MAVEN (kompendium)

[Scorus]

 Podczas wczesnej fazy lotu wykonano testy wszystkich systemów elektrycznych i elektronicznych sondy. Na początku grudnia zakończono wstępną kalibrację anteny HGA.

Podczas całej fazy lotu międzyplanteranego zaplanowano wykonanie do 5 manewrów korekty trajektorii (Trajectory Correction Maneuver - TCM). Pierwsza korekta trajektorii, TCM-1 została wykonana 3 grudnia 2013 r. Miała na celu usunięcie zamierzonego błędu pozwalającego na uniknięcie zderzenia stopnia Centaur z Marsem oraz wszystkich przypadkowych błędów powstałych w czasie startu. Tym samym pozwalała na naprowadzenie sondy na Marsa.  Aby uniknąć zdarzenia stopnia Centaur z Marsem i ewentualnego dostarczenia tam ziemskich bakterii start został zaplanowany tak, aby sonda i jej górny stopień minęły planetę w odległości 20 000 - 30 000 km. TCM-1 była największą korektą w czasie lotu do Marsa. Zmiana szybkości wyniosła 4.8 m/s. Szybkość sondy względem Ziemi wyniosła 3.27 km/s, a względem Słońca - 33.15 km/s. Wykorzystano w niej 6 silników głównych MR-107N. Silniki MR-106E były używane wtedy do kontroli orientacji przestrzennej. System napędowy działał w trybie regulowanego ciągu. W czasie wszystkich późniejszych manewrów w których nie używano silników MR-107N system napędowy działał natomiast w trybie uzyskiwania ciągu standardowego.

4 grudnia aktywowano instrumenty naukowe i wykonano ich wstępne testy. Jako pierwsze włączone zostały instrumenty tworzące pakiet do badań cząstek i pół (SWEA, SWIA, STATIC, SEP, LPW i MAG). Podczas testów uruchomiono zasilacze wysokiego napięcia instrumentów SWEA, SWIA i STATIC, a także przeanalizowano działanie ich analizatorów. Przez długi okres czasu monitorowano poziom tła w pomiarach oraz stan instrumentów. MAG rozpoczął zbieranie danych naukowych na temat międzyplanetarnego pola magnetycznego. Aktywowano również NGIMS i wykonano jego testy funkcjonalne. Obejmowały one testy elektroniki oraz spektrometru masowego. Pomiary ze spektrometru pokazały spodziewany poziom gazów szlachetnych w systemie. 5 grudnia uruchomiono instrument IUVS i wykonano jego podstawowe testy. Uzyskano też dwa zestawy obrazów przy różnych ustawieniach woltaży na detektorach. Pozwoliło to na zebranie informacji na temat podstawowych parametrów pracy instrumentu po stracie oraz temperatur jego komponentów. Później instrument wykonał obserwacje komety C/2012 S1 (ISON).

Na początku stycznia 2014 r zakończono kalibrację systemu silników oraz kalibrację systemu kontroli orientacji przestrzennej pozwalającą na precyzyjne pozycjonowanie sondy na Słońce. Kontynuowano też dalszą kalibrację anteny HGA. Pod koniec stycznia zakończyły się wstępne testy instrumentów tworzących pakiet PFP. 19 lutego zakończono również wstępne testy systemu komunikacyjnego ELECTRA.

[Scorus]

Późna faza lotu obejmowała okres od 90 dni od startu do 3 dni przed manewrem wejścia na orbitę okołomarsjańską. W tym czasie kąt między osią +Z sondy a kierunkiem do Słońca zmieniał się w zakresie od 40.5 do 45 stopni a antena HGA była pozycjonowana na Ziemię. Wymagało to wykonania manewru obrotu sondy. Taka konfiguracja pozwalała na łączność z dużą szybkością w zwiększającej się odległości od Ziemi.

[Scorus]

 Druga korekta trajektorii, TCM-2 została wykonana 27 lutego 2014 r. Jej celem było usunięcie błędów powstałych w czasie korekty TCM-1. Wymagana zmiana szybkości była dużo mniejsza niż poprzednia. W związku z tym użyto silników średniego ciągu MR-106E. Do kontroli orientacji przestrzennej posłużyły silniki małego ciągu MR-103D. Manewr przebiegał zgodnie z planem. Trwał 19 sekund i spowodował zmianę szybkości na poziomie 1.54 m/h. Szybkości sondy względem Słońca wynosiła 29.44 km/h.

Pod koniec lutego kontynuowano testy systemu ELECTRA. Wykonano też drugi test funkcjonalny instrumentu NGIMS. W dalszej kolejności wykonano testy komponentu EUV systemu LPW/EUV. Wykonał on pierwszy skan krzyżowy. Pozwała on na wyznaczenie orientacji kierunku widzenia urządzenia względem orientacji przestrzennej sondy, precyzyjnie znanej dzięki danym ze szperaczy gwiazd. W tym celu statek wykonał obrót o +/-4 stopnie, rozpoczynający się od zwrócenia na Słońce. Skan rozpoczął się na końcu tego wychylenia co pozwoliło na skalibrowanie fotodiod EUV. Następnie był kontynuowany przez dalszą część obrotu. Po zakończeniu tego testu przeprowadzono kalibrację jednostki IMU systemu nawigacyjnego.

