Mars Science Laboratory - MSL (kompendium)

[Scorus]

DAN
Instrument do rejestrowania albedo dynamicznego neutronów jest spektrometrem neutronów mogącym działać czynnie i biernie, który umożliwia wykonanie pomiarów zawartości materiałów zawierających wodór i grupę OH (zaabsorbowana woda albo uwodnione minerały) pod powierzchnią gruntu marsjańskiego, do głębokości 0.5 - 1 metra. Badania te są kontumacją prac podjętych z orbity za pomocą detektora neutronów wysokich energii (High Energy Neutron Detector - HEND) sondy Mars Odyssey. Do podstawowych celów naukowych instrumentu zaliczają się: wykrycie i dokonanie oceny zawartości wodoru w warstwie podpowierzchniowej; wykonanie badań górnego 0.5 metra materiału podpowierzchniowego i wykonanie poszukiwań możliwego warstwowego ułożenia substancji zawierających wodór; wykonanie poszukiwań zmian zmian zawartości wodoru do głębokości 1 m wzdłuż trasy jazdy łazika poprzez analizy okresowe; wykonanie badań warstwowania minerałów zawierających wodór lub wody z rozdzielczością pozioma do 1 m; oraz wykonanie badań zmienności tła neutronów o energiach poniżej 100 keV podczas misji.

Instrument DAN składa się z pulsacyjnego generatora neutronów (DAN Pulsing Neutron Generator - DAN-PNG) oraz detektora neutronów wraz z elektroniką (DAN Neutron Detector and Electronics - DAN-DE). Instrument został zainstalowany na tylnym panelu łazika, na wysokości 0.8 m ponad powierzchnią. Jego całościowa masa wynosi około 5 kg.

Pulsacyjny generator neutronów DAN-PNG wysyła na powierzchnię gruntu wiązkę neutronów z wysokości 2.6 stóp. Pulsy trwają 1 mikrosekundę i zawierają około 10 milionów neutronów o energii 14.1 MeV.  Są wysyłane z częstotliwością do 10 Hz. Neutrony wnikną w głąb gleby na głębokość do 1 metra. Następnie zderzają się z atomami w glebie, co spowoduje ich spowalnianie. Atomy wodoru, których należy spodziewać się tylko w cząsteczkach wody spowalniają neutrony znacznie bardziej niż inne substancje. Odbite neutrony powracają do instrumentu i są rejestrowane przez detektor neutronów DAN-DE. Składa się on z 2 liczników proporcjonalnych zawierających He-3. Zostały dostarczone przez firmę LND Inc. Jeden z detektorów - licznik neutronów termalnych (Counter of Thermal Neutrons - CTN) jest otoczony obudową z kadmu zapobiegającą detekcji neutronów o energiach poniżej 0.4 eV. Drugi detektor - licznik neutronów epitermalnych (Counter of Epithermal Neutrons - CETN) rejestruje zarówno neutrony termalne jak i epitermalne (o energiach poniżej 0.1 MeV). W ten sposób powstaje krzywa spowalniania neutronów w zależności od czasu (albedo dynamiczne). Elektronika wchodząca w skład DAN-DE tworzy profil zliczeń z każdego detektora w czasie, rozpoczynając od czasu emisji impulsu.

Po pulsie mniej spowalniane neutrony o energii epitermalnej opuszczają glebę w czasie kilkudziesięciu mikrosekund. Neutrony termalne opuszczają natomiast glebę po setkach mikrosekund.  Amplituda i kształt krzywej zależy w dużej mierze od zawartości i rozkładu w funkcji głębokości materiałów zawierających wodór. Jeśli w badanej glebie woda nie jest obecna, instrument rejestruje stosunkowo dużą ilość szybkich neutronów. Jeśli natomiast woda jest obecna, zarejestruje on stosunkowo dużą ilość neutronów wolnych. Instrument może pracować też w trybie biernym, w którym DAN-PNG jest nieaktywny a detektory rejestrują energię naturalnych neutronów.

Instrument może pracować na 5 sposobów. Pierwszym są pomiary monitoringowe na wybranych fragmentach trasy łazika. Drugim są precyzyjne pomiary w trakcie dłuższych postojów. Trzecim są pomiary polegające na wykonywaniu zliczeń w trakcie jazdy łazika. Kolejny to pomiary pozwalające na dwuwymiarowe mapowanie zawartości wodoru na wybranym płacie terenu. Ostatnia metoda to pomiary pasywne bez emisji impulsów. Tak więć DAN będzie używany zarówno podczas jazdy łazika (np podczas krótkich zatrzymań co około 1 metr) jak i w czasie kiedy będzie on zaparkowany. Krótkotrwałe (poniżej 2 minut) pomiary w trybie aktywnym pozwolą na obliczenie zawartości wody równoważnej zarejestrowanej zawartości wodoru z dokładnością około 1% wagowo. Dłuższe (około 30 minut) pomiary służą do określenia pionowego rozkładu wody odpowiadającej zawartości wodoru z dokładnością 0.1 - 0.3% wagowo. Pomiary pasywne mogą być wykonane w jakimkolwiek czasie aktywności łazika, w celu monitoringu zawartości wody w glebie, pomiarów naturalnego tła neutronów, oraz zmian w czasie strumienia cząstek słonecznych.

Instrument DAN został sfinansowany przez Rosyjską Agencję Kosmiczną. DAN-PNG został opracowany przez All-Russia Institute for Automatics na bazie generatora ING-101 do zastosowań w geologii, przemyśle i medycynie. DAN-DE został opracowany przez Institute for Space Research (IKI) na bazie doświadczeń zebranych podczas budowy instrumentu HEND sondy Mars Odyssey. Urządzenie przeszło kalibrację i testy w 2008r przed dostarczeniem do JPL. Wykonał je Instytut Badań Jądrowych (Joint Institute for Nuclear Research - JINR) w Rosji. Testy odbyły się w komorze o wymiarach 100 m x 50 m x 20 m sumującym warunki marsjańskie. Gleba została zasymulowana za pomocą krzemianów, a analogiem wody był polietylen. Instrument też był przemieszczany za pomocą ruchomej platformy w celu symulowania ruchów łazika. Mierzono pionowy rozkład materiału bogatego w wodór i symulowano wjazd łazika na teren bogaty w wodór.

