Venus Express (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Venus Express jest pierwszą europejską misją do Wenus. Projekt powstał, gdy w ESA postanowiono ponownie wykorzystać projektu sondy Mars Express. Zbieranie propozycji na misję bazującą na sondzie Mars Express rozpoczęło się w marcu 2001 r. Wytyczne były niezwykle ścisłe warunki. Projekt musiał zostać wykonany w ściśle określonych ramach czasowych, a strat musiał się odbyć w 2005 roku. Z kilku propozycji wytypowana została misja Vensus Express, ponieważ dawała możliwość wykorzystania wielu elementów zapasowych wyposażenia naukowego sond Mars Express i Rosetta, umożliwiających bardzo szczegółowe badania atmosfery Wenus. Do podstawowych naukowych celów misji należą: zbadanie globalnych cech atmosfery planety; określenie cyrkulacji atmosferycznej; określenie zmian składu atmosfery wraz z wysokością nad powierzchnią; wykonanie badań oddziaływań atmosfery z powierzchnią; wykonanie badań cech powierzchni i poszukanie dowodów obecnej aktywności wulkanicznej; oraz określenie oddziaływać górnych warstw atmosfery z wiatrem słonecznym. Sonda ta jest ponadto pierwszym próbnikiem, który wykonał globalne badania atmosfery i plazmy wokół Wenus.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Masa sondy Venus Express wynosi 740 kg. Masa całkowita wraz z paliwem w czasie startu wynosiła  1270 kg. Konstrukcja jest w większości oparta na sondzie Mars Express, co zmniejszyło ryzyko związane z całkowitym nowym projektem, i pozwoliło zmniejszyć koszty. Podstawowymi podobieństwami do tej sondy są: podstawowe systemy - nieruchoma antena wysokiego zysku, panele słoneczne mogące się obracać w jednym stopniu swobody; zasadnicza struktura statku (z miejscowymi zmianami wynikającymi z nieco innego składu zestawu instrumentów); system napędowy (z nieco większą ilością paliwa, wymaganą do osiągnięcia większego delta-V); oraz awionika (z nielicznymi zmianami wynikającymi z innego profilu misji). W zawiązku z zupełnie inną misją, w konstrukcji Venus Express wprowadzono także istotne zmiany, głównie w systemach kontroli temperatury, komunikacji i energii elektrycznej. Zmiany w układzie kontroli temperatury wymusiło 4 razy większe ogrzewanie przez promieniowanie słoneczne (z powodu odległości od Słońca  - 0.72 AU dla Wenus i 1.5 AU dla Marsa), a w układzie zasilania - większe oświetlenie paneli słonecznych.

Zasadniczą częścią sondy jest główny korpus, czyli tzw. podsystem strukturalny, który łączy i chroni inne podsystemy statku oraz instrumenty naukowe. Korpus ma kształt prostopadłościanu i wymiary 1.65 m x 1.7 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 od strony osi 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; oraz drobne panele podpierające instrumenty i 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. Instrumenty naukowe zostały zainstalowane w strukturze pojazdu według ich potrzeb. Urządzenia wymagające znacznej kontroli temperatury i/lub wymagające precyzyjnego pozycjonowania (PFS, SPICAV i VIRTIS) znajdują się na ścianie -X, koło bezwładnościowych jednostek odniesienia i szperaczy gwiazd układu nawigacyjnego. Instrument MAG znalazł się na górnym poziomie, a cztery sensory ASPERA-4 na płycie dolnej, i ścianie bocznej -Y. Struktury mocujące zbiorniki paliwa są takie same jak w przypadku sondy Mars Express.  Zbiorniki paliwa znajdują się w centrum struktury rdzeniowej, na płycie +X i płycie dolnej. Główny silnik jest zainstalowany na płycie dolnej i wskazuje kierunek -Z, a pozostałe 8 silników - w rogach struktury powierzchniowej. Dwa skrzydła ogniw słonecznych znajdują się na ścianach bocznych +/-Y i mogą obracać się wokół osi Y (ten sam interfejs co w przypadku Mars Express). Sonda posiada dwie anteny wysokiego zysku (High Gain Antennas - HGA). HGA 1 jest zainstalowana na panelu zamykającym +X (tak jak na Mars Express), a HGA 2 - na górnym poziome, i wskazuje kierunek -X. Większość elektroniki znajduje się na wewnętrznych stronach ścian bocznych +/-Y.

System napędowy sondy jest skonstruowany tak samo jak system napędowy sondy Mars Express, ale posiada większy zapas paliwa (ok. 530 kg dla Venus Express i 430 kg dla Mars Express). Jest on podzielony na trzy poziomy: poziom gazu o wysokim ciśnieniu, obejmujący zbiornik helu używanego do podwyższania ciśnienia paliwa (o objętości 35.5 litra), przetworniki wysokiego ciśnienia i zawory; poziom gazu niskiego ciśnienia, obejmujący regulator ciśnienia, zawory zwrotne, parę klamer zaworów niskiego ciśnienia, porty próbne, oraz zawory wypuszczające i zamykające strumień gazu; oraz poziom płynu, zawierający dwa zbiorniki paliwa o objętości 167 l, filtry paliwa, przetworniki ciśnienia, główny silnik sondy, cztery pary silników służące do kontroli orientacji, porty próbne, oraz zawory zamykające i otwierających dopływ paliwa. Paliwo jest kierowane do silników z dwóch zbiorników (jednego zawierający hydrazynę momometylową, a drugiego zawierającego czterotlenek azotu), poprzez wprowadzenie do zbiorników helu pod wysokim ciśnieniem. Paliwo przechodzi przez zawory otwierające, a następnie przez zawory sterowania strumieniem paliwa do silników kontroli orientacji. Do głównego silnika przechodzi przez zawory otwierające, filtry paliwa, i zawory sterowania strumieniem paliwa. Główny silnik ma ciąg 450 N, a każdy z silników kontroli orientacji - 10 N.

[Scorus]

Do utrzymywania właściwej orientacji przestrzennej statku i kontroli orbity, co jest niezbędne podczas wykonywania korekt kursu, utrzymywania paneli słonecznych skierowanych na Słońce, oraz anteny wycelowanej na Ziemię służy system orientacji przestrzennej i kontroli orbity (Attitude and Orbit Control System - AOCS). W skład sensorów tego systemu wchodzą: dwa szperacze gwiazd (Star Trackers - STR); dwa bezwładnościowe jednostki odniesienia (Inertial Measurement Units - IMU); oraz dwa sensory Słońca (Sun Acquisition Sensors - SAS). Wszystkie szperacze gwiazd mają pole widzenia 16.4 stopnia, i mogą fotografować gwiazdy o jasności do 5.5 magnintudo. Dane nawigacyjne są wyprowadzane poprzez zidentyfikowanie co najmniej 3 gwiazd zawsze obecnych w polu widzenia. Oba szperacze są umieszczone na ścianie statku najlepiej chronionej od Słońca, w odległości 30 stopni od siebie. Każda bezwładnościowa jednostka odniesienia składa się z trzech laserowych żyroskopów pierścieniowych, oraz trzech przyspieszeniomierzy - po jednym dla każdej osi statku. Żyroskopy mierzą częstotliwość obrotów statku. Sensory Słońca składają się z komórek wykrywający Słońce, ustawionych na piramidach na zewnątrz statku. Umożliwiają nakierowanie paneli słonecznych na Słońce za pomocą mechanizmów przesuwania paneli (Solar Array Drive Mechanisms - SADM). Dane z sensorów są stosowane przez urządzenia wykonawcze, które zmieniają orientację statku. Są to: silnik główny sondy, silniki kontroli orientacji, oraz koła reakcyjne. Silniki wchodzą w skład systemu. Silniki kontroli są stosowane do zmian orientacji niemożliwych do wykonania za pomocą kół reakcyjnych, oraz do wykonania małych korekt trajektorii. Główny silnik służył do wykonania głównych korekt trajektorii

System AOCS może pracować na trzy sposoby: nabywania orientacji i jej zmian; rutynowych obserwacji naukowych; oraz kontroli orbity. W pierwszej kategorii mogą być stasowane trzy tryby: tryb osiągania Słońca (Sun Acquisition Mode), w którym stosowane są detektory Słońca i który umożliwia nakierowanie paneli i osi X statku na Słońce; oraz uzupełniający tryb bezpieczny (Safe/Hold Mode), który kieruje antenę sondy na Ziemię. Tryby te są używane w przypadku awarii. Podczas normalnych prac naukowych jest używany tryb zwykły (Normal Mode), stosowany również podczas lotu międzyplanetarnego, w którym są stosowane głównie koła reakcyjne. Podczas kontroli orbity i manewrów mogą być stasowane następujące tryby: tryb kontroli orbity (Orbit Control Mode - OCM) używany do małych korekt trajektorii za pomocą silników kontroli orientacji; tryb użycia głównego silnika (Main Engine Boost Mode - MEBM), używany do dużych korekt trajektorii z użyciem głównego silnika; tryb hamowania (Braking Mode - BM), specjalnie zaprojektowany do wykonania hamowania aerodynamicznego w atmosferze Wenus, gdyby takie było potrzebne do uzyskania okołowenusjańskiej orbity roboczej; oraz tryb zmiany silników (Thruster Transition Mode - TTM), zaprojektowany w celu umożliwienia płynnego przechodzenia z trybów OCM i BM do użycia kół reakcyjnych.

Do generowania energii elektrycznej służą dwa skrzydła fotoogniw słonecznych zainstalowane po obu stronach statku. Każde z nich składa się z dwóch paneli wyłożonych potrójnymi komórkami z arsenku galu. Ich całkowita powierzchnia wynosi 5.7 metra kwadratowego. Podczas startu panele były złożone po bokach sondy, i zostały rozłożone indywidualnie poprzez dopalenie pirotechnicznych rygli. Panele mogą wygenerować energię o mocy 800 W pobliżu Ziemi i 1100 W na orbicie okołowensujańskiej. Podczas zaćmienia sondy, albo gdy zapotrzebowanie na energię elektryczną przekracza możliwości paneli stosowana jest energia nagromadzona  w trzech bateriach litowo - jonowych o pojemności 24 A/h. Jednostka kontroli mocy (Power Control Unit - PCU) dostarcza statkowi energii uregulowanej do 28 V DC. Stopień rozładowania baterii jest kontrolowany przez regulatory rozładowania baterii (Battery Discharge Regulators - BDR). Baterie obsługują też regulatory ładowania baterii (Battery Charge Regulators - BCR). Jeśli energia generowana przez panele przekracza zapotrzebowanie statku, regulator mocy paneli (Array Power Regulator - APR) wykonuje obrót korpusu pojazdu, co powoduje ustawienie paneli zgodnie z aktualnym zapotrzebowaniem na energię. Szperacz maksymalnego punktu mocy elektrycznej (Maximum Power Point Tracker) monitoruje napięcie produkowane przez panele, i służy do kontroli APR, aby zapewnić maksymalną dopuszczalną produkcję energii. Jednostka rozprowadzania mocy (Power Distribution Unit - PDU) skrzy do rozprowadzania wyprodukowanej energii z PCU do systemów statku i instrumentów naukowych.

