Mars Orbiter Mission - MOM (kompendium)

[Scorus]

HISTORIA MISJI
 Koncepcja indyjskiej misji marsjańskiej powstała podczas relazacji misji Chandrayaan-1 w 2008 r. W kolejnych latach sformowano cele inżynieryjne i naukowe misji. Studium wykonalności zostało przeprowadzone w 2010 r. Jako możliwe terminy startu brano pod uwagę okna startowe 2013 i 2016 r. Pierwotnie rakietą nośną miała być GSLV (Geosynchronous Satellite Launch Vehicle). rakieta ta jednak uległa dwóm awariom w roku 2010. W związku z tym rozważano opóźnienie misji do 2018 r lub wyniesienie sondy za pomocą mniejszej rakiety PSLV. Zdecydowano się na ostatnią opcję. Wykluczyło to jednak bezpośrednie skierowanie sondy na trajektorię okołosłoneczną. W związku z tym zaprojektowano fazę stopniowego podnoszenia orbity okołoziemskiej. Środowisko naukowe zgłosiło propozycje 12 instrumentów naukowych, z których wybrano 5. Projekt został oficjalnie zatwierdzony 3 sierpnia 2012 r. Na dalsze prace nad sondą przeznaczono 21 mln dolarów. Struktura mechaniczna orbitera została przekazana ISRO przez firmę HAL (Hindustan Aeronautics Limited) z  Bangalore we wrześniu 2012 r. Montaż i testy orbitera zostały wykonane w bardzo krótki czasie, ponieważ do terminu startu pozostało tylko 15 miesięcy.

Sonda została przetransportowana z Centrum Satelitarnego ISRO (ISRO Satellite Centre - ISAC) w Bangalore na kosmodrom w Sriharikota 2 października 2013 r. Integracja rakiety nośnej rozpoczęła się 5 sierpnia. 22 października sonda została połączona z rakietą i zamknięta w owiewce. Okno startowe otworzyło się 28 października 2013 r. Kończyło się 19 listopada.

Start sondy był pierwotnie przewidziany na pierwszy dzień okna startowego, 28 października 2013 r. 19 października został jednak przełożony na początek listopada z powodu niekorzystnej pogody na Pacyfiku. Uniemożliwiała ona zajęcie odpowiedniej pozycji w pobliżu wyspy Fidżi przez statek przeznaczony do odbioru danych telemetrycznych w czasie startu. 30 października zakończono testy wymagane po integracji z rakietą. 31 października wykonano symulowane odliczanie do startu. 1 listopada jako termin startu oficjalnie zatwierdzono 5 listopada. 2 listopada rozpoczęto procedury przedstartowe. 3 listopada stopień PS4 rakiety zostały wyposażone w paliwo. 4 listopada rozpoczęto tankowanie paliwa do stopnia PS2. Procedurę tą zakończono następnego dnia.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
 Sonda MOM wystartowała ostatecznie 5 listopada. Rakietą nośną była PSLV-XL (Polar Satellite Launch Vehicle), egzemplarz oznaczony jako C25. Rakieta PSLV w tej konfiguracji charakteryzowała się wysokością 44.5 m, średnicą 2.8 m i masą startową 320 000 kg. Stopień 1 (PS1) miał wysokość 20.34 m i zawierał 138 000 kg paliwa stałego. Zapewnia ciąg 495 600 kg. Wokół niego znajdowało się 6 silników pomocniczych na paliwo stałe. Miały one wysokość 13.5 m, średnicę 1 m, zawierały 12 000 kg paliwa i dostarczały ciągu 51 250 kg. Stopień 2 (PS2) używał paliwa ciekłego (UDMH i N2O4). Miał wysokość 12.8 m i zawierał 40 700 kg paliwa. Był wyposażony w pojedynczy silnik Vikas 4 o ciągu 81 500 kg w próżni. Stopień 3 (PS-3) miał średnicę 2.02 m, wysokość 3.54 m i zawierał 6 700 kg paliwa stałego HTPB (Hydroxyl-Terminated Polybutadiene). Dostarczał ciągu 24 900 kg. Stopień 4 (PS-4) miał średnicę 2.02 m, wysokość 2.6 m i zawierał 2 920 kg paliwa ciekłego (UDMH i MON-3). Był wyposażony w dwa silniki L-2-5. Dostarczał ciągu 1 500 kg. Owiewka miała średnicę 3.2 m i wysokość 8.3 m.