 W marcu wykonano kalibrację instrumentu MAG. W jej ramach po raz pierwszy przeprowadzono obrót sondy z użyciem silników kontroli orientacji przestrzennej. Pomiary powadzone w ich trakcie pozwoliły na scharakteryzowanie zaburzeń wprowadzanych do pomiarów przez systemy sondy generujące słabe pole magnetyczne. Pod koniec marca wykonano kolejne testy instrumentu IUVS i obserwacje kalibracyjne. Instrument ten został też użyty do monitoringu wodoru w przestrzeni międzyplanetarnej. Instrumenty do badań plazmy prowadziły pomiary wiatru słonecznego. Wykonano ponadto kalibrację anteny HGA, szperaczy gwiazd oraz bezwładnościowej jednostki pomiarowej.

W maju wykonana została kalibracja zdolności precyzyjnego pozycjonowania sondy na Słońce. Nastąpiły też kolejne sesje pomiarów za pomocą instrumentu MAG, dalsze testy IUVS oraz testowe przełączanie pakietu ELECTRA. Po krótkiej przewie w testach wykonany zostanie pełny autotest systemu ELECTRA, trzeci test funkcjonalny NGIMS i dalsze pomiary za pomocą MAG. 21 maja IUVS wykonał pierwsze obserwacje Marsa. W tym czasie sonda znajdowała się w odległości 35 mln km od planety. Instrument z powodzeniem wykrył planetę i dostarczył spektrogramu jej oświetlonej traczy. Mars nadal był mniejszy od 1 piksela. W związku z tym spektrogram nie niósł informacji o jego atmosferze, a przedstawiał jedynie cechy spektralne odbitego światła słonecznego. Jego jakość była zgodna z oczekiwaniami. Pierwsze obserwacje przydatne do badań atmosfery były spodziewane dopiero pod koniec września, na krótko przed wejściem na orbitę okołomarsjańską.

W czerwcu aktywność sondy była niewielka. Wszystkie systemy i instrumenty pracowały prawidłowo. Instrumenty do badań plazmy rejestrowały parametry wiatru słonecznego. Obserwowano kompresję wiatru słonecznego powodowaną przez słonecznych cząstek wysokoenergetycznych (Solar Energetic Particles - SEPs) i koronalne wyrzuty masy propagujące w przestrzeni międzyplanetarnej (Interplanetary Coronal Mass Ejections - ICMEs). Dane te były porównywane z pomiarami wykonywanymi na orbicie okołoziemskiej, co dostarczało wartościowych informacji na temat struktury wiatru słonecznego. Zespół misji trenował procedury związane z wejściem na orbitę okołomarsjańską. Objęły one symulacje procedur planowanych na ostatnie 3 dni przed wejściem na orbitę. Członkowie zespołu misji znajdowali się na swoich stanowiskach w Lockheed Martin w Denver, Goddard Space Flight Center w Greenbelt, Maryland, i Jet Propulsion Laboratory w Pasadenie. Otrzymywali symulowane dane telemetryczne i wykonywali wszystkie analizy oraz przygotowywali komendy pracująć w taki sam sposób jak z danymi realnymi. Symulowano też możliwe problemy techniczne. Następnie wykonano 3-tygodnią symulację obsługi misji w czasie nominalnych pomiarów naukowych. Nie obejmowała ona symulacji anomalii. Zespół misji współpracował natomiast z zespołami naukowymi przygotowując komendy i procedury przeznaczone do bieżącego wykonywania podczas programu naukowego. Poza obsługą instrumentów naukowych przećwiczono odbiór i retransmisję danych z łazika MSL za pomocą systemu ELECTRA.

W lipcu wykonano serię testów pakietu ELECTRA, instrumentów do badań plazmy, spektrometru NGIMS oraz szperaczy gwiazd. Wykonano też drugą kampanię kalibracji magnetometru MAG połączoną z obrotami sondy. Na 23 lipca 2014 r zaplanowana była trzecia korekta trajektorii (TCM-3). W jej ramach planowano użycie silników MR-106E do uzyskania zmiany szybkości i MR-103D do kontroli orientacji przestrzennej. Celem korekty miało być osiągnięcie właściwego punktu największego zbliżenia do Marsa w czasie manewru wejścia na orbitę. Korekty TCM-1 i TCM-2 były jednak na tyle dokładne, że manewr ten został anulowany. Pod koniec lipca aktywność sondy została ograniczona do minimum. Nie prowadzono testów instrumentów naukowych oraz pomiarów. Wszystkie urządzenie nie używane podczas normalnego lotu i wejścia na orbitę okołomarsjańską zostały wyłączone. Wykonywane były tylko niezbędne procedury przygotowujące do manewru TCM-4 i wejścia na orbitę. Pod koniec miesiąca zespół misji uczestniczył w przeglądzie gotowości sondy do wejścia na orbitę oraz wykonania procedur związanych z przelotem komety C/2013 A1 Siding Spring.

W sierpniu aktywność sondy była bardzo niewielka. Na jej pokłąd wysłano komendy przenaczone do wykonania podczas wejścia na orbitę okołomarsjańską. Na 12 września 2014 r była planowana korekta trajektorii TCM-4. Miała ona zakończyć naprowadzanie sondy na finalną trajektorię przed wejściem na orbitę okołomarsjańską. Trajektoria nie wymagała jednak poprawek, tak więc korekta ta została anulowana.