W skład systemu kontroli temperaturywchodzą: radiatory, grzejniki, odpowiednie warstwy powierzchniowe, oraz wielowarstwowa izolacja. System ten jest oparty na systemie kontroli temperatury sondy Mars Express, ale w prowadzono w nim pewne zmiany z powodu gorętszego środowiska na orbicie okołowenusjańskiej (spowodowanego większym promieniowaniem podczerwonym Słońca i znacznie większym albedo chmur Wenus, zwłaszcza w perycentrum). Aby temu podołać wprowadzono następujące zmiany: zastosowano warstwy izolacyjne o niskiej absorpcji promieniowania słonecznego wszędzie tam gdzie było to możliwe; radiatory zostały powiększone i zwierzono ich wydajność poprzez zastąpienie wtórnych zwierciadeł powierzchniowych (Second Surface Mirror - SSM) materiałami w technologii optycznego radiatora powierzchniowego (Optical Surface Radiator - OSR); zwiększono wydajność wielowarstwowej izolacji (Multi-layer Insulation - MLI) - jej zewnętrzna warstwa jest biała (u Mars Express była czarna), i użyto 23 warstw; zmieniono sposób wykończenia powierzchni LVA, aby zmniejszyć jego temperaturę podczas bezpośredniego oświetlenia przez Słońce; zastosowano rury odprowadzające ciepło łączące jednostkę kontroli mocy i jednostkę dystrybucji mocy z radiatorem; oraz zastosowano materiały OSR z tyłu paneli słonecznych i między komórkami na przedzie paneli. Wprowadzono także dodatkową modyfikację, wynikającą z faktu, że orbita Wenus znajduje się wewnątrz orbity Ziemi, a orbita Marsa - na zewnątrz. Dla statku kosmicznego na orbicie Marsa wektor wskazujący Ziemię jest zawsze w odległości +/-40 stopnia od wektora wskazującego Słońce, co pozwala na utrzymywanie ochłodzonej strony statku z dala od Słońca podczas komunikacji z Ziemią. Na orbicie okołowenusjańskiej nie jest możliwe aby anteną komunikacyjna została ustawiona na Ziemię i jednocześnie utrzymywał jedną ze swoich stron w stałym cieniu. Dlatego też do statku dodano drugą antenę wysokiego zysku, która pozwala na łączność, gdy statek znajdował się najbliżej Ziemi podczas swojej misji nominalnej.

[Scorus]

W skład systemu komunikacyjnego wchodzą: dwie anteny wysokiego zysku (High-Gain Antenna - HGA), 2 anteny niskiego zysku (Low-Gain Antennas - LGA); transponder podwójnego pasma (Dual Band Transponder - DBT); jednostka dystrybucji częstotliwości radiowej (Radio Frequency Distribution Unit - RFDU); dwa wzmacniacze fal podróżnych (Travelling Wave Tube Amplifiers - TWTA); oraz falowodowy układ sprzęgający (Waveguide Interface Unit - WIU). DBT zawiera dwa podwójne łańcuch transmisji/odbioru, z których każdy posiada nadajnik działający w paśmie X, nadajnik o mocy 5 W działający w paśmie S, odbiornik pasma X, oraz odbiornik pasma S. Nadajnik pasma S produkuje sygnały, które trafiają do wejść odbiornika połączonych  z RFDU. Jego zintegrowane ścieżki transmisji i odbioru przekazują sygnał przez dipleksery i przełączenia elektryczne do anten LGA lub HGA 1. Nadajnik pasma X ma moc 65 W. Produkowane przez niego sygnały są wzmacniane przez TWTA i kierowane do anten przez krzyżowy przełącznik RF. Dwie anteny niskiego zysku sondy umożliwiają transmisję omnikierunkową i odbiór danych w paśmie S. Pierwsza z anten wysokiego zysku - HGA 1 umożliwia transmisję i odbiór z wysokimi szybkościami w pasmach X i S. Druga antena wysokiego zysku - HGA 2 umożliwia transmisję i odbiór z wysokimi szybkościami tylko w paśmie X. Anteny LGA są identyczne z antenami LGA sondy mars Express. Antena HGA 1 jest podobna do tej z Mars Express, ale ma mniejszą średnicę. HGA 2 została dodana do Venus Express, aby sprostać wymaganiom cielnym (patrz wyżej). Pasmo S jest używane do łączności zarówno w łączu sonda - Ziemia jak i Ziemia - sonda podczas początkowej fazy misji (blisko Ziemi), a pasmo X - w obu łączach na orbicie okołowenusjańskiej. Anteny LGA były używane podczas startu i wczesnej fazy misji (Launch and Early Operations Phase - LEOP). Po LEOP, podczas lotu do Wenus łączność była utrzymywana za pomocą HGA 2 w paśmie X. Podczas manewru wprowadzenia na orbitę Wenus komunikacja odbywała się w paśmie S. Podczas badań na orbicie okołowenusjańskiej, gdy nie jest wykonywany eksperyment radiowy VeRa jest stosowane  pasmo X. HGA 1 jest używana, gdy odległość Wenus od Ziemi jest największa, a HGA 2 - gdy jest najmniejsza (do 0.78 AU). W czasie wykonywania eksperymentu VeRa łączność w łączu nadrzędnym odbywa się w paśmie X lub S przez HGA 1. Połączenie soda – Ziemia w ramach VeRa jest wykonywane w pasmach X i S z sygnałami generowanymi przez oscylator ultrastabliny eksperymentu VeRA (Ultra Stable Oscillator - USO) i kierowanymi przez trasnponder statku do HGA 1. W każdym przypadku odebrany sygnał łącza Ziemia – sonda jest wprowadzany do dipleksera (który eliminuje niektóre częstotliwości), i jest kierowany do wejścia transpondera. Wykonuje on następnie demodulację, i przekazuje sygnał do systemu obróbki danych (patrz niżej). Częstotliwości łącza  Ziemia - sonda wynoszą  2 100 MHz dla pasma S i 7166 MHz dla pasma X. Szybkości transmisji w tym łączu mogą wynosić 7.8125 bps, 15.625 bps, 250 bps, 1000 bps oraz 2000 bps. W połączeniu sonda - Ziemia częstotliwości transmisji wynoszą 2 296 MHz dla pasma S i 8 419 MHz dla pasma X. Minimalna szybkość transmisji wynosi 10.6667 bps, a maksymalna 262 144 kbps. Jest ograniczona przez odległość statku od Ziemi. Minimalna średnia szybkość transmisji wynosi 17 kbps, co odpowiada 500 Mb danych uzyskiwanych przez 8 godzin transmisji na dobę.

Do kontroli wszystkich funkcji statku służy system zarządzania danymi (Data Management System - DMS). Do jego podstawowych funkcji należy: kontrolowanie pracy wszystkich systemów i instrumentów sondy; dostarczanie danych komunikacyjnych do wszystkich systemów; oraz gromadzenie danych telemetrycznych i danych naukowych z instrumentów sondy i ich formatowanie. System DMS jest oparty na standardzie obróbki danych na pojeździe (On-Board Data Handling - OBDH) z architekturą szynową wzmocnioną przez seryjne łącza danych wysokiego tempa łączące jednostkę kontroli i zarządzania danymi (Control and Data Management Unit - CDMU) . CDMU jest tworzony przez procesory, stałą pamięć masową (Solid State Mass Memory - SSMM) oraz układ sprzęgający systemu kontroli orientacji przestrzennej i orbity AOCS. Magistrala OBDH jest trasą przesyłania gromadzonych danych. DMS zawiera cztery moduły procesorów (Processor Modules - PM), ulokowane po dwa w każdym CDMU. Dwa PM są zarezerwowane dla DMS, a dwa pozostałe - dla AOCS. PM zarezerwowane dla DMS działają jako Master szynowy i są odpowiedzialne za sterowanie systemami komunikacyjnymi, kontroli temperatury, oraz energii elektrycznej. PM zarezerwowane dla AOCS funkcjonują jako komputery tego systemu, i są odpowiedzialne za wszystkie sensory nawigacyjne, urządzenia wykonawcze, anteny HGA, oraz elektronikę poruszania panelami słonecznymi (Solar Array Drive Electronics - SADE). Pamięć SSMM jest używana do zapisywania danych inżynieryjnych i naukowych przez ich transmisją. Ma pojemność 12 gigabitów. Jest połączona z dwoma procesorami DMS, TFG, oraz instrumentami VIRTIS i VMC. Jednostka zarządzania danymi CDMU kontroluje odbiór i wykonywanie rozkazów z Ziemi, przechowywanie danych naukowych i telemetrycznych, oraz formatowanie danych przed ich transmisją. Transmisja danych z innych części systemu DMS jest kontrolowana przez magistralę danych OBDH oraz łącze IEEE-1355. Dwa układy sprzęgające łączą te łącza z innymi systemami statku. Jednostka sprzęgająca systemu AOCS (AOCS Interface Unit) łączy je z sensorami systemu AOCS, mechanizmami wykonawczymi, kołami reakcyjnymi, mechanizmami przesuwania paneli słonecznych, oraz regulatorami ciągu silników. Jednostka sprzęgająca RTU łączy je z innymi systemami statku i instrumentami naukowymi.

Koszt całkowity misji Venus Express wyniósł tylko 266 milionów dolarów. Sonda została opracowana i zbudowana przez francuskie przedsiębiorstwo Astrium.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
Pojazd posiada łącznie wyposażenie naukowe o masie 104 kg. W skład instrumentów naukowych wchodzą:
- Kamera monitorująca Wenus (Venus Monitoring Camera - VMC).
- Analizator plazmy kosmicznej i atomów energetycznych (Analyser of Space Plasmas and Energetic Atoms 4 - ASPERA-4).
- Magnetometr (Magnetometer - MAG).
- Planetarny spektrometr Fouriera (Planetary Fourier Spectrometer - PFS).
- Spektroskop służący do scharakteryzowana atmosfery Wenus (Spectroscopy for Investigation of Characteristics of the Atmosphere of Venus - SPICAV);
- Spektrometr obrazujący zakresu widzialnego i podczerwieni (Visible and Infrared Thermal Imaging Spectrometer - VIRTIS).