[Scorus]

RAD
Detektor do oszacowań radiacji jest jednym  z pierwszych instrumentów wysłanych na Marsa w celu zebrania danych na potrzeby misji załogowych. Służy on do zidentyfikowania i zmierzenia wszystkich rodzajów promieniowania na powierzchni Marsa, takich jak protony, wysokoenergetyczne jony różnych pierwiastków, neutrony i promieniowanie gamma. Badania obejmą zarówno bezpośrednie promieniowanie z przestrzeni kosmicznej, jak i promieniowanie wtórne powstające podczas jego oddziaływania z atmosferą i powierzchnią Marsa. Do celów naukowych instrumentu zaliczają się: określenie spektrum energii promieniowania pierwotnego i wtórnego na Marsie, w tym galaktycznego promieniowanie kosmicznego (Galactic Cosmic Rays - GCR), cząstek słonecznych (Solar Particle Events - SPEs) i wtórnych neutronów oraz innych cząstek wytworzonych w atmosferze i regolicie; zweryfikowanie modeli przepuszczalności atmosfery Marsa dla promieniowania i modeli rozchodzenia się cząstek w atmosferze; obliczenie równoważnej dawki promieniowania (wielkości charakteryzującej wpływ promieniowania na ludzi) na którą astronauci zostaną wystawieni na Marsie; oszacowanie teoretycznego wpływu promieniowania na życie mikrobiologiczne na i pod powierzchnią; oszacowanie wpływu promieniowania na substancje chemiczne na powierzchni; oraz określenie składu izotopowego gleby. Poprzez scharakteryzowanie środowiska promieniowania  i jego zmian czasie (zmian dziennych, sezonowych i związanych z cyklem słonecznym) pozowali na obliczenie głębokości w glebie lub skałach do której promieniowanie jest zabójcze dla organizmów żywych. Dzięki temu można będzie stwierdzić na jakiej głębokości mogą a występować żywe organizmy. Instrument pomoże też w detekcji miejsc bogatych w wodę poprzez pomiary albedo neutronów, oraz na wykrycie sygnatur możliwej działalności wody w przeszłości.

Instrument RAD został umieszczony na głównej strukturze łazika, pod jego głównym panelem. Instrument jest zbudowany z głowicy (RAD Sensor Head - RSH) oraz jednostki elektroniki (RAD Electronics Box - REB). W skład głowicy wchodzą następujące elementy: teleskop cząstek (RAD Particles Telescope); zestaw detektorów (RAD Detector Assembly); oraz procesor danych (RAD Data Prcessor). Instrument ten jest mały, lekki (1.56 kg), i oszczędny energetycznie. Może funkcjonować przy ograniczonych zasobach pokładowych łazika nie wpływając na inne instrumenty.

Teleskop cząstek instrumentu RAD jest wycelowany w niebo. Kieruje wysokoenergetyczne cząstki do wnętrza systemu, gdzie znajdują się detektory. Zestaw detektorów składa się ze stosu krzemowych detektorów półprzewodnikowych (Solid-State Detector - SSD) w postaci diod PIN (płytek o grubości kartki papieru), oraz ze zbiornika scyntylatora - jodku cezu (CsI) tworzącego kalorymetr. Kalorymetr wysyła dane do systemu logicznego,  umożliwiającego identyfikację cząstek naładowanych docierających do powierzchni Marsa metodą dE/dX vs E. Ponadto w skład instrumentu wchodzi odseparowany scyntylator plastikowy BC-432 i osłona odrzucająca zbędne cząstki. Elementy te umożliwiają wykrycie wtórnych neutronów i promieniowania gamma powstającego w regolicie i atmosferze. Cząstki przechodzące przez detektory półprzewodnikowe wytwarzają elektrony, które są zbierane i zliczane. Cząstki uderzające w scyntylator wytwarzają impulsy światła wykrywane przez fotopowielacz. Procesor danych odbiera oba rodzaje sygnałów i określa rodzaj oraz energię cząstki odpowiedzialną za ich wygenerowanie. Umożliwia on zidentyfikowanie neutronów, protonów, cząstek alfa, promieni gamma a tasze ciężkich jonów.

Instrument RAD będzie działał w fazie lotu na Marsa w celu oszacowania tła cząstek. Po lądowaniu jest optymalne byłoby jego ciągłe działanie. Z powodu ograniczenia dostępnej energii planuje się jednak pomiary trwające 5 minut. Będą wykonywane co godzinę. Powinno to wystarczyć do scharakteryzowania poczatkowych okresów gwałtownych zjawisk na Słońcu.

Pole widzenia FOV instrumentu ma szerokość 36.7 stopnia i kształt stożka. Rozdzielczość czasowa podczas sesji pomiarów powtarzanych co godzinę to 1 minuta. Maksymalna szybkość zliczania cząstek wynosi 5000 wydarzeń na detektorach na sekundę. Instrument może zliczać cząstki o następujących energiach: energetyczne jony (2<Z<26) - 10 - 100 MeV na nukleon; protony i atomy helu - 4.3 - 100 MeV na nukleon; neutrony - 10 - 100 MeV; elektrony - 150 keV - 15 MeV; oraz promieniowanie gamma i promieniowanie rentgenowskie - poniżej 1.5 MeV.

Instrument został skalibrowany i przetestowany  celu określenia jego wrażliwości dla każdego typu promieniowania. Kalibracja dla cząstek nakładowych została wykonana w Laboratorium Radiacji Kosmicznej NASA (NASA Space Radiation Laboratory - NSRL) w Laboratorium Brookhaven (Brookhaven National Laboratory - BNL). Kalibracja dla neutronów została wykonana w iThemba w Republice Południowej Afryki, PtB w Niemczech i CERN/CERF w Szwajcarii.

Instrument RAD został sfinansowany przez JPL. Jego głównymi wykonawcami były Southwest Research Institute i DLR w Niemczech.

[Scorus]

REMS
Stacja monitoringu środowiska łazika jest zestawem sensorów monitorujących ciśnienie atmosferyczne, wilgotność względną, kierunek i szybkość wiatru, temperaturę powierzchni, oraz promieniowanie ultrafioletowe na Marsie. Do jej celów naukowych zaliczają się: wykonywanie codziennych pomiarów warunków atmosferycznych na powierzchni; zbadanie systemów pogodowych w mikroskali (zmiany temperatur, diabły pyłowe, turbulencje); badania miejscowego cyklu hydrologicznego (zmiany przestrzenne i czasowe oraz dyfuzyjny transport pary wodnej z regolitu); pomiary niszczącego działania promieniowania UV, właściwości optycznych pyłu w zakresie UV, tempa fotolizy i produkcji utleniaczy; wykonanie badań wiatrów i cyrkulacji atmosferycznej w pobliżu powierzchni; oraz oszacowania przydatności warstwy podpowierzchniowej dla organizmów żywych z uwzględnieniem oddziaływania między atmosferą i glebą.