Trzy dni przed wejściem na orbitę okołomarsjańską rozpocznie się okres intensywnych przygotowań. 2 dni przed wejściem na orbitę możliwe było wykonanie dodatkowego manewru korekty trajektorii  (TCM-5) w przypadku gdyby po manewrze TCM-4 występowały duże błędy. Z powodu dużej perfekcji trajektorii i anulowania TCM-4 nie było to konieczne. 22 września o 20:13 UTC możliwe było jeszcze wykonanie niewielkiej korekty TCM-5B zwiększającej wysokość pierwszej orbity okołomarsjańskiej, gdyby była ona zbyt niska. Nie skorzystano jednak z tej opcji. Poza tym aktywność orbitera była bardzo mała. 21 września wykonano rekonfigurację oprogramowania chroniącego przed błędami, co przygotowało orbiter na wejście na orbitę.

[Scorus]

 Sonda dotarła do Marsa 22 września 2014 r, po przebyciu odległości 711 mln km. Wtedy też wykonany został manewr wejścia na orbitę okołomarsjańską (Mars Orbit Insertion Maneuver - MOI). Przebiegał on automatycznie, na podstawie komend wysłanych wcześniej z Ziemi. Pierwszą czynnością było zabglokowanie systemu chroniącego przed błędami, zwiększenie ciśnienia w systemie napędowym i nagrzanie paliwa do operacyjnej temperatury 25 - 26C. Czynności te rozpoczęły się o 00:50 UTC. O 01:15 UTC system komunikacyjny został rekonfigurowany tak, że używał anten niskiego zysku. Następnie o 01:30 UTC rozpoczęty został manewr zmiany orientacji przestrzennej pozwalający na odpowiednie ustawienie silników. W związku z tym antena HGA została odwrócona od Ziemi. Ograniczona łączność była możliwa dzięki anteną małego zysku. Manewr obrotu zakończył się o 01:40 UTC. Następnie o godzinie 01:37 UTC uruchomione zostały silniki główne MR-107N, które zmniejszyły szybkość sondy względem planety na tyle, że została ona przechwycona przez jej pole grawitacyjne. Manewr trwał 34 minuty i 26 sekund (planowano 33 minuty), zakończył się o 02:10 UTC. Zmiana szybkości wyniosła 1230 m/s (planowano 1233 m/s). Za kontrolę orientacji przestrzennej będą odpowiadały silniki MR-106E. Układ napędowy pracował w trybie regulacji ciągu. W czasie manewru sonda będzie przelatywała nad północną półkulą planety. Manewr był plastyczny. W przypadku awaryjnego wyłączenia silników głównych będzie możliwe automatyczne wznowienia ich pracy. Po wznowieniu pracy silniki działałyby automatycznie tak długo aż problem zostałby skompensowany. Taka sytuacja spowodowałaby jednak zwiększenie zużycia paliwa. Nie było jednak takiej konieczności. Po 3 minutach od wyłączenia silników komputer pokładowy wprowadzi orbiter w normalny tryb pracy. Sonda wykonała następnie manewr zmiany orientacji przestrzennej. Obrót ten rozpoczął się o godzinie 02:36 UTC i zakończył o 02:46 UTC. Rekonfiguracja systemu komunikacyjnego na antenę HGA w ceku nawiązania szerokopasmowej łączność z Ziemią rozpoczęła się o 03:00 UTC. Weryfikacja prawdiłości manewru MOI została zakończona o 04:00 UTC, a weryfikacja parametrów orbity - o 05:30 UTC. Cała procedura przebiegła perfekcyjnie.

Orbita początkowa (Capture Orbit) była silnie eliptyczna. Charakteryzowała się perycentrum na wysokości 380 km, apogeum 44600, okresem obiegu około 35 godzin i inklinacją 75 stopni. Następnie wykonana zostanie seria manewrów redukujących wysokość perycentrum (Periapsis Lowering Maneuver - PLM) i okres obiegu (Period Reduction Maneuvers - PRM). Manewr PLM-1 został wykonany 24 września. Polegał na uruchomieniu silników w apocentrum orbity celem znacznego obniżenia perycentrum. Dzięki temu sonda przeszła na orbitę o okresie obiegu 4.5 godziny. 25 września wykonano manewr PRM-1. Odbył się on w perycentrum orbity, co pozwoliło na obniżenie apocentrum.

2 października wykonany został manewr PRM-2. 5 października wykonany został manewr PLM-2. 6 października wykonano testy instrumentów do badań plazmy. Zebrane zostały też dane przydatne do estymacji czasu przejścia przez perycentrum orbity. 7 października wykonane zostały testy instrumentu NGIMS przed otwarciem jego pokrycia ochronnego. 9 października wykonano manewr PRM-3. Jego parametry zostały dobrane tak, że pozwolił on na osiągnięcie orbity na której sonda znajdowała się po przeciwnej stronie Marsa w stosunku do komety C/2013 A1 Siding Spring przelatującej w odległości tylko 134 000 km dnia 19 października o godzinie 18:32 UTC. Tym samym orbiter nie był narażony na zderzenia z pyłem kometarnym w okresie występowania jego największego zagęszczenia w okolicach Marsa, chociaż zagrożenie jest niewielkie. Również 9 października rozłożono wysięgniki komponentu LPW instrumentu LPW/EUV. 11 października rozłożono wysięgnik platformy APP oraz wysięgnik instrumentu SWEA. 13 października przeprowadzona została kalibracja platformy APP oraz testy instrumentu IUVS. 14 października odbyła się druga sesja testów orbitalnych NGIMS oraz otwarcie jego pokrycia ochronnego.