Sonda wykonuje ponadto eksperyment radiowy dla Wenus (Venus Radio Science Experiment - VeRa). Instrumenty ASPERA, PFS i SPICAV pochodzą z programu Mars Express, a VIRITIS z programu Rosetta. MAG jest oparty na magnetometrze sondy Rosetta oraz instrumencie ROMAP lądownika Philae.

[Scorus]

VMC
Kamera monitorująca Wenus jest głównym systemem obrazując sondy Venus Express. Jest to szerokokątna kamera pracująca w zakresie ultrafioletu, światła widzialnego, oraz bliskiej podczerwieni. Do jej podstawowych celów naukowych należą: wykonanie globalnych obrazów ułatwiających interpretację danych z innych instrumentów; wykonanie badań procesów dynamicznych w atmosferze Wenus poprzez globalne obrazowanie; wykonanie badań rozmieszczenia niezidentyfikowanych substancji pochłaniających ultrafiolet w szczytach chmur; monitorowanie poświaty nieba w zakresie widzialnym i UV i jej zmian stanowiących wskaźnik dynamiki atmosfery; oraz zmapowanie jasności powłoki chmur, i wykonanie poszukiwań śladów aktywności wulkanicznej.

Instrument VMC został umieszczony wewnątrz sondy Venus Express na jej ścianie +Y z osią optyczną równoległą do osi +Z sondy kosmicznej i osi optycznej instrumentów VIRITS, PSF i SPICAV. Podczas obserwacji pozycjonowanie jest zapewnione przez statek kosmiczny, kamera jest nieruchoma. VMC składa się z czterech zasadniczych części: modułu optyki (Optics Module); CCD i elektroniki odzyskiwania informacji (CCD and Readout Electronics - CRE); jednostki przetwarzania danych (Digital Processing Unit - DPU); oraz przetwornicy napięcia (Power Converter - POC).
Cała optyka kamery jest zlokalizowana w pojedynczym module optyki. Instrument ten posiada cztery oddzielne systemy skupiające światło na CCD, dostosowane do poszczególnych filtrów.  W skład zestawu filtrów wchodzą 4 egzemplarze: F3 - filtr światła widzialnego  (Visible - VIS) scentrowany na 0.365 mikronów z szerokością pasma 0.04 mikrona; F4 - filtr bliskiej podczerwieni 1  (Near Infrared 1 - NIR1) scentrowany na 0.513 mikrona z szerokością pasma 0.05 mikrona; F5 - filtr bliskiej podczerwieni 2 (Near Infrared 2 - NIR 2) scentrowany na 0.935 mikrona z szerokością pasma 0.07 mikrona; oraz F6 - filtr ultrafioletu (Ultraviolet - UV) centrowany na 1.01 mikrona z szerokością pasma 0.02 mikrona. Dla filtra F3 układ optyczny składa się z 3 soczewek układu Cooke o długości ogniskowej 13 mm i F/7, oraz z przedniego filtra. Dla filtrów F4 - F6 zastosowano 3 identyczne, ale oddzielne układy, złożone z 3 soczewek Cooke o długości ogniskowej 13 mm i F/5, oraz z przedniego filtra. Zastosowanie 4 filtrów umożliwiło wykonanie wielu badań atmosfery, zarówno po nocnej, jak i po dziennej stronie Wenus. Dzięki filtrowi F3 po stronie dziennej można rejestrować pochłanianie UV przez niezidentyfikowane substancje, a po stronie nocnej - nocne świecenie tlenu cząsteczkowego w zakresie 0.356 - 0.376 mikronów. Pozwala on także na określanie szybkości wiatru w szczytach chmur (70 kilometrów) poprzez śledzenie utworów widocznych w  UV, oraz na szukanie struktur o charakterze falowym. Filtr F4 po stronie dziennej umożliwia obrazowanie w świetle widzialnym, a po stronie nocnej - nocne świecenie tlenu cząsteczkowego przy 0.376 mikrona. Filtr F5 podczas dnia umożliwi rejestrację wody na wysokości około 70 kilometrów ponad powierzchnią, a w nocy - wodę pod poziomem 70 km. Filtr F6 po stronie dziennej umożliwia rejestrację wody na wysokości około 70 kilometrów ponad powierzchnią, w po stronie nocnej - obserwacje powierzchni planety w oknie widzialności przy 1000 nm, oraz obrazowanie powłoki chmur. Są to pierwsze obserwacje powierzchni Wenus w podczerwieni z orbity. Pozwalają na śledzenie rozkładu temperatur na powierzchni i poszukiwanie śladów wulkanizmu. Ponadto obserwacje w tym kanale dają możliwość określenia szybkości wiatrów w chmurach na wysokości 50 kilometrów poprzez śledzenie utworów widocznych w bliskiej podczerwieni. W perycentrum orbity kamera umożliwia uzyskiwanie wysokorozdzielczych obrazów powierzchni chmur, a w apocentrum - globalne obrazowanie planety. Pole widzenia tego instrumentu wynosi 17.5 stopnia, a rozdzielczość kątowa - 0.75 miliradiana na piksel CCD. Odpowiada to rozdzielczości przestrzennej 0.2 kilometra w perycentrum i 45 kilometrów w apocentrum (tutaj w polu widzenia znajduje się cała tarcza Wenus).

Do uzyskiwania obrazów służy jeden detektor CCD KODAK KAI-1010 o wymiarach 1032 x 1024 piksele. Pojedynczy piksel ma rozmiary około 9.0 x 9.0 µm Obrazy z czterech filtrów są tworzone na czterech fragmentach tego samego detektora, co pozwoliło na uniknięcie ruchomych części. Pojedynczy obraz składa się w ten sposób z czterech subklatek o wymiarach 411 x 411 pikseli rozdzielonych krzyżem około 200 ciemnych pikseli. Rozproszone światło jest znoszone przez wewnętrzne i zewnętrzne przegrody, oraz przez czarne, zacienione miejsca w centrum układu optycznego kanału światła widzialnego i bliskiej podczerwieni. Dane z CCD są odzyskiwanie przez elektronikę odzyskiwania informacji i kierowane do DPU, gdzie są przygotowywane do transmisji na Ziemię. Elektronika odzyskiwania informacji pozwala na czasy ekspozycji w zakresie od 0.5 ms do 30 s, co umożliwia wykonywanie obserwacji po nocnej i dziennej stronie planety. Energii elektrycznej dostarcza POC.

Jednostka elektroniki DPU umożliwia kontrolowanie i sterowanie pracą instrumentu, a także zarządzeniem zbieranymi przez niego danymi. Jest ona wyposażona w procesor LEON-2. Pamięć ma pojemność 1 gigabita. Jest wyposażona w oprogramowanie umożliwiające kompresję danych, wycinanie subklatek i sortowanie danych.

Kamera VMC jest oparta na części projektu kamery HRSC (High/Super Resolution Stereo Colour Imager) sondy Mars Express, oraz systemu OSIRIS (Optical, Spectroscopic and Infrared Remote Imaging System) sondy Rosetta. Kamera została opracowana i skonstruowana przez Instytut Komputerów i Inżynierii Sieci Informacyjnej IDA Politechniki Braunschweig we współpracy Instytutem Eksploracji Planet DRL w Berlinie. Optyka została dostarczona przez firmę FISBA OPTICS, St. Gallen, Szwajcaria.

[Scorus]

ASPERA-4
Analizator plazmy kosmicznej i atomów energetycznych jest systemem pozwalającym na rejestrowanie elektronów, jonów i neutralnych atomów. Głównymi zadaniami naukowymi instrumentu są: scharakteryzowanie składu masowego i ilości  plazmy pochodzącej z uciekających gazów atmosferycznych;  badania oddziaływania wiatru słonecznego z jonosferą i atmosferą Wenus; scharakteryzowanie procesów oddziaływań plazmy z atmosferą neutralną; określenie globalnego rozmieszczenia plazmy i gazu neutralnego wokół Wenus; scharakteryzowanie głównych obszarów plazmy wokół Wenus; oraz wykonanie pomiarów parametrów niezakłóconego wiatru słonecznego.

W skład instrumentu ASPERA-4 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 skanuje wszystkie cztery sensory wchodzące w jej skład, aby dostarczyć im pola widzenia gdy statek jest stabilizowany trójosiowo. Skaner jest wyposażony w dwa silniki, które obracają śrubę ślimakową. Śruba wprawia w ruch koło ślimakowe, na którym zainstalowane są ruchome części skanera. Skaner może być obrócony o określony kąt lub wykonać pełne skanowanie. Tempa rotacji mogą być wybierane z 1.5, 3.0 lub 6.0 rps. System ten charakteryzuje dokładność pozycjonowania 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 rozkazy z Ziemi. Urządzanie to posiada szerokie możliwości kompresowani danych bez strat. Główna metoda kompresji jest oparta na algorytmie Rice.

W urządzeniu obrazującym cząstki neutralne NPI przybywające cząstki przechodzą pomiędzy dwoma dyskami o średnicy 150 mm. Są rozdzielone przestrzenią 3 mm, i miedzy nimi jest wytworzony potencjał 5 kV. Naładowane cząstki są przechwytywane przez pole magnetyczne, ale cząstki neutralne przechodzą przez nie. Przestrzeń między dyskami jest podzielona na 32 sektory przez plastikowe szprychy, co tworzy 32 azymuty kolimatora, z otworem wejściowym  o polu widzenia 9 x 18 stopni każdy. Cząstki neutrale, przechodzące przez tak zbudowany system odchylający uderzają w cel w formie stożka o 32 ściankach z dużym kątem 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) zawierającą 32 anody ustawione  w stóg. 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. Aby zwiększyć rozdzielczość przestrzenną tego detektora oraz ustawić równolegle tory cząstek, do stożka przymocowano 32 rozdzielające ściany, co utworzyło strukturę przypominającą gwiazdę. Taka konfiguracja sprawia, że cząstki mogą się wielokrotnie odbijać i dotrzeć do MCP. Stożek jest także pokryty pokryciem chroniącym go przed fotonami UV. NPI produkuje obrazy rozkładu atomów neutralnych elektrycznie (Electric Neutral Atoms - ENA) w formie macierzy skierowanych wzdłuż osi X azymutu. Wektor kierunku cząstek ze wszystkich 32 elementów jest odczytywany raz na 62.5 ms. Zakres energii cząstek badanych przez to urządzenie to 0.1 - 60 keV.