W skład elementów REMS wchodzą: sensor wilgotności (Humidity Sensor - HS); sensor wiatru (Wind Sensor - WS); sensor ciśnienia (Pressure Sensor - PS); sensor temperatury gruntu (Ground Temperature Sensor - GTS); sensor temperatury powietrza (Air Temperature Sensor - ATS); sensor UV (UV Sensor - UVS); oraz jednostka kontrolna (Instrument Control Unit - ICU). ICU został umieszczony we wnętrzu łazika, sensor UV we wnętrzu ICU z rurką na górnej powierzchni łazika, a pozostałe sensory - na 2 krótkich wysięgnikach (Boom 1, Boom 2) dołączonych do masztu teledetekcyjnego RSM.

Wysięgniki REMS zostały umieszczone na wysokości 1.5 metra ponad powierzchnią. Maja długość podobną do średnicy masztu RSM. Podpierają one mechanicznie sensory. Ich kształt pozwala na zminimalizowanie zaburzeń wprowadzanych do strumienia wiatru. Dwa maszty są oddalone od siebie o kąt 120 stopni, co stwarza szanse, że co najmniej jeden z nich zarejestruje dane na temat wiatru z danego kierunku. Ona wysięgniki są oddalone od siebie o 50 mm w pionie, co mniejsza zaburzenia wiatru wywoływane przez nie. Wysięgnik 1 posiada sensor wiatru, temperatury powietrza i temperatury powierzchni. Wysięgnik 2 posiada drugi sensor wiatru oraz temperatury powietrza i sensor wilgotności względnej. Oba wysięgniki pracują w niskich temperaturach i daleko od głównej elektroniki instrumentu. Z tego powodu koło wysięgników mieszczono elektronikę odbierającą dane z sensorów mogącą pracować w niskich temperaturach.

[Scorus]

Sensor wilgotności HS umożliwia wykonywanie codziennych pomiarów wilgotności powietrza w obszarach badanych przez łazika. Został on umieszczony wewnątrz ochronnego cylindra. Filtr pyłu wykonany z teflonu chroni go przed zanieczyszczeniem. Pomiar jest dokonywany przez detektor firmy Vaisala na podstawie odczytów temperatury. W celu zapewnienia, że wilgotność jest taka sama po obu stronach filtra wykonano kilka dziur w cylindrze.  Sensor może wykonywać pomiary z dokładnością 10% i rozdzielczością 1% w zakresie 200 - 323 K.

Sensory wiatru WS służą do wykonywania pomiarów poziomych i pionowych ruchów powietrza Każdy z dwóch sensorów składa się z trzech detektorów mierzących szybkość i kierunek wiatru w dwóch wymiarach. trzy detektory zostały umieszczone w odstępach 12 stopni wokół osi wysięgnika. Detekcja wiatry jest oparta na anemometrii z zastosowaniem ogzrewanego filmu. Każdy z detektorów rejestruje kierunek i szybkość wiatru w swojej płaszczyźnie. 12 punktów danych wystarcza do oszacowania szybkości wiatru i jego kierunku w stosunku do osi wysięgnika. Sensory te pozwalają na oszacowanie horyzontalnej szybkości wiatru z dokładnością 1 m/s w przedziale  0 - 70 m/s. Rozdzielczość pomiarów wynosi 0.5 m/s. Dokładność pomiaru kierunku wiatru jest lepsza od 30 stopni. Dla wiatru pionowego dokładność pomiarów jest taka sama (w zakresie szybkości 0 - 10 m/s). Maszt teledetekcyjny i łazik będą wywoływały zaburzenia w przepływie powietrza. W celu ich uwzględnienia podczas analizy danych wykonano testy w tunelach aerodynamicznych z symulowanymi warunkami marsjańskimi oraz symulacje numeryczne.

Sensor ciśnienia PS pozwala na wykonywanie codziennych pomiarów ciśnienia atmosferycznego. Obejmą one co najmniej jeden pełny rok marsjański. Został on zainstalowany wewnątrz łazika, w jednostce ICU i jest połączony z atmosferą za pomocą rurki. Rurka wychodzi z wnętrza łazika przez małe okienko z osłoną przeciwpyłową HEPA. Detektor jest oparty na chipie firmy Vaisala. Sensor ten mierzy ciśnienie w zakresie 1 - 1150 Pa z dokładnością około 20 Pa (testy kalibracyjne dały wartość około 3 Pa).

Sensor temperatury powierzchni GTS jest złożony z trzech stosów termoelektrycznych umieszczonych na wysięgniku 1 i kierowanych na powierzchnię z boku łazika. Każdy detektor obserwuje powierzchnię przez jeden z trzech filtrów (8 - 14, 14.5 - 15.5, oraz  16 - 20 mikrometrów). Zostały one wybrane tak, aby oddzielić emisję z powierzchni od pasma absorpcyjnego CO2 w atmosferze. Detekcja temperatury polega na rejestrowaniu emisji podczerwieni z  gruntu. Sensor ten pozwala na zmierzenie temperatury powierzchni w zakresie 150 - 373 K z rozdzielczością 2 K i dokładnością 10 K. Kalibracja tego sensora w czasie misji polega na ogrzewaniu płyty kalibracyjnej.

Sensory temperatury powietrza ATS umieszczone na każdym wysięgniku są termistorami typu  PT1000. Zostały one umieszczone na krótkim pręcie FR4 wystającym poza wysięgnik i warstwę powietrza o zmienionej temperaturze wokół niego. Każdy sensor składa się z dwóch detektorów, z których jeden jest umieszczony na środku wysięgnika, a drugi na jego końcu. Pozwala on na pomiary temperatury w zakresie 150 - 300 K z dokładnością 5 K i rozdzielczością 0.1 K.

Sensor ultrafioletu UVS pozwala na pomiary intensywności słonecznego promieniowania ultrafioletowego na powierzchni Marsa. Składa się on z 6 fotodiod pracujących w zakresach 335 - 395 nm (UVA), 280 - 325 nm (UVB), 220 - 275 nm (UVC), 210 - 380 nm (całkowita dawka), 245 - 290 nm, oraz 310 - 335 nm. Dwa ostatnie pasma zostały wybrane w celu porównania wyników z danymi z MRO. Odpowiadają one pasmom absrobcji ozonu. Dokładność pomiarów dla wszystkich kanałów jest lepsza od 5% w całym ich zakresie. Oszacowano to na postawie poziomu promieniowania UV na Marsie i niwalnej nieprzezroczystości pyły. Fotodiody są skierowane w stronę zenitu i mają pole widzenia 60 stopni. Sensor nie posiada osłony przeciwpyłowej. Aby zmniejszyć osiadanie pyłu wokół każdej fotodiody umieszczono magnetyczny pierścień. Dodatkowo jeden magnes umieszczono też w centrum zestawu detektorów. Jednak w celu oceny osadzania się pyłu sensor będzie okresowo fotografowany za pomocą kamer łazika. Porównanie tych obrazów z testami laboratoryjnymi pozwoli na ocenę stopnia zanieczyszczenia sensora pyłem. Cała jednostka sensora UV ma postać prostej struktury podbierającej fotodiody, magnesy i termistor (znajomość temperatury będzie potrzebna przy redukcji danych).

