtedy nad wpływem na sygnał pola grawitacyjnego i atmosfery Marsa.

Połączenie w kierunku Ziemia – sonda w paśmie S jest wykonywane przez anteny LGA i HGA. Łączne Ziemia – sonda w paśmie X jest obsługiwane tylko przez antenę HGA. Podczas eksperymentu wykorzystywana jest 35m antena ESA w Perth w Australii oraz 34m anteny DSN w Kalifornii, Hiszpanii i Australii. Okno łączności trwa typowo 8 – 10 godzin. Pomiary odległości do sondy i przesunięć dopplerowskich mogą być wykonywane zawsze gdy sonda jest widoczna ze stacji naziemnej. W trybie dwukierunkowym stacja wysyła sygnały w paśmie S lub i X i otrzymuje sygnał paśmie S i X. Informacje o amplitudzie sygnału, polaryzacji i jego częstotliwości są gromadzone wraz z czasem otrzymania sygnału. 

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Pierwotną datą startu była 1 czerwca 2006r. Był on jednak przekładany z powodu problemów z sondą oraz z oknami startowymi dla statków Progress na ISS. 

Sonda wystartowała dn. 02.06.2003r o godzinie 17:45:26.236 UTC za pomocą rakiety Soyuz-FG/FREGAT. Miejscem startu był kosmodrom Bajkonur, platforma startowa  LC 31. Sonda początkowo znalazła się na parkingowej orbicie okołoziemskiej na wysokości 200 km. O godzinie 19:14 UTC uruchomiono silnik stopnia FREGAT, co wprowadziło sondę na trajektorię okołosłoneczną, transferową do Marsa. Sonda odłączyła się od FREGAT po 1 godzinie, 31 minutach i 51 sekundach od startu. Orbita okołosłoneczna charakteryzowała się peryhelium 1.014 AU, aphelium 1.531 AU i inklinacją 0.2°.

Kilka dni po starcie zwolniono zaciski mocujące Beagle 2 w czasie startu. W czasie trwającego 6 miesięcy lotu stosowany był inny mechanizm mocujący, pozwalający na odłączenie lądownika od sondy. Podczas lotu międzyplanetarnego przeprowadzono dwie korekty trajektorii. Pierwsza odbyła się 4 czerwca.

1 grudnia 2003 roku z odległości około 5.5 mln km udało się uzyskać pierwszy obraz Marsa kamerą HRSC. 16 grudnia 2003 przeprowadzono drobną korektę trajektorii. 19 grudnia 2003r od orbitera odłączono lądownik. Potwierdzenie odłączenia zostało otrzymane o godzinie 11:12 UTC. 20 grudnia o godzinie 10:50 UTC odbyła się drobna modyfikacja trajektorii. Nakierowała ona sondę na punkt w odległości 400 km od Marsa w czasie rozpoczęcia manewru wejścia na orbitę.

Mars Express z powodzeniem wszedł na silnie wydłużoną orbitę okołomarsajńską 25 grudnia 2003r, po przebyciu 400 mln km. Główny silnik pracował przez 37 minut. Został uruchomiony o godzinie 2:47 UTC. Manewr zakończył się o 03:24 UTC. W tym czasie lądownik wszedł w atmosferę.

Uzyskana orbita była silnie eliptyczna i położona w płaszczyźnie równika. Jej parametry były następujące: perycentrum 400 km (planowano 250 km), apocentrum 188 000 km (planowano 150 000), nachylenie w stosunku do równika 13° (planowano 20°). Aby przejść na orbitę badawczą przeprowadzono serię 3 korekt z wykorzystaniem głównego silnika. 30 grudnia 2003r przeprowadzono pierwszy manewr. Rozpoczął się on o godzinie 08:00 UTC. Główny silnik pracował przez cztery minuty, w czasie gdy statek kosmiczny znajdował się 188 tysięcy kilometrów od Czerwonej Planety. Dzięki manewrowi pierwotna orbita została zmieniona na biegunową o parametrach: perycentrum 256 km, apocentrum 11 560 km, nachylenie w stosunku do równika 86.3 stopnia, okres obiegu 7.5 godziny. 4 stycznia 2004r o godzinie 13:13 UTC sonda wykonała kluczowy dla powodzenia misji manewr zmniejszenia wysokości orbity. Manewr trwał 5 minut. Nowa orbita charakteryzowała się perycentrum 250 km, i apocentrum 40 000 km. Ostatnia duża korekta została wykonana 11 stycznia 2004r. Następnie orbita została jeszcze zmodyfikowana przez 7 niewielkich korekt wykonanych za pomocą silników kontroli orientacji. Odbyły się one w dniach 15 – 26 stycznia 2004r.  Apocentrum orbity docelowej znalazło się na wysokości 11 607, a perycentrum na wysokości 260 kilometrów. Inklinacja wynosiła 86.59°.