Miejscem startu był kosmodrom Satish Dhawan Space Centre (SDSC) w miejscowości Sriharikota na wschodnim wybrzeżu Indii. Start odbył się o godzinie 09:08 UTC. Po 0.46 sekundy od uruchomienia silnika stopnia 1 włączyły się silniki pomocnicze nr 1 i 2, a 0.2 sekundy później - silniki pomocnicze nr 3 i 4. Pozwoliło to na wytworzenie ciągu 700 600 kg. Następnie rakieta wykonała manewr obrotu przelatując nad Pacyfikiem. 25.4 sekundy pod starcie, na wysokości 2.5 km uruchomione zostały silniki pomocnicze nr 5 i 6. Czas pracy każdego silnika pomocniczego wynosił 49.5 sekundy. Dwa pierwsze silniki uruchomione w czasie startu zostały odrzucone po 69.94 sekundy od rozpoczęcia misji, a dwa następne - po 70.14 sekundy. Silniki włączone w trakcie lotu zostały oddzielone po 92.04 sekundy od startu. Następnie silnik stopnia 1 został wyłączony. Stopień ten oddzielił się po 112.75 sekundy od startu, na wysokości 58 km. Po 112.95 sekundy od startu pracę rozpoczął silnik stopnia 2. Owiewka została odrzucona po 201.75 sekundach od rozpoczęcia lotu, na wysokości 113 km. Stopień 2 pracował przez  2 minuty i 25 sekund. Następnie został wyłączony i oddzielił się w czasie 264.74 sekundy od startu, na wysokości 132 km. Silnik stopnia 3 został uruchomiony po 265.94 sekundy od startu. Działał przez 112 sekund. Po zakończeniu pracy stopień ten oddzielił się. Miało to miejsce w czasie 583.60 sekundy od startu, na wysokości 194 km. Później rakieta wznosiła się samoczynnie przez 25 minut. Opóźnione uruchomienie stopnia 4 pozwalało na osiągnięcie wyższego apogeum i perygeum orbity. Argument perygeum był większy niż w przypadku wszystkich wcześniejszych misji ISRO. Pozwalało to na zminimalizowanie energii pogrzebnej na przejście na orbitę okołosłoneczną. Uzycie takiej orbity wymusiło zmodyfikowanie algorytmu kontroli orientacji przestrzennej rakiety i pojemności baterii pokładowych. Ponadto do odbioru danych w czasie włączenia stopnia 4 i oddzielenia orbitera konieczne było zastosowanie dwóch statków śledzenia na południowym Pacyfiku. Wyposażono je w terminale komunikacyjne pracujące w paśmie S (Ship Borne Terminal - SBT). We wcześniejszej fazie startu do odbioru danych służyły stacje naziemne w miejscowościach Sriharikota, Port Blair i Brunei. Silniki stopnia 4 zostały uruchomione po 2100.50 sekundy od startu, na okres 8.5 minuty. Pracę zakończyły w czasie 2619.72 sekundy od startu, na wysokości 342 km. Tym samym zespół PS4/MOM wszedł na wstępną orbitę okołoziemską. Orbiter oddzielił się od górnego stopnia rakiety po 2656.72 sekundy od startu, o godzinie 09:49:20 UTC, na wysokości 383 km. Następnie z powodzeniem rozłożył panele słoneczne i antenę HGA oraz nawiązał łączność z Ziemią. Start zakończył się pełnym sukcesem.