Detektor cząstek neutralnych NPD składa się z dwóch identycznych kamer o polu widzenia 90 stopni w płaszczyźnie azymutu, które razem pokrywają pole widzenia 180 stopni. Cząstki zbliżające się do otworów wejściowych kamer przechodzą pomiędzy dwoma płytami deflektora rozdzielonymi przestrzenią 4.5 mm i z potencjałem 8 kV. Naładowane cząstki o energiach do 70 keV są wyrzucane przez pole magnetyczne, a cząstki neutrale przechodzą dalej. Płyty deflektora działają także jako kolimator w kierunku celowania instrumentu. Strumień ENA uderza następnie w cel, powodując emisję wtórnych elektronów. Wtórne elektrony są wykrywane przez jeden z dwóch MCP, złożonych z powielaczy elektronów. Sygnał z MCP sprawa, że elektronika zaczyna mierzyć czas przelotu stłumienia ENA przez znany odcinek wewnątrz instrumentu. Strumień MPC odbity od pierwotnego celu jest kierowany przez specjalne 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. Wpływ fotonów UV na pomiary jest niwelowany poprzez zastosowanie odpowiednich pokryć powierzchni celów. Zakres energetyczny tego sensora wynosi 0.1 - 10 keV.

Spektrometr elektronów ELS uzyskuje spektrogramy energii elektronów w 16 sektorach o szerokości 22.5 stopnia. Urządzenie to jest oparte na planie sferycznej sekcji elektrostatycznego analizatora cylindrycznego. Analizator elektrostatyczny składa się z dwóch koncentrycznych hemisferycznych elektrod. Zewnętrzna elektroda posiada dziurę przykrytą przez "cylinder" i kolimator, przez którą elektrony wchodzą do detektora.  Elektrony lecące z jakimś azymutem 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 przechodzą przez szparę między półkulami i uderzają w detektor MCP z powielaczami elektronów. Poza MCP w ELS znajduje się także 16 anod, określających kąt uderzenia elektronów w sektorach azymutu o szerokości 22.5 stopnia. Poprzez zmienianie potencjału pomiędzy półkulami można wybrać elektrony przepuszczane do analizy przez ten filtr. Napięcie przyłożone do wewnętrznej półkuli jest zmienianie w pełnym zakresie przez okres 4 s, a pomiary zmian ilości elektronów uderzający anody w tym czasie umożliwia uzyskanie spektrogramów energii elektronów.  Zakres energetyczny wynosi 0.01 - 20 keV.

Druga zasadnicza część instrumentu - analizator mas jonów IMA wykonuje spektrogramy energii docierających do niego jonów w wybieranych zakres energii. Zakres masowy i rozdzielczość widmowa pomiarów jest także wybierana na Ziemi. Jony wpadają do IMA przez zewnętrzną, uziemioną siatkę, i przechodzą do systemu odchylającego. System ten składa się z dwóch zagiętych, naładowanych płyt, które odchylają tory lotu cząstek przylatujących z zakresu od 45 stopni ponad linią celowania instrumentu, do ponad 45 stopni poniżej płaszczyzny azymutu instrumentu. Następnie odchylone cząstki z jakimś azymutem przechodzą do wejścia analizatora elektrostatycznego. Analizator ten 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. Ten system pozwala na przefiltrowanie jonów. Następnie jony o wybranych energiach 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 anod. 32 anody w formie pierścieni mierzą pozycje uderzeń elektronów, które dostarczają informacji na temat masy jonów, a 16 innych anod mierzy azymutalne pozycje uderzeń, które dostarczają informacji na temat azymutu toru lotu jonów odpowiedzialnych za wytworzenie elektronów. Zakres energetyczny tego elementu.

Instrument ASPERA-4 jest wzorowany na instrumencie ASPERA-3 sondy Mars Express. Dostosowano go tylko do innych warunków nagrzewania i promieniowania. Podobna wersja instrumentu - ASPERA-2 została zastosowana wcześniej na sondzie Mars 96, a jego znacznie prostsze wersje (ASPERA-1) były także obecne na radzieckich próbnikach Phobos 1 i 2.

[Scorus]

MAG
Magnetometr sondy Venus Express jest urządzeniem służącym do wykonywania pomiarów siły i kierunku pola magnetycznego. Do jego głównych zadań naukowych należą: znalezienie granic pomiędzy różnymi obszarami plazmy wokół Wenus; wykonanie badań struktury szczątkowego pola magnetycznego Wenus, w tym możliwych zjawisk rekoneksji, procesów transportu jonów w skali globalnej oraz cząstek wygenerowanych przez możliwe błyskawice i fale plazmowe; wykonanie pomiarów właściwości magnetycznych w ogonie szczątkowej magnetosfery, fali uderzeniowej, oraz jonosferze z najwyższą rozdzielczością czasową; zbadanie oddziaływania wiatru słonecznego z górną warstwą atmosfery; oraz dostarczenie danych pomocniczych dla innych instrumentów sondy.

Instrument MAG składa się z dwóch trójosiowych sensorów tranduktorowych (Fluxgate Sensors), elektroniki sensorów (Sensor Electronics), oraz jednostki przetwarzania danych (Data Processing Unit - DPU).

Jeden z sensorów transduktorowych - MAGOS został umieszczony na zewnętrznej powierzchni statku, a drugi - MAGIS na końcu wysięgnika o długości 1 m, który został rozłożony zaraz po starcie. Taka konfiguracja zapewniła jednoczesne pomiary kosmicznego pola magnetycznego i pola wytwarzanego przez statek. Umożliwia to wzięcie odpowiednich poprawek na pomiary pola Wenus. Taka technika pomiarów była już wielokrotnie stosowana, na przykład w misjach Voygaer, Galileo, Cassini, Mars Observer, Mars Global Surveyor, czy Rosetta. Każdy sensor jest pojedynczą jednostką zawierającą toroidalny rdzeń. Mierzy on pole magnetyczne w osiach X i Y. Pole wzdłuż osi Z jest mierzone przy użyciu zwojnicy otaczającej oba sensory.

Elektronika sensorów generuje prąd zmienny z częstotliwością ok. 9.6 kHz, który jest przenoszony do zwojnicy pobudzającej otaczającej rdzenie sensorów, co powoduje, że materiał o właściwościach magnetycznych budujący rdzenie jest nasycany dodatnio lub ujemnie. Zewnętrzne pole magnetyczne zmienia symetrię generowanego pola magnetycznego, i generuje częstotliwości harmoniczne w zwojach zwojnicy, z amplitudą proporcjonalną do siły pola. Powstające w zwojnicy napięcie jest następnie wzmacniane do poziomu częstotliwości 4 razy większej od napięcia wygenerowanego. Pole reakcyjne jest używane do zwiększenia całkowitej stabilności magnetometru. Jest dostarczane do wszystkich sensorów przez oddzielną zwojnicę Helmholtza w osi sensorów. Sygnał wygenerowany i reakcyjny jest ciągle przekazywany do procesora cyfrowego, który oblicza wartości kierunku i siły pola magnetycznego z rozdzielczością 24 bitów. Odpowiedni zasięg dynamiczny jest zdefiniowany przez wybieranie do transmisji 16 bitów z 24. Zasięg pomiarów może być wybrany na Ziemi z zakresu od +/- 32.8 nT do +/-8 388.6 nT.

Jednostka przetwarzana danych DPU kontroluje sensory i interfejs łączący je ze statkiem, i wykonuje wewnętrzną obróbkę danych, obejmującą  próbkowanie, przetwarzanie próbek, kompresowanie danych, oraz formatowanie danych. Rdzeń DPU jest złożony z zabezpieczonych przed promieniowanie mikroprocesorów, opracowanych specjalnie do kontroli systemów w przestrzeni kosmicznej.
W czasie pomiarów naukowych sensory pracują przez cały czas, razem lub oddzielnie. Instrument może być obsługiwany w 4 trybach pomiarowych i 5 trybach kalibracyjnych. Tryby pomiarowe to: wiatr słoneczny 1 (Solar Wind One) - użycie MAGOS i MAGIS, szybkość transmisji 1 Hz; wiatr słoneczny 2 (Solar Wind Two) - użycie MAGOS lub MAGIS, szybkość transmisji 2 Hz; perycentrum 1 (Pericentre One) - użycie MAGOS i MAGIS, szybkość transmisji 4 Hz; oraz perycentrum 2 (Pericentre Two) - użycie MAGOS lub MAGIS, szybkość transmisji 64 Hz. W trybie kalibrowania 1 (Calibration Mode One) wartości pomiarów sensorów i wartości reakcyjne są wytwarzane w elektronice sensorów, i przekazywane do DPU. Tryb ten był używany na Ziemi, i nie jest konieczny do kalibrowania w trakcie lotu. W trybach kalibracyjnych 2 - 4 (Calibration Mode Two - Four) wartości reakcyjne i kalibracyjne są dostarczane do DPU z zaprogramowana wartością przez elektronikę sensorów. W trybie 5 (Calibration Mode Five, trybie pakietowym) dane kalibracyjne są przesyłane z największą wewnętrzną szybkością transmisji instrumentu. Tryb ten jest używany podczas pomiarów rozproszonego pola magnetycznego w trakcie lotu międzyplanetarnego, oraz do poszukiwań wyładowań atmosferycznych w atmosferze Wenus.

Podczas badań Wenus, magnetometr pracuje przez całą orbitę. Z Ziemi można kontrolować kolejność kalibrowana, optymalizować zmienne, jakie jak współczynniki dla próbkowania cyfrowego, oraz użycie poszczególnych sensorów (MAGOS i MAGIS, sam MAGOS lub sam MAGIS). Większość rozkazów jest zaprogramowana, a  urządzenie jest obsługiwane w czasie rzeczywistym tylko podczas nagłych awarii. Po włączeniu magnetometr zaczyna pracę w trybie standardowym - oba sensory pracują z częstotliwością transmisji pakietów danych 1 Hz. Podczas badań magnetometr jestprzełączany do trybu precynectrum na godzinę przed osiągnięciem perycentrum, i przełączany do trybu wiatru słonecznego po godzinie od minięcia perycentrum orbity. W wysokorozdzielczym trybie kalibrowania 5 jest uruchamiany na 1 minutę przed perycentrum na okres 2 minut.

Instrument ten jest oparty na sensorach magnetometru MAG sondy Rosetta, oraz elektronice magnetometru i monitora plazmy ROMAP (Rosetta Lander Magnetometer and Plasma Monitor) lądownika Phliale sondy Rosetta (skonfigurowanej dla dwóch sensorów).

[Scorus]

PFS
Planetarny spektrometr Fouriera (Planetary Fourier Spectrometer - PFS) jest spektrometrem podczerwieni zoptymalizowanym do badań atmosfery i działającym w zakresie widmowym 0.9 - 45 mikronów w dwóch kanałach. Do podstawowych celów naukowych tego instrumentu należało: wykonanie globalnego, długoterminowego monitoringu trójwymiarowego rozkładu temperatur w niższej atmosferze (od podstawy chmur do wysokości 100 km); zmierzenie koncentracji i rozmieszczenia znanych składników atmosfery występujących w małych ilościach; wykonanie poszukiwań, rzadkich, jeszcze nie zidentyfikowanych składników atmosfery; określenie właściwości optycznych, wielkości, składu chemicznego, i rozkładu aerozoli w atmosferze; wykonanie badań globalnej cyrkulacji atmosferycznej, dynamiki atmosfery w dużej skali, oraz zjawisk falowych w niej występujących; oraz scharakteryzowanie procesów wymiany substancji chemicznych pomiędzy atmosferą i powierzchnią planety. Instrument uległ jednak trwałej awarii przed wejściem na orbitę
okołowenusjańską i nie dostarczył żadnych danych na temat planety.