Jeszcze przed rozpoczęciem badań orbiter intensywnie poszukiwał Beagle 2, niestety bez rezultatu. Mars Express przeleciał 315 kilometrów ponad lądowiskiem Beagle 2 7 stycznia. Podobne, trwające kila minut przeloty przeprowadzono 8, 9 i 10 stycznia. 12 i 14 stycznia przeprowadzono dłuższe sesje komunikacyjne. Kolejny przelot miał miejsce 7.01.2004r. Wszystkie te próby zakończyły się fiaskiem.

Pierwsze stereoskopowe zdjęcie za pomocą HRSC wykonane zostało 14 stycznia 2004r z wysokości 275 kilometrów. Ukazało ono fragment długiego na 1700 kilometrów i szerokiego na 65 kilometrów obserwowanego obszaru w obrębie  Valles Marineris. 18 stycznia badania spektroskopowe ujawniły ślady lodu wodnego na południowym biegunie Marsa, co było potwierdzeniem wcześniejszych wyników sondy 2001 Mars Odyssey.

Po zakończeniu kalibracji instrumentów sonda rozpoczęła bardzo udany program naukowy. Podczas typowych obserwacji w perycentrum instrumenty teledetekcyjne są wycelowane bezpośrednio w Marsa, a w apocentrum natomiast antena paraboliczna wskazuje Ziemię, umożliwiając łączność. 6 maja 2004r wykonano manewr korekty orbity, po którym apocentrum znajdowało się na wysokości 10 046 km.

W początkowym okresie badań Marsa anteny MARSIS nie zostały rozłożone. Operacja ta była początkowo zaplanowana na połowę kwietnia 2004r. Później jednak została odłożona, początkowo na kilka tygodni. Istniała obawa, że anteny mogą uderzyć w ścianę sondy z instrumentami i uszkodzić je. 24 czerwca 2004r rozłożenie anten przełożono na 2005r. 7 lutego 2005r zaplanowano ich rozkładanie na okres 04 – 15 maja 2005r. Pierwsza antena dipolowa została rozłożona 4 maja o godzinie 14:30 UTC. Jednak jeden z jej 13 nie zablokował się prawidłowo. Do czasu rozwiązania problemu rozkładanie drugiej anteny zostało odłożone. 10 maja orientacja przestrzenna sondy została zmieniona tak, że Słońce ogrzewało jej stronę z rozłożoną anteną, co spowodowało odpowiednie zablokowanie jej fragmentów. Druga antena dipolowa została rozłożona 14 czerwca. Antena monopolowa została rozłożona 17 czerwca. Na początku lipca utracono mechanizm odpowiedzialny za przesuwanie systemu optycznego w PFS. Instrument wznowił pracę dopiero we wrześniu po zastosowaniu systemu zapasowego.

Misja podstawowa zakończyła się 1 grudnia 2005r. Jednak już 19 września 2005r zatwierdzono przedłużenie misji na 1 rok marsjański. 27 lutego 2007r misja została przedłużona 2 raz, do 31 maja 2009r.

W lipcu i sierpniu 2007r miała miejsce seria przelotów koło Phobosa. Odbyły się one 12 lipca (najmniejsza odległość 563 km), 17 lipca (273 km), 23 lipca (tylko 93 km o 04:49 UTC), 28 lipca (361 km), oraz 3 sierpnia (664 km).

4 lutego 2009r misja została przedłużona 3 raz, do 31 grudnia 2012r.

W lutym i marcu 2001r sonda wykonała drugą serię przelotów koło Phobosa. Odbyły się one 16 lutego (991 km), 22 lutego (574 km), 25 lutego (398 km), 28 lutego (226 km), 3 marca (tylko 67 km o 20:55:40 UTC), 7 marca (107 km), 10 marca (286 km), 13 marca (476 km), 16 marca (662 km), 19 marca (848 km), 23 marca (1 341 km), oraz 26 marca (1 304 km).