16 października rozpoczęły się pomiary naukowe związane z przelotem komety Siding Spring. Instrument IUVS przeprowadził jej obserwacje w zakresie ultrafioletu. Zobrazował komę i pozwoli na zmierzenie stosunku deuteru do protu. 18 października, na 1 dzień przed spotkaniem z kometą MAVEN wykonał obserwacje właściwości atmosfery i otoczenia plazmowego pracując w normalnym trybunie naukowym. Dostarczyły one informacji na temat zmian w temperaturze, cyrkulacji, gęstości i składu atmosfery oraz zmian zachodzących w szczątkowej magnetosferze. 19 października, w dniu przelotu komety, podczas obiegu poprzedzającego największe zbliżenie orbiter został częściowo dezaktywowany. Wyłączone zostały jego instrumenty wymagające wysokiego napięcia. Dane naukowe były jednak zbierane przez urządzenia MAG, LPW-EUV (komponent LPW) oraz SEP. 20 października, w czasie obiegu następującego po okresie występowania największej gęsiości pyłu kometarnego w okolicach Marsa MAVEN wrócił do normalnego trybu naukowego. Praca w tym trybie trwała przez dalsze 2 dni. 22 października sonda wznowiła normalne testy instrumentów naukowych. Przeszła też testy inżynieryjne weryfikujące jej działanie po spotkaniu z kometą. Nie napotkano żadnych problemów.

23 października wykonany został manewr PLM-3. 24 października odbyły się testy komponentu EUV instrumentu LPW-EUV. Ponadto wykonane zostły testy pracy LPW w różnych trybach oraz synchronizacja tego instrumentu. 28 października odbyły się testy instrumentów MAG i SEP. 29 października wykonane zostały testy systemu ELECTRA. 30 października wykonany został manewr PLM-4. 31 października powtórzono kalibrację platformy APP oraz testy instrumentu IUVS.

3 listopada wykonane zostały testy LPW, a 4 listopada - testowy obrót sondy podczas pomiarów za pomocą MAG. 5 listopada przeprowadzona została trzecia sesja testów orbitalnych instrumentu NGIMS. 6 listopada przeprowadzono testy inżynieryjne sondy oraz testowa wymiana danych z łazikiem MSL za pomocą systemu ELECTRA. Sonda odebrała zdjęcia z kamery nawigacyjnej łazika uzyskane 23 października. 7 listopada wykonany został pierwszy manewr porządkujący orbitę (Orbit Trim Maneuver 0 - OTM-0). Tym samym sonda znalazła się na właściwej orbicie roboczej.

W okresie testów instrumentów naukowych i modyfikacji orbity wykonano serię obserwacji przydatnych naukowo. Podczas przelotu komety Siding Spring instrument IUVS dostarczył spektrogramów pokazujących intensywną emisją magnezu i żelaza po minięciu Marsa. NGIMS wykonał pomiary składu pyłu kometarnego w atmosferze Marsa. po raz pierwszy w historii uzyskano takie dane. Poza badaniami związanymi z kometą SEP dostarczył pomiarów rozbłysków słonecznych. IUVS pozwolił na opracowanie mapy zawartości ozonu w dolej części atmosfery.

8 listopada rozpoczął się właściwy program naukowy.

19 listopada sonda weszła w tryb bezpieczny, po raz pierwszy w trakcie trwania misji. Było to spowodowane konfliktem między komendami, które miały być wykonane w tym samym czasie. 22 listopada sonda została wyprowadzono ze stanu bezpiecznego. Praca jej systemów była następnie monitorowana przez okres 2 dni. Następnie 28 listopada ponownie uruchomiono instrumenty naukowe i przystąpiono do wykonywania normalnych pomiarów naukowych.

[Scorus]

Orbita robocza charakteryzuje się perycentrym na wysokości 150 km, apocentrum 6 200 km i inklinacją 75 stopni. Orbita taka została wybrana jako kompromis pomiędzy koniecznymi pomiarami a ograniczeniami narzuconymi przez konfigurację sondy. Niska wysokość perycentrum pozwala na wykonywanie bezpośrednich pomiarów w górnej atmosferze planety. Duża wysokość apocentrum umożliwia natomiast prowadzenie obserwacji globalnych za pomocą IUVS oraz pomiarów w wietrze słonecznym za pomocą instrumentów do badań plazmy. Wybrana orbita pozwala na prowadzenie pomiarów na wszystkich długościach geograficznych w zakresie od 75N do 75S w trakcie rotacji planety. Orbita podlega precesji skutkiem czego zmienia się szerokość geograficzna jej perycentrum i jego lokalny czas słoneczny. Pozwala to na badania lokalnych i czasowych zmian w gęstości i składzie górnej atmosfery Marsa a także zmienności innych zjawisk związanych z utratą gazów atmosferycznych i oddziaływaniami z wiatrem słonecznym. W ciągu roku pomiary gęsto obejmują prawie całą przestrzeń wokół Marsa. Tempo precesji węzła wstępującego wynois około -0.6 stopnia na dzień, a argumentu perycentrum - -0.8 stopnia na dzień.