Jednostka elektroniki ICU służy do odbierania danych z sensorów instrumentu i ich wstępnej obróbki, oraz do kontrolowania stanu instrumentu i sterowania jego działaniem. Została umieszczona pod masztem z czujnikami meteorologicznymi. Składa się z 3 poziomów - poziomu analogowego, poziomu CPU i poziomu zasilania.

Pomiary za pomocą systemu REMS będą wykonywane systematycznie. Co godzinę będzie zbieranych 5 minut danych w postaci pomiarów ze wszystkich sensorów wykonywanych z częstotliwością 1 Hz. Działanie instrumentu będzie w dużym stopniu autonomiczne. Instrument będzie uruchamiał się co godzinę i po pomiarach oraz zapisaniu danych będzie się automatycznie wyłączał, niezależnie od działań wykonywanych przez łazika. Dane będą uzyskiwane niezależnie od czynności wykonywanych przez łazik, zarówno w trakcie dnia jak i w nocy. W trakcie dnia REMS uzyska łącznie 3 godziny danych. Działanie instrumentu będzie ograniczone głównie przez dostępność energii. Będzie można jednak wykonać też pomiary dłuższe niż 5 minut w dowolnym czasie dnia. Gdy krótkie obserwacje  wtrakcie dnia zajmą łącznie 2 godziny, trzecia godzina będzie mogła być zaplanowana jako ciągły blok pomiarów. Inny tryb umieszczony w oprogramowaniu REMS jest prostym algorytmem umożliwiającym wydłużenie nieco czasów pomiarów po wykryciu nietypowego zjawiska atmosferycznego. Przed zainstalowaniem na łaziku każdy sensor REMS przeszedł odzielną kalibrację.

Instrument REMS zostanie zaprojektowany i zbudowany przez Hiszpańskie Centrum Astrobiologii (Centro de Astrobiología - INTA-CSIC).

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Start sondy MSL był pierwotnie planowany na 2009r. Okno startowe trwało wtedy od 15 września 2009 roku do 4 października 2009 roku. Dzięki rozpoczęciu misji w  tym okresie sonda dotarłaby do Marsa pomiędzy 10 lipca 2010 roku a 22 września 2010 roku. Jednak opóźnienia w testowaniu części wyposażenia łazika oraz problemy napotkane podczas wytwarzania niektórych jego komponentów, głównie silników spowodowały jego przesunięcie na 2011r. Okno startowe trwało od 25 listopada do 18 grudnia. Start w pierwszym dniu okna startowego nie był możliwy z powodu konieczności wymiany baterii w systemie likwidacji rakiety. Poinformowano o tym 19 listopada.

Misja składa się z następujących faz: fazy startu (Launch Phase); fazy lotu międzyplanetarnego (Cruise Phase); fazy docierania do planety (Approach Phase); fazy wejścia w atmosferę, opadania i lądowania (Entry, Descent, and Landing Phase - EDL); oraz fazy operacji na powierzchni (Surface Operations Phase).

Faza startu trwała od czasu przejścia sondy na wewnętrzne zasilanie do czasu wejścia statku w stabilny stan na trajektorii okołosłonecznej. MSL wystartował drugiego dnia okna startowego, 26 listopada. Rakietą nośną był Atlas 5-541. Konfiguracja ta charakteryzowała się czterema silnikami pomocniczymi na paliwo stałe firmy Areojet, z których każdy pował dodatkowe 300 000 lbs ciągu do prawie 1 000 000 lbs ciągu pierwszego stopnia z silnikiem RD-180. Owiewka miała wysokość 5 metrów. Miejscem startu był Przylądek Canaveral na Florydzie, stanowisko startowe SLC-41. Start został odnotowany o godzinie 15:02 UTC. 40 sekund później ciąg został zredukowany przed przejściem przez obszar maksymalnych przeciążeń aerodynamicznych, osiągnięty po następnych 10 sekundach. Po 93 sekundach od startu pracę zakończyły silniki pomocnicze. Ich odrzucenie nastąpiło o 15:03 UTC (1 minuta i 57 sekund od startu), gdy ciśnienie aerodynamiczne spadło do bezpiecznego poziomu. O godzinie 15:05 UTC, 3 minuty i 35 sekund do startu odrzucona została dwuczęściowa owiewka. O 15:06 UTC (4 minuty i 27 sekund od startu) wyłączony został silnik RD-180 (Booster Engine Cutoff - BECO). 7 sekund później stopień 1 został odrzucony. Po 5 minutach i 42 sekundach od startu włączony został dostarczony przez firmę Pratt & Whitney Rocketdyne silnik RL10 stopnia 2, czyli Centaura. Po 7 minutach i 5 sekundach od startu, o 15:09 UTC wykonany został manewr obrotu w celu poprawienia warunków łączności z satelitami TDRS (Tracking and Data Relay Satellite). 47 sekund później rakieta wyszła z zasięgu stacji śledzenia na Florydzie. Telemetria była dalej odbierana przez stację na wyspie Antigua. O godzinie 15:13 UTC, po 10 minutach i 33 sekundach od startu silnik RL10 został wyłączony po raz pierwszy (Main Engine Cut-off 1 - MECO 1). 27 sekund później przeprowadzono korektę orientacji przestrzennej. Rakieta znalazła się na parkingowej orbicie okołoziemskiej o perygeum na wysokości 97 mil, apogeum 166 mil i inklinacji 28.9 stopnia. Następnie przeleciała nad równikową częścią Oceanu Atlantyckiego, Afryką i Madagaskarem. Panele słoneczne stopnia rejsowego bez problemów rozpoczęły dostarczanie energii elektrycznej. O godzinie 15:33 UTC, 31 minut od startu wykonana została korekta orientacji przygotowująca do restartu silnika RL10. Rakieta zaprzestała rotacji. W czasie 32 minut i 35 sekund od startu rozpoczęły się przygotowania linii tlenu i wodoru stopnia Centaur. Ponowne uruchomienie silnika RL10 nastąpiło o godzinie 15:34 UTC, 32 minuty i 40 sekund od startu. Ostateczne wyłączenie silnika Centaura (MECO 2) nastąpiło po 40 minutach i 30 sekundach od rozpoczęcia misji, o 15:42 UTC. W tym czasie rakieta przelatywała nad Oceanem Indyjskim. Tym samym kompleks Centaur-MSL znalazł się na trajektorii heliocentrycznej. 30 sekund później wykonano manewr zmiany orientacji przestrzennej, przygotowujący do uwolnienia ładunku. MSL oddzielił się od Centaura o godzinie 15:46 UTC, po 44 minutach i 12 sekundach od startu. Następnie w ciągu kilku minut bez komplikacji nawiązał łączność ze stacją DSN w Canberrze w Australii. Potwierdzono to o 16:10 UTC. Cały start przebiegł perfekcyjnie. Był jednym z najdokładniej wykonanych startów w historii misji planetarnych.