PSF jest podwójnym interferometrem podzielonym na dwa kanały - fal krótkich (Short-Wavelength Channel - SW) i długich (Long-Wavelength Channel- LW). Instrument jest połączony z urządzeniem nakierowującym, które kieruje do instrumentu promieniowanie z powierzchni Wenus, z celów kalibracyjnych (ciała doskonale czarnego o znanej temperaturze), lub z przestrzeni kosmicznej. Dla obu kanałów wspólny jest układ optyczny kierujący promieniowanie, ale ich interferometry są osobne. Promieniowanie wpada do urządzenia nakierowującego, a następnie jest rozdzielane na dwie wiązki przez dychromiczne zwierciadło. Później przechodzi przez filtry i wpada do interferometrów poszczególnych kanałów. Optyczny kanał odniesienia kontroluje ruch interferometrów poprzez rejestrowanie światła diody laserowej przechodzonego przez tą samą drogę co analizowane promieniowanie. Interferometry są bardzo wrażliwe na wszelkie błędy optomechaniczne, i z tego powodu moduł interferometru musiał być bardzo sztywny i stały termicznie.

Interferometr kanału SW używa rozdzielacza wiązek złożonego z fluorku wapnia (CaF2). Optyka skupiająca tego kanału składa się ze zwierciadła parabolicznego o średnicy 49 mm i odległości ogniskowej 20 mm. Jest wykonane ze złota. Kanał separacyjny jest wykonany z kryształu bromku talu i jodku talu (KRS-5), wielokrotnie pokrytego warstwą odbijającą krótkie długości fal. Promieniowanie jest skupiane na detektorze typu fotokondukcyjnego złożonego z warstw selenku ołowiu (PbSe), i siarczku ołowiu (PbS) ułożonych na kształt kanapki. Detektor pracuje w zakresie temperatur 200 - 220 K. Zakres widmowy kanału SW wynosi 0.9 - 5.0 µm. Pole widzenia wynosi 0.035 rad. Odpowiada to rozdzielczości przestrzennej 7 km z wysokości 250 km (perycentrum orbity sondy).

Interferometr kanału FW używa rozdzielacza wiązek złożonego z jodku wapnia (CaI). Optyka skupiająca tego kanału składa się ze zwierciadła parabolicznego o średnicy 38 mm i odległości ogniskowej 20 mm. Jest wykonane ze złota. Kanał separacyjny jest wykonany z kryształu bromku talu i jodku talu (KRS-5), wielokrotnie pokrytego warstwą odbijającą krótkie długości fal. Promieniowanie jest skupiane na detektorze typu pyroelektrcznego wykonanym z tantalku litu (LiTaO3).  Detektor pracuje w temperaturze 290 K. Zakres widmowy kanału SW wynosi 5.0 - 45 µm.

Instrument PFS Venus Express jest zmodyfikowaną (zoptymalizowana na potrzeby badań Wenus) wersją urządzenia PFS sondy Mars Express. Wcześniej zastosowano to urządzenie także  na rosyjskiej sondzie Mars 96.

[Scorus]

SPICAV
Spektroskop służący do scharakteryzowana atmosfery jest spektrometrem obrazującym pracującym w zakresie poczerwieni i ultrafioletu. Instrument pozwala na określenie zawartość ozonu i wody, na podstawie jego danych można też opracowywać profile zawartości wody i ozonu w atmosferze, oraz badać ich zmienność w czasie. Umożliwia to znalezienie ograniczeń dla modeli meteorologicznych Wenus.

W skład instrumentu SPICAV wchodzą 3 kanały: kanał ultrafioletu (SPICAV UV Channel - SUV), kanał podczerwieni (SPICAV Infrared Channnesl - SIR), oraz kanał podczerwieni używany od obserwacji zakryć Słońca (Solar Occultation at Infrared Channel - SOIR).

Kanał SUV pracuje w zakresie 0.11 - 0.31 µm (118 - 320 nm), co zapewnia dobre pokrycie dla obserwacji zakryć gwiazd przez Wenus (patrz tryby działania dalej), oraz linii dwutlenku węgla i ozonu. Najniższa długość fali została wybrana, aby znajdowała się tuż pod linią Lyman-alfa, a najwyższa - aby odrzucić światło widzialne. SUV charakteryzuje się rozdzielczością widmową 0.8 nm i polem widzenia 55 x 8.7 rad. Rozproszenie widmowe wynosi 0.55 nm na piksel. Dokładność pozycjonowania tego sensora jest lepsza od  0.2 stopnia. Kanał jest oparty na holograficznej siatce dyfrakcyjnej. Szczeliny wejściowe mają szerokość 0.05 i 0.5 mm oraz długość 6.6 mm. Kanał ma dwa otwory wejściowe: nadiru, oraz Słońca, co związane jest z trybami jego stasowania. Promieniowanie wpadające prze z te otwory pada na pierwszy element optyczny - pozaosiowe zwierciadło paraboliczne skupiające światło. W celu obserwacji zakryć Słońca, światło z otworu słonecznego jest odbijane na to zwierciadło główne przez 5 małych zwierciadeł dodatkowych o średnicy 1 mm. Zwierciadło główne jest wykonane z aluminium pokrytego warstwą fluorku magnezu (MgF2). Jego długość ogniwkowej wynosi 118.125 mm. Ma ono wymiary 44 x 52 mm (użyteczne 40 x 40 mm). Jego użyteczne pole widzenia ma wymiary 1 x 3.16 stopnia. W płaszczyźnie ogniskowej zwierciadła znajduje się szczelina wejściowa spektrometru, która przez układ mechaniczny może zostać wprowadzona do pola widzenia, co umożliwia uzyskanie dwóch konfiguracji: bez szczeliny, używanej do obserwacji zakryć gwiazd przez planetę z polem widzenia 1 x 3.16 stopnia; oraz ze szczeliną, używaną do obserwacji źródeł rozciągłych. Szczelina składa się z dwóch części o różnych szerokościach, co umożliwia uzyskanie dwóch rozdzielczości. Światło przechodzące przez płaszczyznę ogniskowej pada na następnie wklęsłą holograficzną siatkę dyfrakcyjną. Siatka ma kształt toroidalny. Jej powierzchnia jest pokryta warstwą fluorku magnezu. Ma wymiary 50 x 50 mm. Zawiera 280 szczelin na milimetr. Promieniowanie jest następnie kierowane przez siatkę do bloku detektora. Zawiera on detektor CCD wraz z wzmacniaczem obrazu. CCD ma wymiary 384 x 288 piksele. Jeden piksel ma wymiary 23 x 23 μm, i pole widzenia 40 x 40''.

Kanał SIR pracuje w zakresie 0.7 - 1.7 µm. Charakteryzuje się rozdzielczością widmową 0.5 - 1 nm,  i polem widzenia 0.2 rad na piksel. Kanał jest oparty na filtrze akustooptycznym (Acousto-Optical Tunable Filter - AOTF). Szczeliny wejściowe spektrometru mają szerokość 1 mm. Optyka wejściowa, kierująca światło z otworu wejściowego do dalszej części urządzenia obejmuje teleskop z główną soczewką o średnicy 12 mm, oraz soczewki kolimatora, które zbierają promieniowanie i skupiają je na AOTF. Podczas obserwacji zakryć Słońca światło wpada przez otwór w płycie podstawowej instrumentu, a następnie jest kierowane przez światłowód i małe zwierciadło do głównego otworu wejściowego. AOTF składa się z kryształu tlenku telluru (TeO2), na który działają fale akustyczne. Fale akustyczne przenikające kryształ powodują, że działa on podobnie jak siatka dyfrakcyjna. Fala jest wytwarzana w krysztale piezoelektrycznym przymocowanym do kryształu tlenku telluru przez syntezator częstotliwości radiowych. Dwie wiązki promieniowania wytwarzane przez AOTF są kolimowane przez inną soczewkę, i dostarczane do dwóch detektorów w postaci fotodiod PIN wykonanych z krzemu oraz z InGaAs. Fotodiody mają wymiary 2.4 x 2.4 mm. Rozdzielczość przestrzenna tego kanału w nadirze wynosi 5 x 5 km.

Kanał SOIR pracuje w zakresie 1.8 - 4 µm,  służy do obserwacji zakryć Słońca przez Wenus. Charakteryzuje się polem widzenia 0.3 - 3 radianów. Kanał jest oparty na AOTF. Światło wpadające przez otwór wejściowy jest kierowane do dalszej części instrumentu przez optykę wejściową, obejmującą  teleskop Newtona o odległości ogniskowej 180 mm i głównym zwierciadłem parabolicznym o wymiarach 35 x 50 mm. Po przejściu przez system optyczny i przefiltrowaniu promieniowanie pada na AOTF. Wiązki wyprodukowane przez AOTF są następnie kierowane do detektora fotowoltaicznego zbudowanego  z HgCdTe. Detektor znajduje się wewnątrz układu chłodzącego (Detector - Dewar Cooler Assembly - IDDCA), zawierającego także w mikrochłodziarkę o mocy 0.4 W, utrzymującą detektor w niskiej temperaturze.

Urządzenie SPICAV może pracować w 5 trybach: trybie testowym (Test Mode, używanym tylko na Ziemi), trybie obserwacji nadiru (Nadir Mode), trybie obserwacji gwiazd (Star Mode), trybie obserwacji krawędzi traczy planety (Limb Mode), oraz trybie obserwacji Słońca (Sun Mode). Tryb nadiru jest używany podczas normalnych obserwacji. Stosuje się tutaj kanału SUV i SIR. Instrument jest skierowany bezpośrednio w stronę nadiru i rejestruje promieniowanie słoneczne które przeszło przez atmosferę po odbiciu od powierzchni planety. Tryb obserwacji gwiazd wymaga odpowiedniej orientacji przestrzennej statku, podobnie jak pozostałe tryby z wyjątkiem trybu nadiru. Używany jest kanał SUV. Instrument obserwuje promieniowanie gwiazd przechodzące przez atmosferę, gdy wschodzą lub zachodzą nad krawędzią tarczy planety. Umożliwia to zaobserwowanie w świetle gwiazd linii absorpcyjnych składników atmosfery. W trybie obserwacji krawędzi tarczy instrument obserwuje atmosferę na krawędzi traczy Wenus, tak jak podczas obserwacji gwiazd, ale bez gwiazdy jako celu. Rejestruje świecenie atmosfery za pomocą kanałów SUV i SIR. W trybie obserwanci Słońca instrument obserwuje wschody i zachody Słońca, na takiej samej zasadzie jak wykonywane są obserwacje gwiazd w trybie gwiazdowym. Używanymi kanałami są SUV, SIR, oraz SOIR.