[Scorus]

 Z powodu niewystarczającego ciągu rakiety PSLV-XL orbiter MOM nie przeszedł bezpośrednio z parkingowej orbity okołoziemskiej na orbitę okołosłoneczną. Do opuszczenia pierwotnej orbity konieczna była zmiana szybkości na poziomie 1.5 km/s. W tym celu podczas misji zastosowano podnoszenie orbity w wielu etapach (Earth Orbit Phase - EOP). Po starcie sonda znalazła się na geosynchronicznej orbicie transferowej (Geosynchronous Transfer Orbit - GTO). Charakteryzowała się ona perygeum na wysokości 238 km, apogeum 23 550 km i inklinacją 19.27 stopnia. Orbita uzyskana po starcie była bardzo podobna do zakładanej (perygeum 250 km, apogeum 23 500 km, inklinacja 19.27 stopnia). W dalszej kolejności wykonano serię manewrów pozwalających na podniesienie orbity. Podczas takich manewrów silnik LAM był uruchamiany w perygeum orbity, co pozwało na podniesienie apogeum. Dzięki temu szybkość ucieczki (11.2 km/s) została osiągnięta przy minimalnym zużyciu paliwa.

Pierwszy manewr podniesienia orbity został wykonany 6 listopada. Rozpoczął się o 19:47 UTC i trwał 416 sekund. Po jego zakończeniu orbita charakteryzowała się perygeum na wysokości 252 km i apogeum 28 825 km. Manewr 2 został wykonany 7 listopada. Rozpoczął się o godzinie 20:48:51 i trwał 570.6 sekund. Spowodował przejście na orbitę o apogeum 40 186 km. Manewr 3 odbył się 8 listopada. Rozpoczął się on o 20:40:43 UTC i trwał 707 sekund. Spowodował podniesienie apogeum do 71 636 km. Manewr 4 został wykonany 10 listopada. Miał na celu uzyskanie zmiany szybkości na poziomie 130 m/s i podniesienie apogeum do 100 000 km. Rozpoczął się o godzinie 20:36 UTC. Zakończył się jednak przedwcześnie. Zmiana szybkości wyniosła tylko 35 m/s. Apogeum zostało podniesione do 78 276 km. Problem pojawił się podczas testów redundancji systemu napędowego. Z powodu błędnego jednoczesnego uruchomienia głównego i zapasowego solenoidu w zaworze kontroli przepływu paliwa do silnika LAM, dopływ paliwa został automatycznie przerwany. W związku z tym 11 listopada wykonano nie planowany wcześniej manewr uzupełniający. Rozpoczął się on o godzinie 23:33:50 UTC i trwał 303.8 sekund. Apogeum zostało podniesione do 118 642 km. 15 listopada wykonano ostatni manewr podniesienia orbity okołoziemskiej. Rozpoczął się on o godzinie 19:57:00 UTC i trwał 243.5 sekundy. Po jego zakończeniu orbita charakteryzowała się apogeum na wysokości 192 874 km.

W fazie EOP przeprowadzono testy systemów sondy oraz jej instrumentów naukowych. W ich trakcie kamera MCC została użyta do wykonania eksperymentu obrazowania Ziemi (Earth Imaging Experiment - EIE). Miał on na celu oszacowanie jej potencjału w warunkach lotu kosmicznego. W ramach EIE wykonano łącznie trzy sesje obrazowania - dwie 19 listopada i jedną 23 listopada. Pozwoliły one na uzyskanie zdjęć na różnej wysokości oraz przy różnym oświetleniu i rozdzielczości przestrzennej. Pozwoliło to na scharakteryzowanie pracy instrumentu na silnie eliptycznej orbicie wokół planety. Sesje zdjęciowe były planowane tak, aby uzyskać zadowalającą kombinację kąta z kierunkiem do Słońca, orientacji osi Z sondy, oraz kąta fazowego. Do fotografowania wybrano Indie (w celach promocyjnych) oraz serię interesujących utworów geologicznych (w celu scharakteryzowania ich morfologii i fizjografii na podstawie obrazów). Cele geologiczne obrazowano z rozdzielczością 1 km na piksel. Ponadto wykonano obrazowanie z odległości porównywalnej z apocentrum orbity okołomarsjańskiej. Poszczególne cele były obserwowane wielokrotnie. Tym samym zweryfikowano wysokości, rozdzielczości przestrzenne i czasy ekspozycji planowane do zastosowania przy obrazowaniu różnorodnych celów na powierzchni Marsa. Rezultaty eksperymentu były satysfakcjonujące.