Faza lotu międzyplanetarnego rozpoczęła się wkrótce po oddzieleniu statku od górnego stopnia rakiety nośnej. Zakończyła na 45 dni przed lądowaniem na Marsie. Na tym etapie misji stan statku był regularnie monitorowany przez zespół misji. Jego podsystemy były monitorowane i kalibrowane. Antena była zwrócona w kierunku Ziemi, a panele słoneczne - w kierunku Słońca.  W tym celu wykonano serię 19 korekt orientacji przestrzennej. Zostały także wykonane testy trybów łączności używanych podczas wejścia w atmosferę, opadania i lądowania. W czasie lotu międzyplanetarnego dostępne były trzy okresy testów ładunku. Pierwszy, w grudniu 2011r obejmował testy instrumentów. Podczas dwóch kolejnych obok testów instrumentów wykonano wszechstronne sprawdzenie procedur gromadzenia i przetwarzania danych oraz ich transmisji. Ponadto sonda wykonała serię korekt trajektorii (Trajectoy Coretion Maneuvers - TCMs). Korekta TCM-1 miała znieść niedokładności startu. Była zaplanowana na 11 grudnia. Została jednak anulowana z powodu bardzo dużej dokładności startu. Pierwsza korekta trajektorii, TCM-2 została przeprowadzona 11 stycznia 2012 r. Rozpoczęła się o 23:00 UTC. Trwała 175 sekund i spowodowała zmianę szybkości na poziomie 5.5 m /s. Druga korekta, TCM-3 została wykonana 26 marca 2012 r. Rozpoczęła się o 23:00 UTC i trwała 9 sekund. Spowodowała zmianę szybkości na poziomie 1 m/s.

Faza docierania do Marsa rozpoczęła się na 45 dni przed wejściem sondy w atmosferę. Trwała aż do wejścia w atmosferę w odległości  3 522.2 kilometra od środka Marsa. Oznaczała bardzo intensywne przygotowania do lądowania. W tej fazie statek znacznie częściej komunikował się z siecią DSN w celu umożliwienia dokładnego oszacowania trajektorii w ostatnich kilku tygodniach przed lądowaniem. Śledzenie umożliwiły anteny DSN o średnicy 34 i 70 metrów. Wykonywane były częste pomiary Delta-DOR pozwalające na monitorowanie pozycji statku i precyzyjne lądowanie. 11 lipca inżynierowie 20 raz zaktualizowali orientację przestrzenną sondy w celu odpowiedniego nakierowania anteny średniego zysku na Ziemię. 13 lipca instrument RAD zakończył wykonywanie pomiarów w trakcie lotu. Został skonfigurowany do pomiarów na powierzchni i wyłączony. Od 16 lipca włączony został zapasowy komputer łazika RCE-B. Został on zrekonfigurowany i wyposażony  w aktualne dane na temat procedury lądowania. 18 lipca wykonano kolejną korektę orientacji przestrzennej.  19 lipca rozpoczęto rekonfigurację komputera RCE-A. 20 lipca zakończono rekonfigurację oprogramowania RCE-B. 21 i 22 lipca wykonano sesje śledzenia Delta-DOR. 23 lipca rozpoczęło się konfigurowanie dwóch jednostek IMU stopnia lądowania. Ponadto w obrębie komputera RCE-A uaktualniono dane na temat wczesnych sesji łączności na powierzchni. 24 lipca rozpoczęto ładowanie dwóch baterii litowych łazika do 100%. Posłużyły do tego panele słoneczne stopnia rejsowego. W czasie lotu międzyplanetarnego były one naładowane w 70%. Ich pełne naładowanie pozwalało na pracę w występujących w trakcie lądowania momentach, w których pobór mocy przekraczał produkcję RTG. 25 lipca rozpoczęły się ostatnie testy wysokościomierza radarowego. W dniach 26 i 27 lipca nie prowadzono prac przygotowawczych. Stan systemów sondy był monitorowany a jego trajektoria śledzona.

W okresie docierania do Marsa zostały wykonane również końcowe korekty trajektorii. Ich przeprowadzenie było możliwe w 3 okresach. 29 lipca została wykonana korekta TCM-4. Trwała 6 sekund. Korekta TCM-5 mogła zostać wykonana 4 sierpnia a TCM-6 - 6 sierpnia na 9 godzin przed wejściem w atmosferę.

Lądowanie odbędzie się 6 sierpnia (w zależności od daty startu mogło nastąpić pomiędzy 6 a 20 sierpnia 2012r). Faza wejścia w atmosferę, opadania i lądowania rozpocznie się od wejścia kapsuły (po oddzieleniu od stopnia rejsowego) w atmosferę Marsa (na wysokości około 125 kilometrów ponad powierzchnią), a zakończy się dotarciem łazika na powierzchnię. Lądowanie będzie znacznie precyzyjniejsze niż w przypadku wcześniejszych misji. Łaziki MER mogły wylądować w obrębie elipsy o wymiarach 150 x 20 kilometrów. Łazik MSL wyląduje w obrębie elipsy o długości 20 kilometrów. Dało to więcej możliwości wyboru miejsca lądowania zapewniając lądowanie dokładnie w wybranym obszarze.

Faza lądowania będzie składała się z czterech części: kierowanego wejścia w atmosferę; opadania z użyciem spadochronu; opadania z użyciem silników; oraz opuszczenia łazika i jego posadzenia na powierzchni.

[Scorus]

Na 10 minut przed wejściem w atmosferę kapsuła odłączy się od stopnia rejsowego. Następnie przełączy się ze stabilizacji obrotowej (w tempie 2 RPM) na stabilizację trójosiową i przejdzie w orientację przestrzenną właściwą dla wejścia w atmosferę. Na 5 minut przed wejściem odrzuci dwie zewnętrzne masy balastowe CBM, co pozwoli na uzyskanie nominalnego stosunku siły nośnej do wleczenia na poziomie 0.24 przy szybkości 24 Machów. W trakcie wejścia w atmosferę i lotu atmosferycznego orientacja kapsuły będzie sterowana za pomocą małych silników RCS wchodzących w skład stopnia lądowania. Umożliwi to kontrolowanie nachylenia i obrotów kapsuły. W czasie największego nagrzewania kąt natarcia będzie wynosił 18 stopni. Przed rozłożeniem spadochronu zostanie zwiększony do 20 stopni, co wygeneruje siłę nośną. W stosunku do łazików MER pozwoli to na zminimalizowanie błędu w pozycji lądowania oraz na zwiększenie wysokości na której rozłożony zostanie spadochron. Przed samym rozłożeniem spadochronu kąt natarcia zostanie zmniejszony do 0 stopni poprzez wyrzucenie 6 mas balastowych EBDM. Przesunie to środek ciężkości pojazdu do konfiguracji sprzed wejścia w atmosferę. EBDM zostaną wyrzucone w dwóch etapach, co zmniejszy zaburzenia orientacji przestrzennej w trakcie tej operacji. Cały manewr (Straighten up and Fly Right - SUFR) potrwa 15 sekund. Ponadto w tym okresie wykonany zostanie obrót w azymucie o 180 stopni. Będzie to przygotowanie do rozpoczęcia namierzania powierzchni za pomocą wysokościomierza laserowego po odrzuceniu osłony termicznej.