Instrument SPICAV powstał na bazie instrumentu SPICAM (Spectroscopy for Investigation of Characteristics of the Atmosphere of Mars), sondy Mars Express, obecnym także na utraconej sondzie Mars 96. Dodano do niego kanał SOIR.

[Scorus]

VIRITIS
Spektrometr obrazujący zakresu widzialnego i podczerwonego sondy Venus Express jest urządzeniem służącym do badań spektrometrycznych atmosfery Wenus w bliskim ultrafiolecie, zakresie widzialnym i podczerwieni (0.25 – 5 µm). Jego głównym zadaniem naukowym jest wykonanie badań wszystkich warstw atmosfery i chmur, w celu scharakteryzowania powierzchni, oraz oddziaływań atmosfera - powierzchnia.

W skład instrumentu VIRTIS wchodzą dwa podsystemy: podsystem mapujący (VIRTIS Mapper Subsystem - VIRTIS-M), zawierający dwa kanały - kanał światła widzialnego (Visible Channel), i kanał podczerwieni (Infrared Channel); oraz podsystem wysokich rozdzielczości (VIRTIS High Resolution Subsystem - VIRTIS-H), zawierający jeden kanał - podczerwieni (High Resolution Infrared Channel).

Systemy optyczne obu podsystemów znajdują się wewnątrz wspólnej obudowy chłodzonej do 130K za pomocą radiatora w postaci powierzchni usytuowanej na kratownicy o niskiej przewodności cieplnej. Na płycie podstawowej kratownicy umieszczono dwa komplety elektroniki, oraz dwie chłodziarki cykliczne dla sensorów. Obudowa z optyką jest zainstalowana na płycie podstawowej, ale jest termicznie odizolowana od niej. Płyta podstawowa i obudowa optyki razem tworzą moduł optyki (Optics Module), który jest zainstalowany wewnątrz statku, na jego ścianie, która podczas badań Wenus jest skierowana w stronę nadiru. Moduł elektroniki, zawierający procesor przetwarzania danych oraz zasilacz jest zainstalowany oddzielnie.

Podsystem mapujący dostarcza obrazów o wysokiej rozdzielczości przestrzennej i niewielkiej rozdzielczości widmowej. Zawiera system optyczny zbudowany z teleskopu Shafera kierującego świtało poprzez szczelinę wejściową do spektrometru Offnera z siatką dyfrakcyjną. Teleskop składa się z 5 zwierciadeł wykonany z aluminium zainstalowanych na aluminiowej strukturze nośnej. Główne zwierciadło jest zwierciadłem skanującym, obracanym przez silniczek. Spektrometr składa się ze zwierciadła zmieniającego kierunek biegu wiązki świetlnej, oraz ze sferycznej, wypukłej siatki dyfrakcyjnej. Oba te elementy są wykonane ze szkła optycznego. Podsystem ten posiada dwa detektory. Detektor kanału światła widzialnego jest krzemową matrycą CCD pracującą w zakresie 0.25 - 1 mikrona. Jest chłodzony do temperatury 155K, i jest zainstalowany bezpośrednio na spektrometrze. Rozdzielczość widmowa wynosi ok. 3 nm. Pole widzenia podczas pojedynczych pomiarów wynosi 64 x 0.25 mrad, a podczas skanowania - 64 x 6 4 mrad. W kanale widzialnym można użyć dwóch rozdzielczości przestrzennych - niskiej (1.0 mrad) i wysokiej (0.25 mrad). Kanał podczerwieni używa detektora w postaci powierzchni płaszczyzny ogniskowej (Infrared Focal Plane Array - IRFPA) złożonej z HgCdTe. Jest czuły na promieniowanie z zakresu 0.95 - 5 mikronów. Detektor ten jest ochłodzony do temperatury 70K przez chłodziarkę. Jego rozdzielczość widmowa wynosi ok. 30 nm. Pole widzenia wynosi 64 x 0.25 mrad podczas pojedynczych pomiarów i 64 x 64 mrad podczas skanowania. Tu także można użyć dwóch rozdzielczości przestrzennych - niskiej (1.0 mrad) i wysokiej (0.25 mard).

Podsystem wysokich rozdzielczości dostarcza danych widmowych wysokiej rozdzielczości. Przybywające światło jest skupiane przez pozaosiowe zwierciadło paraboliczne, i przed wejściem do pryzmatu rozpraszającego jest kolimowane przez inne pozaosiowe zwierciadło paraboliczne. Po wyjściu z pryzmatu światło jest załamywane przez płaską odbijającą siatkę dyfrakcyjną, która rozprasza je w kierunku prostopadłym do płaszczyzny rozproszenia pryzmatu. Siatka umożliwia uzyskanie bardzo wysokiej rozdzielczości widmowej. Detektorem jest IRFPA złożony z HgCdTe, i czuły na promieniowanie z zakresu 2 - 5 mikronów. Jest schłodzony do temperatury 70K przez chłodziarkę. Jego rozdzielczość widmowa wynosi ok. 3 nm. Pole widzenia wynosi 0.45 x 2.25 mrad, a rozdzielczość przestrzenna - 1.0 mrad.

Instrument VIRTIS sondy Venus Express jest zoptymalizowaną na potrzeby badań Wenus wersją instrumentu VIRTIS sondy Rosetta.

[Scorus]

VeRa
W eksperymencie radiowym dla Wenus zostały użyte nadajniki, odbiorniki, anteny tworzące układ telemetryczny sondy, oraz oscylator ultrastabliny dołączony do układu komunikacyjnego. Obok rutynowego śledzenia obejmującego nawigację i transmisję danych, komponenty te służą do wykonywania następujących badań naukowych: sondowania radiowego neutralnej atmosfery Wenus od warstwy chmur (35 - 40 km nad powierzchnią) do wysokości około 100 km ponad gruntem (eksperyment zakrycia) w celu wyprowadzenia profili gęstości, temperatury i ciśnienia w funkcji wysokości  nad powierzchnią z rozdzielczością lepszą niż 100 metrów; sondowania radiowego jonosfery Wenus od wysokości 80 km do jonopauzy na wysokości 300 - 600 km w zależności od parametrów wiatru słonecznego (eksperyment zakrycia) w celu wyprowadzenia profili gęstości elektronów jonosferycznych w funkcji wysokości, oraz scharakteryzowania globalnego zachowania się jonosfery, w tym jej zmian związanych z dniem i nocą i oddziaływaniami z wiatrem słonecznym; określenia właściwości dielektrycznych i rozpraszających powierzchni Wenus, określenia szorstkości i składu chemicznego powierzchni w wyznaczonych miejscach (eksperyment radaru bistatycznego); oraz wykonania sondowania radiowego korony słonecznej w celu zbadania rozciągłych struktur w koronie i turbulencji wiatru słonecznego.

W eksperymencie jest używany wyłącznie sprzęt telemetryczny w postaci nadajników i odbiorników orbitera, jego anten, oraz oscylatora, który dostarczy częstotliwości odniesienia. Eksperyment polega na obserwacji fazy, amplitudy, polaryzacji, i czasu propagacji sygnału radiowego sondy odbieranego przez stacje naziemne. Te parametry sygnału są zmieniane przez ośrodek ich rozchodzenia się (atmosferę, jonosferę, koronę słoneczną), co umożliwi wykonanie badań ich właściwości, ale także przez wpływ grawitacyjny planety, oraz różnorodnych czynników na statku i na Ziemi. 

Sondowanie atmosfery i jonosfery jest wykonywane, gdy statek chował się lub wychodził zza tarczy Wenus. Przed tym zakryciem antena wysokiego zysku sondy jest skierowana na Ziemię. W momencie zakrycia, sygnał łącza sonda - Ziemia przechodzi przez atmosferę i jonosferę planety, a następnie jest rejestrowany na Ziemi. W badaniach bistatycznych antena HGA sondy jest wycelowana w kierunku powierzchni Wenus, i transmituje na nią niemodulowany sygnał w paśmie X. Odbity i/lub rozproszony sygnał jest następnie odbierany na Ziemi. Preferowane jest tu użycie sieci DSN z powodu większego współczynnika zakłóceń sygnału. Sondowanie korony słonecznej jest wykonywane gdy planeta znajduje się w odległości kątowej poniżej 10 stopni od krawędzi tarczy słonecznej. Sygnał radiowy przechodzi przez koronę słoneczną i jest odbierany na Ziemi. Jest tu używane dwukierunkowe łącze podwójnej częstotliwości z połączeniem soda - Ziemia w paśmie S.

Do odbioru sygnałów z sondy służy głównie stacja śledzenia ESA zlokalizowana w  Perth w Australia (antena o średnicy 35 m), oraz ponadto stacje sieci DSN w Kalifornii, Hiszpanii i Austrii (anteny 34 m). Łączność z sondą jest możliwa 8 - 9 godzin na dobę. Pomiary odległości sondy od Ziemi oraz przesunięć dopplerowskich mogą zostać wykonane zawsze gdy statek jest widoczny ze stacji śledzenia. Podczas połączenia dwukierunkowego stacja wysyła sygnał w pasmach X i S, oraz dobiera sygnały od sondy w pasmach X i S.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Okno startowe dla sondy Venus Express otworzyło się 26 października 2005r i zamknęło 25 listopada 2005r. Pierwotnie start był zaplanowany na 26.10.2005r. Został jedynak opóźniony już po zintegrowaniu sondy z górnym stopniem rakiety nośnej. Przyczyną było wykrycie na powierzchni sondy drobnych cząstek izolacji termicznej pochodzących z górnego stopnia rakiety. Po zdjęciu owiewki i wykonaniu badań statku drobiny te zostały dość szybko usunięte, i jako nową datę startu wyznaczono na 9 listopada 2005 roku. Rakieta nośna została umieszczona na platformie 5 listopada.