Instrument MSM wykonał trzy sesje obrazowania Ziemi. Obserwacje Sahary pozwoliły na oszacowanie błędu standardowego w pomiarach stężenia metanu na mniejszy od 100 ppb.

Instrument TIS wykonał obserwacje Sahary 23 listopada. Zarejestrował zmienność w jasności w podczerwieni w poszczególnych kanałach spektralnych. Praca instrumentu była porównywalna z obserowaną podczas testów naziemnych.

W fazie podnoszenia orbity okołoziemskiej do śledzenia i odbioru danych z sondy służyły stacje sieci śledzenia ISRO (ISRO Tracking Network - ISTRACK) w miejscowościach Bangalore, Mauritius, Brunei i Biak. Ponadto jako uzupełnienie użyto stacji zagranicznych - w miejscowościach Alcantara i Cuiaba w Brazylii prowadzących przez Narodowy Instytut Badań Kosmicznych w Brazylii (National Institute for Space Research, INPE) oraz w Hartebeestoek w Afryce Południowej prowadzonej przez Agencję Kosmiczną RPA (South African National Space Agency - SANSA). Okresowo używano też amerykańskich stacji DSN.

[Scorus]

 30 listopada wykonany został manewr opuszczenia orbity okołoziemskiej (Trans Martian Insertion - TMI). Rozpoczął się on o godzinie 19:19 UTC i trwał 1 351 sekund. Zmiana szybkości wyniosła 648 m/s. Po jego zakończeniu sonda znalazła się na orbicie okołosłonecznej, będącej trajektorią transferową Hohmanna (Trans-Martian Trajectory - TMT).

Podczas lotu do Marsa zaplanowano wykonanie 5 korekt trajektorii (Trajectory Correction Maneuewer - TCM). Manewr TCM-1 został przeprowadzony 11 grudnia. Rozpoczął się o godzinie 01:00 UTC. Trwał 40.5 sekundy. Spowodował zmianę szybkości na poziomie 7.6 m/s. Pozwolił na usunięcie błędów powstałych w trakcie startu. Manewr TCM-2 był zaplanowany na 9 kwietnia 2014 r. Został jednak anulowany z powodu dużej dokładności manewru TCM-1.

Manewr TCM-3 został wykonany 11 czerwca. Rozpoczął się o 11:00 UTC i trwał 165 sekund. Zmiana szybkości wyniosła 1 577 m/s. Manewr TCM-4  był zaplanowany na 19 sierpnia. 31 lipca anulowano go jednak, ponieważ trajektoria nie wymagała modyfikacji.

 Manewr TCM-5 był zaplanowany początkowo na 14 września. Na początku września przesunięto go jednak na 22 września. Postanowiono bowiem wykorzystać go jako test uruchomienia silnika głównego przed wejściem na orbitę okołomarsjańską. Rozpoczął się on o godzinie 09:00 UTC i trwał 3.968 sekundy. Zmiana szybkości wyniosła 2.142 m/s.

23 września trwały ostatnie przygotowania do wejścia na orbitę okołomarsjańską. O godzinie 23:00:02 UTC system komunikacyjny został przełączony na antenę średniego zysku.

[Scorus]