W trakcie wczesnego lotu w atmosferze szybkość sondy zostanie znacznie zmniejszona przez tracie o cząsteczki atmosfery. Z tego powodu osłona termiczna rozgrzeje się do ekstremalnych temperatur. Następnie przy szybkości 450 m/s zostanie zainicjowane rozłożenie spadochronu. Osiągnięcie tej szybkości zostanie ustalone na drodze integracji danych z bezwładnościowej jednostki pomiarowej poprzez filtr nawigacyjny. Następnie na osłonie górnej rozłożony zostanie spadochron pilotujący, który wyciągnie duży spadochron główny, rozpoczynając etap opadania z użyciem spadochronu. W czasie 50 - 90 sekund spowolni on sondę z 450 m/s do 100 m/s. Tym samym zniesie on około 95% pozostałej energii kinetycznej.

W następnej kolejności zostanie odrzucona osłona termiczna. Operacja ta będzie musiała zostać wykona tak, aby osłona nie zetknęła się ponowie z pojazdem, oraz aby nie zasłoniła więcej niż jednej wiązki wysokościomierza radarowego TLS. Osłona zostanie wypchnięta przez sprężyny. Są one na tyle durze, że ryzyko krótkotrwałego zetknięcia się osłony z pojazdem jest zminimalizowane. W przypadku zasłaniania wiązek radarowych, symulacje wykazały, że więcej niż jedna z nich nie będzie zasłaniana począwszy od chwili w której osłona oddali się od statku na 15 metrów. Nastąpi to po około 5 sekundach od jej oddzielenia. W tym czasie wysokościomierz będzie wykonywał pomiary, ale jego dane będą filtrowane w celu usunięcia fałszywego odczytu powodowanego przez namierzenie osłony. Po tym 5-sekundowym okresie powierzchnia zostanie w pełni wiarygodnie rozpoznana przez TLS. System ten pozwoli na uzyskanie pomiarów odległości do powierzchni oraz na pomiary szybkości pojazdu w trzech wymiarach. Wcześniej dane tego rodzaju będą uzyskiwane poprzez odniesienie pomiarów IMU do znanych warunków początkowych. Jednak na skutek dużych niepewności powstałych w trakcie wejścia w atmosferę ich dokładność nie będzie wystarczająca w fazie opadania z użyciem silników. Dlatego też na tym etapie TLS dostarczy kluczowych danych, które zainicjują tą fazę lądowania oraz będą wykorzystywane w jej trakcie.

W trakcie dalszego opadania orientacja przestrzenna pojazdu nadal będzie kontrolowana za pomocą silniczków. Następnie osłona górna wraz ze spadochronem zostanie odrzucona. Operację tą wyzwoli algorytm rozpoczynający opadanie za pomocą silników, na wysokości 1500 - 2000 m ponad poziomem gruntu i przy szybkości 100 m/s. Parametry te zostaną zmierzone przez TLS. Na chwilę przed oddzieleniem osłony system napędowy stopnia lądowania zostanie zrekonfigurowany. Przepustowość wszystkich silników MLE zostanie ustawiona na 1%. Ponadto odpalonych zostanie 8 zaworów pirotechnicznych, co pozwoli na dostarczenie paliwa do MLE.

Po oddzieleniu osłony górnej dalsze opadanie będzie kontynuował złożony łazik połączony ze stopniem lądownia. Następnie uruchomione zostaną silniki rakietowe stopnia lądowania, które ostatecznie zmniejszą szybkość pojazdu. Będzie to etap opadania z użyciem silników. W pierwszym etapie tej fazy lądowania wysokość pozioma będzie gładko redukowana do 0. W tym czasie szybkość w pionie zostanie zmniejszona do 20 m/s. Etap ten zakończy się na wysokości około 100 metrów ponad powierzchnią. W poziomie odległość od trajektorii wejścia w atmosferę wyniesie około 300 metrów, co zagwarantuje, że łazik nie wyląduje na osłonie tylnej i spadochronie po ich dotarciu do powierzchni. W drugiej fazie skompensowany zostanie możliwy błąd pomiaru odległości od powierzchni, wynoszący 50 metrów. Będzie on spowodowany faktem, że we wcześniejszej fazie lądowania radar TLS nie będzie oświetlał stale tego samego miejsca na powierzchni. Na wysokości 50 metrów rozpocznie się trzecia faza. W jej trakcie szybkość pojazdu zostanie zmniejszona z 20 m/s do 0.75 m/s. Zakończy się to na wysokości 21 metrów ponad powierzchnią, gdzie rozpocznie się czwarta i ostatnia faza opadania z asystą silników. Na tym etapie stopień lądowania zużyje już ponad połowę zapasu paliwa wynoszącego 400 kg. W celu zachowania ciągu proporcjonalnego do masy pojazdu, sumaryczny ciąg MLE zostanie zredukowany do 20 - 25%. Ponieważ przy niskim ciągu silniki MLE pracują mniej efektywnie, cztery z nich zostaną prawie wyłączone. Zostaną przełączone na przepustowość 1%. Pozostałe cztery silniki będą pracowały przy przepustowości dosyć wysokiej - 50%, gdzie ich efektywność będzie wyższa. Przełączenie to wprowadzi zaburzenia, jednak po 2.5 sekundach pojazd ponownie uzyska stabilność. Wtedy też rozpocznie się etap opuszczania łazika.

W fazie opuszczania łazik zostanie zawieszony na trzech linach pod stopniem lądowania. W tym czasie szybkość zbliżania się do powierzchni będzie wynosić 0.75 m/s. Opuszczanie zostanie rozpoczęte na wysokości 18.6 m. Po odpaleniu ładunków pirotechnicznych łazik odzieli się od stopnia lądowania i opadnie na liniach. Szybkość opuszczania będzie kontrolowana przez hamulec elektromagnetyczny w obrębie BUD. Ponieważ wszystkie trzy liny przechodzą przez pojedynczy punkt zlokalizowany blisko środka masy stopnia lądowania, opuszczanie łazika nie wprowadzi większych zaburzeń orientacji przestrzennej. W czasie opuszczania łazika jego układ jezdny będzie stopniowo rozkładany. Liny rozstaną rozciągnięte na pełną długość 7.5 metra po 7 sekundach od chwili oddzielenia łazika. Przez następne 2 sekundy pojazd wytraci zaburzenia wywołane przez zakończenie opuszczania. Po tym okresie będzie gotowy do posadzenia łazika na powierzchni.