Ostatecznie sonda wystartowała z kosmodromu Bajkonur w Kazachstanie (platforma LC-31) dnia 9 października 2005 roku o godzinie 03:33:34.454 UTC. Tego dnia nie doszło do żadnych opóźnień. Pojazd wystartował za pomocą rakiety Soyuz - Fregat. Podczas startu, silniki tworzące stopień 1 działały przez 1 minutę i 58 sekund, a następnie zostały odrzucone. Później pracę kontynuował stopień 2 przez następnie 3 minuty. 2 sekundy po zakończeniu pracy przez stopień 2 uruchomiony zostanie stopień 3, a stopień 2 został odrzucony. Owiewka została odrzucona po 4 minutach i 14 sekundach od startu. Po wypaleniu paliwa, został odrzucony także stopień 3 (po 8 minutach i 48 sekundach od startu), i dalszy lot kontynuował stopień Fregat wraz z sondą.  Następnie pierwsze uruchomienie silników Fregat (po 9 minutach i 49 sekundach od startu) umieściło sondę na parkingowej orbicie okołoziemskiej. Sonda osiągnęła orbitę po 10 minutach i 9 sekundach od startu. Drugie uruchomienie silników stopnia Fregat (po 80 minutach od startu) spowodowało umieszczenie kompleksu na orbicie okołosłonecznej. Silnik pracował przez 16 minut. Następnie, po 96 minutach i 30 sekundach od startu pojazd oddzielił się od Fregat i rozpoczął samodzielny lot. Trajektoria została tak zaprojektowana, aby Fregat nie zderzył się z sondą, ani nie zderzył się z Wenus. Pierwotna orbita okołosłoneczna charakteryzowała się peryhelium 0.702 AU, aphelium 0.993 AU i inklinacją 0.26°. O godzinie 05:30:42 UTC (1 godzina, 57 minut, 8 sekund od startu) stacja naziemna ESA w New Norcia (wschodnia Australia) odebrała sygnał telemetryczny z sondy. Sonda znajdowała się w spodziewanym stanie, i wyrównywała ciśnienie w systemie napędowym, oraz konfigurowała system kontroli temperatury. W czasie od 05:30:42 do 06:11 UTC (od 1 godziny, 57 minut i 8 sekund do 2 godzin i 38 minut od startu) sonda prawidłowo wykonała redukcję temperatury wewnętrznej, pierwszą fazę namierzania Słońca, oraz rozkładanie paneli słonecznych. Rozkładanie tych ostatnich zostało zakończone o 05:49 UTC (2 godziny i 8 minut po starcie). O godzinie 06:09:29 UTC (2 godziny, 35 minut i 55 sekund po starcie) ze stacji w New Norcia wysłano do sondy pierwsze komendy. O godzinie 07:45 UTC (4 godziny i 13 minut po starcie) został włączony pierwszy szperacz gwiazd. O godzinie 08:44 UTC (5 godzin i 11 minut po starcie) zakończono wstępne konfigurowanie statku, i sonda przeszła w bezpieczny tryb wstrzymania operacji (Safe/Hold Mode - SHM). O godzinie 08:57 UTC (5 godzin i 24 minuty po starcie) włączono koła reakcyjne. O godzinie 10:05 UTC (6 godzin i 32 minuty po starcie) Venus Express wszedł w tryb normalny (Normal Mode), i dysponował już pełną, trójosiową stabilizacją. Był także w pełni kontrolowany z Ziemi. O godzinie 11:15 UTC (7 godzin i 42 minuty po starcie) wprowadzono łaty oprogramowania LEOP, i statek był już w pełni skonfigurowany do lotu w trybie normalnym. 10 października wykonana została korekta trajektorii (Trajectpry Corection Maneuver - TCM) znosząca niedokładności startu. Była oznaczona jako TCM-0. Rozpoczęła się o godzinie 06:38:52 UTC i trwała 48 sekund. Zmiana szybkości wyniosła 0.5 m/s.

Lot do Wenus potrwa 153 dni. W tym czasie, w fazie lotu międzyplanetarnego statek wykonał dwie korekty kursu. Pierwszy manewr, TCM-1 odbył się 11 listopada o godzinie 06:14:33 UTC. Trwał 209 sekund i spowodował zmianę szybkości 3.43 m/s. Testowano także działanie systemów statku oraz jego instrumentów naukowych. Wykonano także kalibrację instrumentów. W grudniu okazało się, że system mechaniczny obsługujący optykę w instrumencie PFS uległ trwałemu zablokowaniu. Instrument ten został niestety utracony i nie dostarczył żadnych danych naukowych.

Po zakończeniu fazy lotu międzyplanetarnego, rozpoczęła się faza zbliżania się do Wenus. Zaczęła się ona na 45 dni przed wejściem na orbitę planety, i zakończy się wejściem na orbitę. Oznaczała ona ostatnie przygotowywania do wejścia na orbitę planety. W ramach tych przygotowań, 17 lutego 2006r  wykonano test i kalibrację głównego silnika sondy. Test rozpoczął się o godzinie  00:27:08 UTC. Sinik pracował przez 3 sekundy, a zmiana szybkości wyniosła 2.838 m/s. Uzyskany ciąg był wyżywszy o 9% od zakładanego. 24 lutego odbył się manewr TCM-2. Zmiana szybkości wyniosła 0.2 m/s. Kolejny test silnika głównego miał miejsce 29 marca. Zmiana szybkości wyniosła 0.13 m/s, a ciąg był wyższy od planowanego o jedyne 0.9%.

Po dotarciu do planety pojazd rozpoczął manewr wejścia na orbitę wokół Wenus, polegający na odpaleniu silnika głównego w celu zmniejszenia szybkości i umożliwienia wychwytu sondy przez pole grawitacyjne Wenus. Nastąpiło to dnia 11 kwietnia 2006r, po 153 dniach lotu i przebyciu odległości 400 milionów kilometrów. O godzinie 06:03 UTC sonda rozpoczęła manewr obrotu. Miało to na celu ustawienie silnika głównego skierowanego w kierunku ruchu. Silnik główny został uruchomiony o godzinie 07:17:14 UTC Zostało to potwierdzone przez stację DSN w Madrycie. Silnik pracował przez 50 minut. O godzinie 07:45 UTC rozpoczęło się zaćmienie sondy przez Wenus. Wejście za planetę spowodowało utratę sygnału w paśmie S na 10 minut. W trakcie lotu międzyplanetarnego komunikacja odbywała się w paśmie X przez antenę wysokiego zysku HGA 2. W trakcie VOI żadna z dwóch anten wysokiego zysku nie mogła zostać użyta z powodu orientacji przestrzennej statku. Używana była tylko antena niskiego zysku pracująca w paśmie S dająca informacje na temat szybkości statku kosmicznego. Zaćmienie zakończyło się o godzinie 07:55 UTC. Wtedy sygnał został ponownie odebrany na Ziemi. Silnik główny został wyłączony o godzinie 08:07:28 UTC. Nadajnik pasma X został włączony w tym samym czasie. Wtedy nadajnik rozpoczął wysyłanie na Ziemię danych telemetrycznych (poprzez antenę HGA 2) na temat stanu sondy. Telemetria została odebrana na Ziemi o godzinie 08:12 UTC. Posłużyła do tego stacja naziemna ESA Cebreros pod Madrytem. Analiza danych wykazała, że manewr VOI zakończył się pełnym sukcesem, i sonda znajdowała się na właściwej orbicie. W czasie VOI sonda zmniejszyła swoją szybkość względem planety z 29 000 do 25 000 kilometrów na godzinę (o 15%). Spowodowało to zużycie znacznej większości z 1 254 funtów paliwa na pokładzie sondy, i znacznie zmniejszyło jej masę. W ten sposób Venus Express stał się pierwszym orbiterem Wenus od czasu sondy Magellan, która weszła na orbitę Wenus w 1990 roku.

Pierwotna, polarna orbita okołowenusjańska sondy była silnie eliptyczna. Jej okres obiegu wynosił 9 dni ziemskich. Wysokość perycentrum tej orbity wynosiła 400 kilometrów (250 mil), a wysokość apocentrum - 350 000 kilometrów (215 000 mil). Perycentrum znajdowało się prawie dokładnie nad biegunem północnym planety. Po tym manewrze próbnik przez cztery tygodnie wykonywał manewry silnikowe w celu skorygowania orbity. W trakcie tego okresu sonda uruchomiła silniki 7 razy. 2 razy został użyty silnik główny, a 5 razy - silniki manewrowe. Manewry te zostały wykonane podczas 16 orbit. Manewr kontroli perycentrum 1 (Pericentre Control Manoeuvre - PCM-1) został wykonany 6 kwietnia 2006r o godzinie 18:30 UTC. Czas pracy silnika wyniósł 504 sekundy, a delta-V - 5.0859 m/s. Po manewrze perycentrum znajdowało się na wysokości 257 km. Pierwszy z pięciu manewrów obniżających apocentrum (Apocentre Lowering Manoeuvrer - ALM) - ALM-1 został wykonany 20 kwietnia 2006r o godzinie  08:00 UTC. Delta-V wyniosła 200.298 m/s. Silnik główny działał przez 379 sekund. Manewr ten wprowadził statek na orbitę o okresie 40 godzin i wysokości apocentrum 99 000 kilometrów. Okres obiegu wynosił 40 godzin. 22 kwietnia rozpoczęły się testy sondy na orbicie Wenus (Venus Orbit Commissioning Phase). Po 2 obiegach po orbicie 40-godzinnej statek wykonał 23 kwietnia manewr ALM-2. Silnik główny pozwolił na osiągnięcie delta-V na poziomie 105 m/s. Obniżyło to apocentrum do wysokości 70 463 kilometrów, i okres obiegu zmniejszyło do 25 godzin i 44  minut. Następny manewr - ALM-3 został wykonany 26 kwietnia. Użyto to silników manewrowych 10N, które pozwoliły na osiągnięcie delta-V 9.12 m/s. Manewr ALM-4 został wykonany 29 kwietnia 2006 roku (czas trwania pracy silników 603 sekundy, delta-V 8.0349 m/s), a manewr ALM-5 - 2 maja 2006 roku (czas trwania pracy silników 233 sekundy, delta-V 1.951828 m/s). 6 maja 2006 roku, na orbicie 16 sonda wykonała manewr PCM-2, który zakończył fazę modyfikacji jej orbity okołowenusjańskiej. Rozpoczął się on o godzinie 13:30 UTC i trwał 301 sekund. Zmiana szybkości wyniosła 301 sekund. Orbita finalna nadal była eliptyczna, co umożliwiło zarówno badania otoczenia plazmowego planety w apocentrum, jak i badania atmosfery i powierzchni Wenus w perycentrum.