[Scorus]

 W czasie typowych badań Marsa na orbicie okołomarsjańskiej sonda jest typowo pozycjonowania na Słońce co pozwala na ładowanie baterii. Typowy cykl pracy sondy wygląda następująco: 10-minutowy obrót na wysokości 1700 - 500 km, od 21.4 do 11.4 min przed perycentrum; 22.8-minutowa faza pomiarów w perycentrum (Periapse Segment) na wysokości od 500 km przed perycentrum do 500 km za perycentrum, od 11.4 min przed nim do 11.4 min po nim; 5-minutowe rozładowywanie kół reakcyjnych, 10-minutowy obrót wykonywany do osiągnięcia wysokości 1570 km, 26.4 min po perycentrum; 52.7-minutowa pierwsza faza pomiarów na średnich wysokościach (Mid-Altitude Segment) przebiegająca na wysokości od 1570 km do 5000 km, od 26.4 do 79.1 min po minięciu perycentrum; 10-minutowy obrót wykonywany na wysokości od 5000 km do 5400 km, od 79.1 do 89.1 min po perycentrum; 45.5 minutowa faza pomiarów w apocentrum orbity (Apoapse Segment) prowadzona na wysokościach od 5400 km przed apocentrum do 5400 km za apocentrum, od 89.1 do 180 min po perycentrum; obrót wykonywany na wysokościach od 5400 do 5000 km, od 180 do 190 min po perycentrum; oraz 57.6-minutowa druga faza pomiarów na średnich wysokościach przebiegająca na wysokości od 5000 do 1570 km, od 1900 do 247.6 min po minięciu perycentrum. Wykonywanie kolejnych czynności jest inicjowane autonomicznie przez estymator czasu przejścia przez perycentrum. Typowo podczas pomiarów naukowych sonda nie jest śledzona z Ziemi.

[Scorus]

 W czasie nominalnego trybu działania, czyli trybu 1 (Science Mode 1) instrumenty LPW/EUV, MAG, SWIA i SWEA są używane na różnych segmentach orbity. W fazie pomiarów w apocentrum wykonywane jest obrazowanie dysku planety za pomocą IUVS. Skan taki jest prowadzony od krawędzi do krawędzi tarczy, prostopadle do wektora szybkości sondy. Alternatywnie będą mogły być prowadzone pomiary za pomocą STATIC oraz wybranych innych instrumentów. Na tej części orbity sonda prowadzi pomiary w wietrze słonecznym. SWIA, SWEA, STATIC i SEP rejestrują jony nietermalne i elektrony. MAG prowadzi pomiary pola magnetycznego w dużej odległości od Marsa. Komponent EUV systemu LPW/EUV wykonuje pomiary intensywności emisji słonecznej w zakresie ekstremalnego ultrafioletu. W fazie pomiarów na średnich wysokości użytkowane są instrumenty STATIC i IUVS. IUVS jest używany do wykonywania skanów koronalnych. Bliżej perycentrum sonda przelatuje przez region otoczki plazmowej (rejon magnetosfery o podwyższonej gęstości plazmy) w którym STATIC  prowadzi pomiary ucieczki jonów z atmosfery a komponent LPW systemu LPW/EUV - pomiary właściwości jonosfery. W perycentrum używane są głównie NGIMS, STATIC  i IUVS. Jest to najaktywniejszy okres w ciągu każdego obiegu. NGIMS uzyskuje bezpośrednie pomiary jonów i gazów neutralnych w górnej części atmosfery Marsa. LPW wykonuje pomiary pół i fal elektrycznych i magnetycznych. IUVS wykonuje skanowanie krawędzi tarczy planety. STATIC służy do rejestrowania ucieczki jonów z atmosfery. W trakcie normalnych operacji gęstość atmosfery na wysokości perycentrum wynosi 0.05 - 0.15 kg/km^3.

Typowo operacje w trybie 1 są wykonywane w cyklu obejmującym dwie orbity. W obu fazach przejścia przez apocentrum orbity wykonywane jest skanowania tarczy planety za pomocą IUVS. Obie fazy pracy na średnich wysokościach podczas pierwszej orbity takiego cyklu przeznaczone są na skanowania koronalne za pomocą IUVS, a w trakcie drugiej orbity - na pomiary STATIC. Na tych segmentach orbity sonda znajduje się w orientacji przestrzennej z pozycjonowaniem na Słońce i nadir (Sun-Nadir Mode). Podczas przejścia przez perycentrum pierwszej orbity sonda znajduje się w trybie lotu w pozycji Y (Fly-Y Mode) w której na tarcie atmosfery powodujące występowanie wleczenie atmosferyczne jest wystawiona jej najmniejsza powierzchnia. Osie +/-Y są skierowane w kierunku wektora szybkości, oś +X jest skierowana w nadir, a panele słoneczne są ustawione krawędziami w stosunku do atmosfery. Platforma APP jest pozycjonowana na kierunek lotu i nadir (Ram-Nadir Mode). Podczas przejścia przez perycentrum drugiej orbity pojazd znajduje się w trybie lotu z pozycjonowaniem na Słońce i wektor szybkości (Sun-Velocity Mode). Oś +Z jest zorientowana na Słońce a osie +/-Y na kierunek wektora szybkości. Platforma APP jest pozycjonowana na kierunek lotu i śledzi Marsa (Ram-Track Mode).