26 stycznia 2010 r orbita sondy charakteryzowała się perycentrum na wysokości 350 km, apocentrum10 300 km i czasem obiegu 6 godzin i 54 minut.

W lutym i marcu 2010 r wykonana została seria bliskich przelotów koło Phobosa. Miał one miejsce 16 lutego (991 km o 05:52 UTC), 22 lutego (574 km), 25 lutego (398 km), 28 lutego (226 km), 3 marca (tylko 67 km o 20:55:40 UTC), 7 marca (107 km), 10 marca (286 km), 3 marca (476 km), 16 marca (662 km), 19 marca (848 km), 23 marca (1 341 km), oraz 26 marca (1 304 km).

13 sierpnia 2011 r sonda weszła w tryb bezpieczny. Powodem były problemy z zapisem i odczytem danych w rejestratorze jednoczęściowym (Solid-State Mass Memory - SSMM). Służył on do przechowywania danych z instrumentów oraz danych inżynieryjnych z systemów sondy przez ich transmisją na Ziemię. Ponadto zapisywano w nim komendy wysyłane z Ziemi. Były one przechowywane w pliku L-MTL (Long Mission TimeLine). W przypadku problemów dostępny był plik S-MTL (Short Mission TimeLine) nie związany z SSMM. Zespół misji wykonał typowe przełączenie do normalnego trybu pracy 18 sierpnia. 23 sierpnia potem problem powtórzył się. Z tego powodu 24 sierpnia zdecydowano o przełączeniu SSMM na zapasowy kontroler, do tej pory nie używany. Pełny program obserwacji naukowych został wznowiony 15 września. Jednak 8 dni później, 23 sierpnia sonda ponownie weszła w tryb bezpieczny. Przyczyną był błąd podczas wymiany danych pomiędzy dwoma podsystemami SSMM. Nie wykazywało to podobieństwa do innych problemów, dlatego też zdecydowano o powrocie do normalnego działania. Nastąpiło to 29 września. 11 października powtórzył się problem z komunikacją wewnętrzną, jednak nie spowodowała wejścia w tryb bezpieczny. SSMM został zrestowany. 16 października problem z komunikacją wewnątrz SSMM pojawił się ponownie powodując wejście w tryb bezpieczny. Obserwacje naukowe zostały więc wstrzymane. Wznowienie pracy SSMM głównego nie było dobrym rozwiązaniem, ponieważ wywoływałby on kolejne wejścia w tryb bezpieczny z powodu błędów przy zapisie i odczycie. Powodowałoby to nadmierne zużycie paliwa. W czasie prac nad rozwiązaniem problemu komendy przesyłane z Ziemi były zapisywane w pliku S-MTL. Prace te przebiegały w sposób bardzo udany. Opracowana została metoda przechowywania sekwencji komend zarządzających pracą instrumentów naukowych i podsystemów sondy bez użycia SSMM. Komendy były wysyłane w mniejszych pakietach. 31 października wznowiono niektóre obserwacje naukowe. W połowie listopada wznowione zostały dłuższe obserwacje, ale tylko z jednym pracującym instrumentem w danym czasie. 15 stycznia do statku wysłano ostateczną wersję nowych procedur kontrolnych (On-Board Control Procedures - OBCP). Zastąpiły one długą sekwencję komend przechowywaną w L-MTL. Składały się  z serii krótkich procedur zapisywanych w S-MTL. Jednorazowo można było realizować sekwencję 117 komend. Następnie metoda ta przeszła testy na pokładzie. Pod koniec stycznia wznowiono normalny cykl obserwacji naukowych. Problem z SSMM był pierwszą poważniejszą anomalią w trakcie misji.