 Sonda dotarła do Marsa 24 września 2014 r, 2 dni po wejściu na orbitę okołomarsjańską amerykańskiej sondy MAVEN (Mars Atmosphere and Volatile Evolution) wystrzelonej 18 listopada 2013 r. Pojazd zbliżał się do Marsa po trajektorii hiperbolicznej względem niego. O godzinie 01:39:02 UTC rozpoczął się manewr obrotu przed uruchomieniem silników. O 01:54:49 UTC sonda weszła w cień Marsa. O 01:57:02 UTC system kontroli orientacji przestrzennej został przełączony z kół reakcyjnych na silniki. Następnie w perycentrum trajektorii hiperbolicznej wykonany został manewr wejścia na orbitę okołomarsjańską (Martian Orbit Insertion - MOI). Silnik LAM został uruchomiony o godzinie 01:47:32 UTC na okres 1 454 sekund. Był to największy manewr w trakcie misji. Zmiana szybkości wyniosła 1 098.7 m/s. Dzięki temu szybkość sondy względem Marsa została zmniejszona na tyle, że pojazd zostanie pochwycony przez jego pole grawitacyjne. W trakcie manewru orbiter wszedł za tarczę planety. Rozpoczęło się to o 02:04:20 UTC, a łączność ostatecznie utracono o 02:05:02 UTC. O 02:19:31 UTC orbiter wyszedł z cienia Marsa. Manewr zakończył się o 02:11:46 UTC. O 02:25:16 UTC rozpoczął się manewr zmiany orientacji przestrzennej umożliwiający nawiązanie łączności z Ziemią z użyciem anteny HGA. Pojazd wyszedł zza tarczy Marsa o 02:27:40 UTC. Następnie o godzinie 02:30:16 UTC z powodzeniem nawiązał łączność z Ziemią. Procedura wejścia na orbitę okołomarsjańską przebiegała bez komplikacji i zakończyła się pełnym sukcesem.

Sonda znalazłą się na orbicie okołomarsjańskiej charakteryzującej się perycentrum na wysokości 365.3 km, apocentrum 80 000 km, okresem obiegu 76.72 minuty i inklinacją 150 stopni. Po przetestowaniu funkcjonowania systemów i instrumentów naukowych orbiter rozpocznie realizację programu naukowego. Misja nominalna potrwa 6 miesięcy. Zakończy się w marcu 2015 r. Jeśli sonda będzie nadal sprawna, misja zostanie przedłużona.

[Scorus]

W czasie lotu na Marsa oraz w czasie pracy orbicie okołomarsjańskiej do komunikacji z soną służą 32-metrowe anteny tzw. Indyjskiej Sieci Dalekiego Kosmosu (Indian Deep Space Network - IDSN) zlokalizowane w miejscowości Byalalu. Okresowo, głównie podczas krytycznych faz misji (np. manewr MOI) używane są również amerykańskie stacje DSN. Centrum kontroli misji (Spacecraft Control Centre - SCC) mieści się w Centrum Satelitarnym ISRO w Bangalore. Za obróbkę i archiwizowane danych z instrumentów naukowych odpowiada Indyjskie Centrum Danych Naukowych z Misji Kosmicznych (Indian Space Science Data Center - ISSDC) w Bangalore. Do przechowywania danych będą używane standardowe formaty PDS, stosowane na całym świecie. Aktualnie nie planuje się udostępniania danych naukowych ośrodkom zagranicznym.

[mars76]

Brawo; najdokładniejszy opis misji na jaki natrafiłem na forum:))P.M.  Szkoda , że hindusi nie mają zamiaru się podzielić z danymi naukowymi -nie ma jak narodowy egoizm

[kanarkusmaximus]

Brawo; najdokładniejszy opis misji na jaki natrafiłem na forum:))P.M.  Szkoda , że hindusi nie mają zamiaru się podzielić z danymi naukowymi -nie ma jak narodowy egoizm

Wydaje mi sie, że będą się dzielić w formie publikacji naukowych, które woleliby napisać we własnym zakresie, "bez konkurencji" innych naukowców. Podobnie robi NASA z niektórymi misjami i projektami naukowymi.

[Scorus]

Wydaje mi sie, że będą się dzielić w formie publikacji naukowych, które woleliby napisać we własnym zakresie, "bez konkurencji" innych naukowców. Podobnie robi NASA z niektórymi misjami i projektami naukowymi.

Chodzi tu o takie ogólnodostępne archiwum jak PDS czy PSA. W przypadku misji NASA wszystkie dane są udostępniane, najwyżej po okresie karencji. Np. w przypadku danych z HST część danych jest dostępna natychmiast a część po 1.5 roku, w zależności od decyzji zespołu prowadzącego obserwacje.

[Scorus]

Tymczasem uszczegółowiłem opis instrumentu MSM.