[Scorus]

 Poza przedstawionym wyżej nominalnym sposobem działania używanym podczas około 70% czasu trwania misji nominalnej możliwe jest zastosowanie kilku trybów specjalnych, w zależności od nasłonecznienia, orientacji przestrzennej względem Słońca i innych czynników.

W trybie 1a (Science Mode 1a) podczas fazy przejścia przez perycentrum orbity platforma APP będzie pozycjonowana nie na kierunek lotu i nadir lecz na kierunek lotu i horyzont (Ram-Horizontal Mode) w celu wykonania pomiarów za pomocą STATIC.

Tryb 2 (Science Mode 2) będzie używany gdy konfiguracja przestrzenna nie pozwoli na pozycjonowanie sondy na Słońce w czasie przejścia przez perycentrum drogiej orbity cyklu. W czasie tej fazy orientacja przestrzenna sondy będzie znajdować się w trybie lotu w pozycji Y a orientacja platformy APP - w trybie pozycjonowana na kierunek lotu i nadir.

W trybie 2a (Science Mode 2a) podczas przejść przez perycentrum obu orbit sonda będzie znajdowała się w trybie lotu w pozycji Z (Fly-Z Mode) z osią -Z skierowaną zgodnie z kierunkiem wektora szybkości i osią +X skierowaną w stronę nadiru. Na działanie wleczenia atmosferycznego będzie wystawiona największa powierzchnia sondy. Tylne powierzchnie paneli słonecznych będą ustawione na atmosferę. Platforma APP będzie pozycjonowana na kierunek lotu i horyzont.

W trybie 2b (Science Mode 2b) w trakcie obu przejść przez perycentrum sonda będzie znajdowała się w trybie lotu w pozycji Z, natomiast platforma APP będzie pozycjonowana na kierunek lotu i nadir.

Tryb 3 (Science Mode 3) jest przeznaczony do użycia w okresach ograniczonej produkcji energii elektrycznej. Sonda będzie pozycjonowana Słońce i wektor szybkości w trakcie całego obiegu. Podczas każdego przejścia przez perycentrum platforma APP będzie pracować w trybie pozycjonowana na kierunek lotu i śledzenia Marsa.

Tryb 4 (Science Mode 4) jest przeznaczony do zastosowania w okresach w których konfiguracja przestrzenna wykluczy lot sondy w trybie pozycjonowania na Słońce i nadir na średnich wysokościach oraz Słońce i wektor szybkości w fazie przejścia przez perycentrum. W trakcie pierwszej orbity cyklu operacje będą wykonywane nominalnie, tak jak w trybie 1. Podczas drugiej orbity na średnich wysokościach wykonywane będą skany koronlane za pomocą IUVS. Podczas przejścia przez perycentrum sonda będzie pracować w trybie lotu w pozycji Y a platforma APP - w trybie pozycjonowania na kierunek lotu i nadir.

W trybie 4a (Science Mode 4a) sonda będzie pracować w trybie lotu w pozycji Y a platforma APP - w trybie pozycjonowania na kierunek lotu i horyzont. Umożliwi to wykonywanie pomiarów za pomocą instrumentu STATIC.

Tryb 4b (Science Mode 4b) będzie używany gdy konfiguracja przestrzenna wykluczy możliwość pracy w trybie lotu  pozycji Y oraz pozycjonowania na Słońce i wektor szybkości. Podczas obu przejść przez perycentrum sonda będzie znajdować się w trybie lotu w pozycji Z. Będzie wykonywała skany koronalne za pomocą IUVS. Platforma APP będzie pozycjonowana na kierunek lotu i nadir.

Tryb 5 (Science Mode 5) będzie używany podczas okresów w których jednocześnie występować będzie ograniczenie w produkcji energii elektrycznej oraz w pozycjonowaniu sondy na Słońce i nadir na średnich wysokościach. Sonda będzie wykonywała obserwacje za pomocą IUVS na obu segmentach orbity na średnich wysokościach. Podczas przejść przez perycentrum orbity będzie znajdowała się w trybie lotu z pozycjonowaniem na Słońce i wektor szybkości. Platforma APP będzie pracować w trybie pozycjonowana na kierunek lotu i śledzenia Marsa.

[Scorus]

 Poza działaniem normalnym w czasie misji nominalnej wykonanych zostanie 5 kampanii głębokich przelotów przez atmosferę (Deep Dip Campaign - DDC) w celu wykonania bezpośrednich pomiarów w górnych warstwach atmosfery Marsa, na wysokościach niższych niż typowa wysokość perycentrum. Każda taka kampania będzie trwała nominlanie 5 dni. W tym czasie pomiary będą wykonywane przez 20 pełnych orbity. Dzięki rotacji planety w tym czasie możliwe będzie wykonanie pomiarów na różnych szerokościach geograficznych i uzyskanie prawie globalnego pokrycia. Każda kampania rozpocznie się manewrem w apocentrum orbity pozwalającym na obniżenie perycentrum do 125 km. Na tej wysokości gęstość atmosfery będzie wynosiła 2.0 - 3.5 kg/km^3. Po zakończeniu badań wykonywany będzie kolejny manewr silnikowy w apocentrum, podnoszący perycentrum do 170 km. Kampanie te zostaną wykonane w określonych odstępach czasu tak, aby wykonać pomiary w określonych, naukowo istotnych obszarach i określonych lokalnych czasach słonecznych. Pozwoli to na zebranie informacji na temat lokalnych i czasowych zmian w gęstości i składzie górnej atmosfery. Podczas głębokich przelotów pojazd będzie znajdował się w trybie orientacji przestrzennej z wektorem szybkości skierowanym w nadir (Velocity-Nadir Mode) a platforma APP - w trybie pozycjowania na wektor szybkości i śledzenia Marsa (Velocity-Track Mode). W tym czasie stacje DSN zapewnią ciągłe śledzenie sondy.