Po zetknięciu się łazika z powierzchnią liny przestaną być napięte. Wtedy też ciąg w pionie zostanie zredukowany do połowy swojej dotychczasowej wartości. Algorytmy sterujące stopniem lądowania w trakcie usadzania łazika zostaną aktywowane 9 sekund po jego oddzieleniu. Jeśli przepustowość silników będzie stała w odpowiednim przedziale czasu (będą one utrzymywały w powietrzu tylko masę stopnia lądowania), oprogramowanie wykryje posadzenie łazika. W tym momencie liny zostaną przecięte przy górnej powierzchni łazika. Mechanizm rozwijający liny posiada sprężynę, która odciągnie je od łazika. Następnie przecięty zostanie również kabel do wymiany danych między łazikiem a stopniem lądowania. Po określonym czasie przepustowość silników MLE zostanie zwiększona, a stopień lądowania odleci po trajektorii wnoszącej. Potem wykona obrót o 45 stopni. Taką orientację będzie utrzymywał aż do czasu całkowitego zużycia paliwa. Przepustowość silników MLE będzie wynosić wtedy 100%. Cała operacja od zatrzymania się stopnia lądowania na łazikiem do zmiany jego orientacji potrwa 2 sekundy. Okres przebywania stopnia lądowania nad powierzchnią będzie zależał od ilości pozostałego paliwa. Następnie stopień ten opadnie na powierzchnię po trajektorii balistycznej. Rozbije się w odległości większej od 150 metrów od łazika.

Uderzenie łazika w grunt zostanie zamortyzowane przez jego koła. Symulacje wykazały, że nawet przy najgorszym scenariuszu (lądowanie na stoku o nachyleniu 15 stopni przy szybkości 0.85 m/s w pionie i 0.5 m/s w poziomie) stres wywołany przez lądowanie będzie mniejszy od możliwego do skompensowania w trakcie jazdy po nierówny terenie. Strumienie gazów wyrzucanych przez silniki stopnia lądowania nie zetkną się z łazikiem nawet gdy wyląduje on na zboczu o nachyleniu 15 stopni i jednocześnie jego koła zostaną oparte na skale o wysokości 0.55 m.

W czasie lądowania podstawowa komunikacja będzie odbywać się za pomocą anten UHF. Dane będą transmitowane do sond Mars Odyssey oraz MRO. Szybkość transmisji wyniesie około 8 kbps. Sygnał radiolatarni będzie odbierał też Mars Express. Ponadto potwierdzenia wykonania podstawowych czynności  w trakcie lądowania będą wysyłane za pomocą radiolatarni pasma X bezpośrednio na Ziemię. Anteny używane podczas lądowania znajdują się zarówno na osłonie tylnej jak i na stopniu lądowania oraz na łaziku. Do odbioru danych posłużą anteny sieci DSN oraz anteny ESA. Te ostatnie posłużą jako zapasa na wypadek problemów z DSN. W czasie lądowania Mars będzie znajdował się w odległości 154 mln mil od Ziemi, a opóźnienie komunikacyjne wyniesie 13.8 minuty.

W okresie około 10 dni po lądowniku poszczególne systemy i instrumenty łazika będą uruchamiane i wszechstronnie testowane.

[Scorus]

Po skontrolowaniu stanu systemów łazik rozpocznie fazę operacji na powierzchni. W jej ramach wykona zakrojone na szeroką skalę badania naukowe na powierzchni planety. Jego misja potrwa co najmniej 1 marsjański rok, czyli 687 dni ziemskich (669 dni marsjańskich). W tym czasie przejedzie dystans od 5 do 20 kilometrów. MSL będzie bardziej mobilny od wcześniejszych łazików marsjańskich.  W trakcie misji nominalnej przebadana ponad 70 próbek skał i gleb w instrumentach geofizycznych. Ponadto zbierze dane dotyczące środowiska, oraz wykona zdjęcia i inne pomiary teledetekcyjne. Prace naukowe na powierzchni będą uzależnione od takich czynników jak czas miejscowy, okna komunikacyjne, ilość danych do jednorazowej transmisji, oraz dostępności energii dla poszczególnych czynności. Badania naukowe będą wymagały więcej energii niż może dostarczyć RTG, więc podczas wielu badań energia będzie pobierana z baterii. Będą znacznie uzależnione od stopnia naładowania baterii w czasie nocy i zarządzania zgromadzoną w nich energią podczas kolejnych dni. Większość operacji będzie odbywało się w czasie dnia. Instrukcje będą wysyłane poprzez orbitery w czasie nocy, albo bezpośrednio z Ziemi o poranku. Główne prace naukowe będą wykonywane tak, aby zebrane dane mogły zostać wysłane podczas okna komunikacyjnego po południu. Pod koniec dnia i w  nocy zespół misji na podstawie zebranych danych będzie mógł przygotować instrukcje na następny dzień. Dane które nie będą niezbędne do planowania działań następnego dnia będą przekazywane podczas nocnego okna komunikacyjnego. Taka procedura daje około 5 godzin na wykonanie głównych pomiarów naukowych, ale dodatkowe badania i jazdy mogą być również wykonane poza tym oknem, jeśli nie są krytyczne dla panowania następnego dnia. Podczas zimy marsjańskiej czas pracy zostanie zmniejszany z powodu konieczności użycia większej ilości energii do ogrzewania łazika. Podczas jednego dnia łazik będzie mógł dostarczyć do 800 Mb danych.

Podczas misji powierzchniowej planuje się szczegółowe badania celów oddalonych od siebie o około 10 metrów i położonych w skupiskach odległych o około 1.5 kilometra. Analiza celu będzie się składała z dojazdu do niego, pomiarów teledetekcyjnych, ustawienia podjazdu tak, aby cel znalazł się w strefie roboczej ramienia, oraz badania za pomocą instrumentów kontaktowych. Z badanego obiektu może zostać pobrana próbka dla instrumentów analitycznych. Każdy krok może być oczywiście planowany indywidualnie, nie każdy cel może być warty pobierania z niego próbki. Na wybranie celu do badań analitycznych na podstawie zebranych danych będą poświęcone osobne dni (Sol Types). W ich trakcie łazik będzie prowadził pomiary za pomocą REMS, RAD i DAN. Ponadto REMS będzie mógł w tym czasie zbierać dane przez całą godzinę.