6 sierpnia 2012 r Mars Express posłużył do odbioru danych z łazika MSL podczas jego lądowania na Marsie. Do tego celu posłużyła też stacja ESA w New Norcia. Rozpoczęła ona odbiór sygnału z Mars Express o godzinie 2:03:00 UTC (czas na Ziemi). O 2:05:00 UTC odebrała też sygnał z MSL. Mars Express rozpoczął obrót w celu odebrania sygnału z MSL o godzinie 4:06:30 UTC. Odbiornik MARESS został uruchomiony o godzinie 4:28:48 UTC. Obrót zakończył się o 4:36:38 UTC. Mars Express zaczął rejestrację sygnału z MSL o godzinie 5:08:48 UTC. O  5:14:34 UTC MSL odrzucił moduł rejsowy. O 5:21:34 UTC odbiór sygnału z MSL rozpoczął też MRO. MSL wszedł w atmosferę o 5:24:34 UTC, a o 5:26:13 UTC rozpoczął się okres w którym komunikacja była zaburzona przez plazmę. O 5:26:34 UTC odbiór sygnału rozpoczął orbiter 2001 Mars Odyssey. 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. O godzinie  5:36:48 UTC Mars Express wyłączył swój odbiornik. 2001 Mars Odyssey zakończył transmisję danych w czasie rzeczywistym o 5:37:37 UTC. O godzinie 5:38:58 UTC Mars Express rozpoczął obrót celem nakierowania się na Ziemię. O 5:40:00 UTC stacja w New Norcia zakończyła rejestrację sygnału z MSL. Mars Express zakończył obrót o 6:09:46 UTC, a o 6:09:48 UTC włączył swój system nadawczy. O 6:15:00 UTC rozpoczął transmisję. Rejestracja danych na Ziemi zaczęła się o 6:15:31 UTC, a o 6:40:31 UTC została zakończona. Dane zostały przekazane z ESOC do NASA o  6:42:00 UTC.

W listopadzie 2012 r misja została przedłużona do 31 grudnia 2014 r.

19 czerwca 2013 r misję przedłużono po raz kolejny, tym razem do 31 grudnia 2016 r.

29 grudnia 2013 r sonda wykonała najbliższy przelot koło Phobosa. Największe zbliżenie, na odległość tylko 45 km nastąpiło o godzinie 07:09 UTC. W celu zebrania danych nawigacyjnych potrzebnych do przeprowadzenia tak bliskiego przelotu kamera HRSC wykonywała zdjęcia Phobosa przez okres kilku tygodni. W trakcie przelotu zdjęcia nie były wykonywane z powodu dużej szybkości statku względem księżyca. Wykonano jednak eksperyment radiowy MaRS który pozwolił na zebranie precyzyjniejszych danych na temat pola grawitacyjnego Phobosa. Nałożyło to ograniczenia na modele jego wnętrza. W tym celu sonda była precyzyjnie śledzona przez 35 godzin, zarówno przed jak i po największym zbliżeniu. Posłużyła do tego antena o średnicy 70 m w stacji DSN w Goldostone oraz 35-metrowa antena ESA w New Norcia w Australii. Ponadto instrument ASPERA wykonywał pomiary pozwalające na badania oddziaływań wiatru słonecznego z Phobosem.

W październiku 2010 r orbiter Mars Express 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 ten polegał na zwiększeniu okresu obiegu o 60 sekund. Ponadto w celu uniknięcia zderzeń z cząstkami pyłu kometarnego orientacja sondy w czasie przelotu została dobrana tak, aby antena HGA była zwrócona w kierunku komety. Tym samym antena stanowiła prowizoryczną osłonę przeciwpyłową. Na przednim panelu sondy nie były też zainstalowane żadne komponenty wewnętrzne. W kierunku komety był zwrócony jedynie instrument ASPERA, sensor Słońca i dwie pary silników. Kąt tworzony przez kometę i kierunek do Słońca wynosił 89°. Wymusiło to wybór orientacji przestrzennej sondy względem Słońca. W kierunku Słońca został zwrócony panel dolny. Tym samym instrumenty naukowe nie zostały bezpośrednio oświetlone. Panele słoneczne były oświetlone, ale w stosunku do przybywającego pyłu były zwrócone krawędziami. Taka konfiguracja spowodowała zwiększone nagrzewanie zbiorników paliwa, co jednak nie stanowiło większego problemu.

Obserwacje naukowe komety rozpoczęły się 17 października. Wykonane zostały podczas 10 orbit (nr 13706 - 13715) przed największym zbliżeniem komety. Kamera HRSC uzyskała 12 obserwacji komety. SPICAM został użyty do badań wpływu komy na atmosferę Marsa. W tym celu wykonał obserwacje sześciu zakryć gwiazd i cztery przeglądy krawędzi tarczy Marsa. Ponadto przeprowadził pojedynczą obserwację zasłonięcia gwiazdy przez komę. Ostatnie planowane zdjęcia komety zostały uzyskane 20 października. Następnie orbiter wróci do pracy w normalnym trybie naukowym. Pomiary nadal obejmowały jednak badania wpływu komety na właściwości atmosfery Marsa.

Obecnie sonda w dalszym ciągu realizuje udany program badawczy. Misja może zostać przedłużona do końca 2014r.