Pierwsza kampania DDC rozpoczęła się 10 lutego 2015 r i zakończyła się 18 lutego. W trakcie pierwszych trzech dni wykonano obniżenie perycentrum orbity. Faza ta składała się z trzech małych manewrów. W trakcie pierwszej kampanii nie zdecydowano się na wykonanie jednego dużego manewru aby uniknąć zbyt głębokiego wejścia w atmosferę. Pierwszy manewr odbył się 10 lutego i pozwolił na obniżenie perycentrum z 155 km do 135 km. KOlejne manewry zostały wykonane 11 i 12 lutego. Ostatecznie perycentrum zostało obniżone do 125 km. W trakcie kolejnych 5 dni wykonywano zaplanowane pomiary naukowe podczas 20 orbit. Następnie perycentrum orbity zostało ponownie podniesione podczas dwóch manewrów. Kampania zakończyła się pełnym sukcesem.

[Scorus]

Ponadto poza kampaniami DDC w czasie misji nominalnej wykonanych zostanie 6 kampanii obserwacji zakryć gwiazd przez Marsa (Stellar Occultation Campaign). W tym czasie instrument IUVS będzie pozycjonowany tak, że wybrana gwiazda przesłaniana przez atmosferę planety będzie obserwowana przez jeden z dwóch otworów do obserwacji zakryć (duży lub mały). Są one usytuowane na końcach głównej szczeliny wejściowej spektrometru. W czasie gdy sonda będzie przemieszczała się po orbicie wybrana gwiazda będzie przesłaniana przez atmosferę, co będzie powodowało absorpcję jej światła. Pozwoli to na wyznaczenie stężenia tlenku węgla, tlenu cząsteczkowego, ozonu i aerozoli w celu scharakteryzowania dolnych części atmosfery. Każda taka kampania będzie trwała jeden dzień. W jej ramach jedna wybrana gwiazda będzie obserwowana 5 razy. Pozwoli to na pełne pokrycie pomiarami  długości geograficznej, ponieważ Mars wykona pełny obrót w czasie 5 obiegów sondy. Poszczególne kampanie będą wykonywane co dwa miesiące, w listopadzie 2014 r, styczniu 2015 r, marcu 2015 r, maju 2015 r, sierpniu 2015 r i październiku 2015 r. Podczas kampanii obserwacji zakryć gwiazd sonda będzie stabilizowana w trybie inercyjnego blokowania orientacji przestrzennej (Inertial Hold Mode). Będzie pozycjonowana na wybraną gwiazdę.

Pomiędzy kampaniami głębokich przelotów przez atmosferę i kampaniami obserwacji zakryć gwiazd sonda będzie wykonywała również kampanie obrotów w celu kalibracji magnetometru MAG (Magnetometer Roll Calibration Campaign). Łącznie wykonanych zostanie 5 takich operacji.

Pomiary naukowe są przerywane dwa razy w tygodniu, podczas sesji wymiany danych z Ziemią. Są one wykonywane we wtorek i piątek. Trwają po około 5 godzin. W tym czasie antena HGA jest pozycjonowana na Ziemię. Platforma APP jest zablokowana w zaprogramowanej pozycji (Commanded Position). Do odbioru danych służą anteny DSN o średnicy 34 m. Typowe śledzenie radiowe sondy jest natomiast wykonywane znacznie częściej. Takie sesje są wykonywane za pomocą anten LGA. Trwają po 8 godzin i pozwalają na precyzyjne ustalanie parametrów orbity. Informacje te mają znaczenie podczas obróbki danych naukowych oraz podczas planowania manewrów. Śledzenie 24 godziny na dobę jest konieczne tylko w kluczowych okresach misji.

W dniach 7 - 21 czerwca 2015 r miała miejsce koniunkcja Marsa ze Słońcem, co spowodowało 3-tygodniowy okres zmienionych operacji. Na tydzień przed koniunkcją pomiary naukowe zostały zatrzymane w celu zrekonfigurowania sondy. W ciągu tygodnia wokół koniunkcji łączność z Ziemią była silnie ograniczona. Do sondy nie były przekazywane komendy. W tym czasie statek był pozycjonowany na Słońce a platforma APP została zablokowana w pozycji pozwalającej na zachowanie bezpiecznej orientacji względem Słońca (Sun Safe Mode). W ciągu tygodnia od wznowienia normalnej łączności wykonana została ponowna konfiguracja sondy. Następnie wznowiono pomiary naukowe.