Finalna orbita miała okres wynoszący 24 godziny. Jej apocentrum znajduje się na wysokości 66 000 kilometrów ponad powierzchnią, natomiast perycentrum - na wysokości 250 kilometrów. Perycentrum znajdowało się prawie nad biegunem północnym (nad szerokością geograficzną 80N). Pozwalało to na dokładne obserwacje bieguna północnego oraz na obserwacje bardzo słabo zbadanego obszaru bieguna południowego w średniej skali. Wybrana orbita umożliwiała obserwacje chmur na  wszystkich szerokościach geograficznych przy dobrym oświetleniu w apocentrum. Ponadto umożliwiła wykonywanie zdjęć o wysokiej rozdzielczości w perycentrum i zdjęć globalnych w apocentrum.
Faza naukowa misji rozpoczęła się oficjalnie 3 maja 2006 roku o godzinie 13:42 UTC, gdy sonda znajdowała się w odległości 151 milionów kilometrów od Ziemi. Orbita robocza nie była całkowicie stała, i miały na nią wpływ perturbacje grawitacyjne ze strony Słońca. Przez jeden wenusjański dzień gwiazdowy (243 dni ziemskich) powodowały one podniesienie perycentrum o około 170 kilometrów. Było to niwelowane przez korektę orbity za pomocą silników sondy.
Czas trwania misji nominalnej wynosił dwa wenusjańskie dnie synodyczne (486 dni ziemskich). Program naukowy przebiegał bez zakłóceń. Jednym nie funkcjonującym instrumentem był PFS. Cała planeta została zobrazowana w ciągu pierwszego dnia wenusjańskiego. W czasie drugiego dnia wenusjańskiego były obserwowane niewielkie obszary nie badane podczas pierwszego dnia. Badana była zmienność zjawisk atmosferycznych, oraz obserwowane bardziej szczegółowo interesujące cele wybrane na podstawie wcześniejszych badań.

27 lutego 2007r misja została przedłużona pierwszy raz, do 1 maja 2009r. Program badawczy był kontynuowany z dużym powodzeniem. Pierwszy większy manewr kontroli orbity (Orbit Control Manoeuvrer - OCM), OCM-1 odbył się 5 maja 2007r. Rozpoczął się o 04:34 UTC, a zakończył o 07:34 UTC. Zmiana szybkości wyniosła 1.01 m/s.

13 lipca 2008 rozpoczęła się seria manewrów OCM, które obniżyły orbitę sondy do około 185 kilometrów w perycenytum. Pozwoliło to na wykonanie nowych badań naukowych. Na skutek manewrów percynenum zostało obniżone z wysokości 250 - 400 km (zmienność była spowodowana perturbacjami grawitacyjnymi ze strony Słońca) do 185 - 300 km. Wykonano je w 4 krokach w ostępach tygodniowych. Każdy krok zawierał 2 manewry - jeden w perycentrum w celu podniesienia wysokości apocentrum, a drugi w apocentrum podczas kolejnej orbity mający na celu obniżenie perycentrum. Łącznie oba manewry nie zmieniały znacząco okresu obiegu. Na początku serii manewrów wysokość apocentrum orbity wynosiła 360 kilometrów. Do manewrów zastosowano silniki o ciągu 10N. Każdy manewr zawierał obrót statku kosmicznego do poprawnej orientacji, konfigurowanie statku, uruchomienie silników 10N, oraz obrót sondy do normalnej konfiguracji naukowej. Pierwszy krok (OCM-2) wymagał następujących manewrów: 13.07.2008 - odpalenie silnika na 170 s; 14.07.2008 - odpalenie na 620 s. Pozwolił na obniżenie perycentum orbity do 220 km. Drugi krok (OCM-3) wymagał manewrów następujących: 20.07.2008 - oddalenie silnika na 7 s; 21.07.2008 - odpalenie na 195 s. Pozwolił na obniżenie perycentrum do 200 km. Trzeci krok (OCM-4) przebiegł następująco: 27.07.2008 - odpalenie na 4 s; 28.07.2008 2- odpalenie na 40 s. Pozwolił na obniżenie perycentrujm do 190 km. 4 krok (OCM-5) polegał na następujących manewrach: 03.08.2008 - odpalenie silnika na 2 s; oraz 04.08.2008 - odpalenie na 20 s. Pozwolił na obniżenie perycentrum do 180 km.

Obniżenie perycentrum dostarczyło nowych okazji do badań za pomocą instrumentów teledetekcyjnych i przeznaczonych do pomiarów bezpośrednich. Głównymi instrumentami które odniosły korzyści z nowej orbity były MAG i ASPERA. Dzięki temu energetyczne cząstki neutralne i naładowane mogły zostać scharakteryzowane w szerszym zakresie wysokości i w innych środowiskach niż wcześniej. Mogły zostać także wykonanie bezpośrednie badania środowiska jonosfery. Szczątkowe pole magnetyczne w północnym rejonie polarnym (gdzie leżało perycentrum orbity) mogło też zostać lepiej scharakteryzowane. Po modyfikacji orbity możliwe były też badania dolnej części pola magnetycznego generowanego zewnętrznie (poprzez oddziaływania pola magnetycznego wiatru słonecznego z jonosferą). Ponadto w najniższych wysokościach możliwe były poszukiwania własnego pola Wenus, spowodowanego słabym efektem dynama lub innymi procesami. Dokładniejsze były też poszukiwania wyładowań atmosferycznych. W wyniku obniżenia perycentrum statek kosmiczny odczuwał bardzo mały efekt wleczenia atmosferycznego na skutek tarcia o zewnętrzne warstwy atmosfery. Efekt ten można było zaobserwować na podstawie śledzenia orbity sondy. W tym celu wykonano 13 dodatkowych sesji łączności ze stacją ESA w New Nortia i stacjami DSN. Było to wykonywane pomiędzy 30 lipca i 22 sierpnia w okolicach perycentrum orbity. Pomiary te pozwoliły na uściślenie danych dotyczących zmian gęstości atmosfery wraz z wysokością.

4 lutego 2009 r misja została przedłużona 2 raz, do 31 grudnia 2012 r.

15 maja 2014 r sonda zakończyła standardowe pomiary naukowe. Wiązało się to z wyczerpywaniem paliwa na jej pokładzie. Następnie przystąpiono do ostatniego etapu misji rozszerzonej, polegającego na testowym hamowaniu atmosferycznym. Hamowanie rozpoczęło się manewrem obniżenia orbity przeprowadzonym 18 czerwca. Następnie orbita sondy systematycznie obniżała się w sposób naturalny. Perycentrym było utrzymywane na wysokości 131 - 135 km dzięki okresowym manewrom silnikowym. Pod koniec kampanii wykonano dodatkowe manewry obniżające perycentrum do 130.2 km i 129.1 km. Hamowanie pozwoliło na zebranie informacji na temat zachowania się statku kosmicznego w warunkach silnego tarcia atmosferycznego. W tym czasie wykonane zostały również ograniczone pomiary pola magnetycznego, wiatru słonecznego i atomów energetycznych. Rejestrowanie wleczenia atmosferycznego objawiającego się zmianami w przyspieszeniu sondy wzdłuż orbity dostarczyło informacji na temat zmian w gęstości atmosfery  w skali lokalnej i globalnej. Zaobserwowano też różnice w  gęstości pomiędzy półkulą nocną i dzienną. Siły działające na sondę na skutek wleczenia atmosferycznego różniły się około 1000 razy pomiędzy wysokościami 165 km i 130 km. Atmosfera okazała się bardzie zmienna wraz z wysokością niż szacowano. Ponadto danych dostarczyły sensory inżynieryjne monitorujące temperaturę niektórych komponentów i ciśnienie we wnętrzu sondy. Ponieważ sonda przelatywała przez górne warstwy atmosfery z szybkością 36 000 km/h zaobserwowano jej znaczne nagrzewanie się. W czasie 100-sekundowego okresu przejścia przez perycentrum sensor temperatury paneli słonecznych zarejestrował jej wzrost o około 100ºC. Okres obiegu sondy został zmniejszony o około godzinę na skutek samego tarcia atmosferycznego. Tym samym ta faza misji przyczyniła się do opracowania praktycznych technik związanych z hamowaniem aerodynamicznym, pozwalającym na efektywne modyfikowanie orbit sond kosmicznych.

 Możliwe było, że podczas hamowania sonda zużyłaby całe paliwo lub też nie przetrwała przelotów przez atmosferę. Jednak pod koniec kampanii kondycja orbitera nadal pozostawała stosunkowo dobra. Jej orbita została więc podniesiona. Manewr rozpoczynający podnoszenie orbity został wykonany 11 lipca. W następncyh dniach wysokość orbity była systematycznie zwiększana. Łącznie wykonano 15 takich manewrów, obejmujących sumarycznie 8000 impulsów silnikowych. W ich trakcie zużyto 5.2 kg paliwa. Ostatni z nich miał miejsce  22 lipca. Ostatecznie perycentrum znalazło się na wysokości 460 km ponad powierzchnią a apocentrum - na wysokości 63 000 km. Okres obiegu wynosił  22 godziny i 24 sekundy. Następnie pojazd wznowił wykonywanie ograniczonych pomiarów naukowych. Obejmowały one głównie pomiary zawartośći dwutlenku siarki w atmosferze oraz obrazowanie powierzchni w podczerwieni w celu wyszukania ewentualnej aktywności wulkanicznej. Trwały one do ostatecznego wyczerpania paliwa.

Na dalszym etapie misji wykonywano okresowe korekty orbity zapobiegające jej nadmiernemu obniżaniu się. Polegały one na podwyższaniu perycentrym dzięki uruchamianiu silników w apocentrum orbity. Bez nich perycentrum orbity obniżałoby się o 3 - 5 km na dzień. Z powodu bardzo małego zapasu paliwa manewry takie nie były wykonywane jednorazowo podczas pojedynczego obiegu. Były podzielone na 10 impulsów wykonywanych podczas 10 kolejnych obiegów. Łącznie przeprowadzono 6 takich kampanii. Ostatnia seria manewrów była zaplanowana na okres od 23 listopada do 1 grudnia 2014 r. Manewry miały być prowadzone codziennie, na orbitach nr 3149 - 3157. Pełna łączność z soną została jednak utracona 28 listopada. Dane odebrane w trybie ograniczonej łączności wykazały, że sonda straciła zdolność kontroli orientacji przestrzennej. Znajdowała się w trybie bezpiecznym w dwuosiowej kontroli orientacji przestrzennej. Była pozycjonowana automatycznie w osi łączącej Słońce z Ziemią tak, aby panele słoneczne były stale oświetlone. Było to spowodowane wyczerpaniem się paliwa. W związku z tym misja została oficjalnie zakończona 16 grudnia 2014 r. W późniejszym okresie sygnał nośny z sondy (transmutowany przez antenę HGA w paśmie X) był odbierany okresowo przez stacje naziemne ESA, w czasie gdy nie obsługiwały one aktywnych misji. Ostatni sygnał z sondy został odebrany 19 stycznia 2015 r. Poszukiwania sygnału były prowadzone jeszcze przez tydzień, jednak nie przyniosły rezultatów. Pojazd wszedł w atmosferę Wenus pod koniec stycznia lub na początku lutego 2015 r.