[Scorus]

 Misja nominalna potrwa 1 rok ziemski. Zakończy się pod koniec października 2015 r. Następnie zostanie przedłużona. Przez pierwszych 29 miesięcy misji rozszeżonej sonda będzie kontynuowała pomiary na orbicie nominalnej. Następnie perycentrum zostanie podniesione w celu zmniejszenia tempa obniżania się orbity. Dzięki temu misja rozszerzona potrwa 6 lat lub nawet dłużej, do 8 lat. Tak więc pełne pomiary naukowe będą możliwe nawet przez 9 pełnych lat. Żywotność misji jest uzależniona głownie od ilości paliwa zużywanego na korekty orbity i rozładowywanie kół reakcyjnych. Podczas pierwszej fazy misji rozszerzonej możliwe będzie wykonanie dodatkowych kampanii DDC, jeśli okaże się to niezbędne z naukowego punktu widzenia. W takim przypadku okres pracy na wyższej orbicie ulegnie skróceniu. Ostatecznie orbita ulegnie naturalnemu obniżeniu, a sonda spłonie w atmosferze. W trakcie misji rozszerzonej orbiter będzie wykonywał zarówno pomiary naukowe jak i służył do przekazywania danych z sond na powierzchni (Opportunity, MSL, InSight) w przypadku problemów z orbiterami MRO i 2001 Mars Odyssey. Obecnie jest planowane używanie go jako stałego przekaźnika danych z powierzchni.

Dane odebrane z sondy (pakiety binarne, poziom 0) będą archiwizowane w Archiwum Danych Planetarnych (Planetray Data System - PDS). Będą miały postać pakietów posortowanych według instrumentów. Pojedynczy plik będzie obejmował cały dzień pomiarów według czasu UTC. Do planowania aktualnych badań będą wykorzystywane dane przeglądowe, generowane za pomocą uproszczonych algorytmów. Nie będą one archiwizowane. Będą miały postać plików CDF i ASCII z wynikami pomiarów wyrażonymi w jednostkach używanych na poziomie planowania działań instrumentów. Pozwolą na szybkie zapoznanie się z działaniem instrumentów i stanem środowiska okołomarsjańskiego i dokonanie wstępnych analiz przez zespół naukowy misji. Dane po dalszej obróbce będą przekazywane do PDS. Za przechowywanie danych z instrumentów służących do badań plazmy będzie dział PDS ds danych na temat interakcji z plazmą (Planetary Plasma Interactions Node - PPI) w Uniwersytecie Kalifornijskim w Los Angeles (University of California, Los Angeles - UCLA), a danych z NGIMS i IUVS - Dział Atmosfer (Atmospheres Node) na Uniwersytecie Stanu Nowy Meksyk (New Mexico State University - NMSU) w Las Cruces. Dane poziomu 1 będą uzyskanymi z telemetrii obiektami posortowanymi wg. kanałów lub zadań poszczególnych instrumentów (MAG, NGIMS, IUVS, ACCEL). Dane poziomu 2 będą pomiarami wyrażonymi w powszechnie przyjętych jednostkach fizycznych gotowych do użycia w trakcie badan naukowych. Będą w pełni skalibrowane i zweryfikowane. Dane poziomu 3 będą produktami wytworzonymi na podstawie zebranych informacji, pochodzących z jednego lub kilku instrumentów, przepróbkowanych czasowo lub przestrzennie (dla instrumentów / eksperymentów NGIMS, IUVS i ACCEL). Ponadto w PDS będą  archiwizowane efemerydy sondy, traktowane jako parametry kluczowe. Będą to koordynaty statku kosmicznego w dwóch układach współrzędnych - planetocentrycznym (Planetocentric Cartesian Coordinate System - PC) oraz słonecznym (Sun-state Cartesian Coordinate System - SS); długość i szerokość geograficzna sondy w układzie PC; kąty zenitalne Słońca, lokalny czas słoneczny; orientacja przestrzenna sondy w układach współrzędnych PC i SS; orientacja przestrzenna platformy APP w układach współrzędnych PC i SS; pory roku wyrażone jako Ls, koordynaty skanów krawędzi tarczy planety i obserwacji zakryć gwiazd wykonywane przez IUVS w układach współrzędnych PC i SS; a także numer każdej orbity. Będą archiwizowane w formacie ASCII jako dane poziomu 2. W układzie PC oś Z jest skierowana zgodnie z osią obrotu planety, X zgodnie z południkiem 0 (przyjętym dla Marsa zgodnie z oficjalną definicją Międzynarodowej Unii Astronomicznej), oś Y jest prostopadła do nich. W układzie SS głównym wektorem odniesienia jest wektor łączy planetę ze Słońcem (oś X).

Pierwsze archiwum danych zostanie dostarczone do PDS w kwietniu 2015 r. Będzie obejmowało dane zebrane podczas lotu do Marsa w okresie od października do grudnia 2014 r i dane kalibracyjne (poziom 1 - 3). Kolejne wydanie jest zaplanowane na lipiec 2015 r. Obejmie dane poziomu 1 - 3 z okresu od stycznia do marca 2015 r. Trzecie wydanie, planowane na październik 2015 r obejmie dane poziomu 1 - 3 z okresu od kwietnia do czerwca 2015 r. Czwarta edycja, zaplanowana na styczeń 2016 r obejmie wszystkie dane z misji, w tym dane poziomu 3 do uzyskania których wymagane jest przetworzenie wszystkich pomiarów z misji nominalnej.

[russex]

Świetne kompendium jak zawsze zapodałeś.
Jest co czytać.