Podczas dni jazdy (Traverse Sols) działalność łazika będzie skupiać się na przejazdach. Łazik w  tym czasie będzie się przemieszczał między grupami celów odległych o 1.5 kilometra. MSL może przejechać maksymalnie 50 metrów na dzień, ale dystans ten jest uzależniony od charakteru terenu, warunków cieplnych i zasobów energii. Dni przejazdów będą zaczynały się rozłożeniem ramienia, krótką integracją APXS, obrazowaniem za pomocą MAHLI i zestawem obserwacji ChemCam. Cel jazdy będzie określony na podstawie obrazów z kamer inżynieryjnych i HiRISE na MRO. W przerwach pomiędzy przejzadami będą wykonywane mozaiki za pomocą MastCam i pomiary z użyciem DAN. Pod koniec jazdy łazik uzyska panoramy z MastCam i NavCam, pary stereoskopowe obrazów z HazCam oraz ogólne obserwacje za pomocą ChemCam.

Dni rozpoznawcze (Reconnaissance Sols) będą obejmowały ogólne rozpoznanie terenu poprzez obserwacji teledetekcyjne, co pozwoli na zaplanowanie badań na następny dzień. Dzień taki będzie zaczynał się taką samą sekwencją jak dzień jezdny. Potem łazik będzie wykonywał obserwacje za pomocą MastCam i NavCam.

Dni zbliżania się do celu (Approach Sols) będą polegały na takim zbliżeniu się do wybranego celu (skały lub gleby), aby znalazł się on w obszarze roboczym ramienia. Podczas nich zostaną również przygotowane prace kontaktowe. Cel badań zidentyfikowany wcześniejszego dnia może zostać osiągnięty w jeden dzień jeśli leży w odległości mniejszej niż 10 m od łazika. Dzień dojazdu rozpocznie się pomiarami wybranego celu za pomocą ChemCam. Po dojeździe wykonane zostaną zdjęcia za pomocą NavCam, HazCam oraz obrazy multispektralne z MastCam. DAN będzie wykonywał aktywne pomiary podczas dojazdu i po nim.

Dni badań kontaktowych (Contact Sols) będą polegały na badaniach celu za pomocą instrumentów zamontowanych na ramieniu. Potem cel będzie oczyszczony z pyłu i badania będą powtarzane z dłuższym czasem integracji APXS. Danych kontekstowych dostarczą MastCam i ChemCam, a HazCam udokumentuje prace.

Dni pobierania próbek i analiz (Sampling and Analysis Sols) będą obejmowały sekwencję działań kończącą się dostarczeniem próbek do CheMin i SAM. Najpierw zostanie pobrana próbka położona blisko głównej strefy zainteresowania za pomocą PADS. Pozwoli to na wyczyszczenie wiertła PADS i sit przed pobranie głównej próbki. Następnie zostanie ona przesiana przez sita CHMIRA. W dalszej kolejności pobierana będzie główna próbka, która trafi do CheMin i SAM. Jeśli z próbki pozostanie jakiś materiał, zostanie on zbadany za pomocą APXS i MAHLI na tacy obserwacyjnej. Analizy za pomocą CheMin i SAM będą trwały do 3 dni z powodu energochłonności, długotrwałości i ilości produkowanych danych.

W czasie 669 dni marsjańskich misji nominalnej, około 40 dni będzie poświęconych na testy diagnostyczne i aktualizacje oprogramowania. Czas ten obejmuje też koniunkcję ze Słońcem. W pozostałej 1/6 czasu pracy na powierzchni (około 105 dni) komendy nie będą mogły być wysyłane z powodu geometrii między Marsem i Ziemią.  Jazda przez około 10 kilometrów będzie wymagała 100 - 200 dni. Na badania danego celu przewidziano 50 dni. Łącznie analizy zajmą około 324 - 424 dni, co pozowali na zbadanie 40 - 85 próbek. Liczby te w praktyce mogą być jednak znacznie mniejsze. Pewna ilość dni może zostać poświęcona na inne rodzaje badań, takie jak analizy chemiczne i izotopowe atmosfery, obserwacje pogody, mapowanie warstwy podpowierzchniowej za pomocą DAN albo inne sekwencje badań. Inne dni zostaną "stracone"  z powodu błędnie wykonanych działań, warunków termicznych podczas zimy, albo przez decyzje o opuszczeniu danego celu przed kompletną analizą.

[Air Q]

Super Scorus...

[Scorus]

UZUPEŁNIENIE DO WYPOSAŻENIA: MEDLI
Instrument do wykonywania pomiarów w trackie lądowania jest zestawem niewielkich sensorów zamontowanych w osłonie termicznej. Służy do pomiarów parametrów atmosfery w trakcie lądowania oraz oszacowania zachowania się osłony termicznej. Nie jest to składnik podstawowego sprzętu naukowego, ale dostarczy istotnych informacji na temat funkcjonowania osłony aerodynamicznej na potrzeby przyszłych misji. System ten dostarczy największego zestaw danych dotyczący wejścia pojazdu w atmosferę planety innej niż Ziemia. Dane te pozwolą na uściślenie modelu opasującego wejście w atmosferę Marsa i wskazanie obszarów wymagających skorygowania. Dane na temat ciśnienia w połączeniu z danymi z bezwładnościowej jednostki pomiarowej dostarczą informacji na temat rozkładu ciśnienia na powierzchni osłony, orientacji pojazdu, ciśnienia dynamicznego, liczby Macha, gęstości atmosfery i wiatrów w funkcji wysokości. Dane na temat temperatury pozwolą na zmierzenie maksymalnego ogrzewania osłony, rozkładu temperatur na powierzchni osłony, zobrazowanie przepływu turbulentnego i zweryfikowanie prawidłowości działania systemu chroniącego przed wysokimi temperaturami.

Komponenty systemu MEDLI umieszczono w osłonie termicznej MSL. W jego skład wchodzą: zestaw sensorów zintegrowanych we "wtyczkach" (MEDLI Integrated Sensor Plugs - MISP); zestaw sensorów ciśnienia atmosferycznego (Mars Entry Atmospheric Data System - MEADS); oraz system elektroniczny (Sensor Support Electronics - SSE). Masa systemów umieszczonych w osłonie termicznej (MISP, MEADS, SSE) wynosi 12.5 kg. Masa systemów w osłonie tylnej (kabli zasilających, kabli wymiany danych i urządzeń przecinających kable) to 2.5 kg. Pobór mocy w trackie pomiarów wynosi 30W. W czasie startu i lotu międzyplanetarnego zestaw jest wyłączony.

[Scorus]

Zestaw MISP składa się z 7 "wtyczek" wpiętych w strukturę osłony termicznej. Każda z nich zawiera 4 ogniwa termoelektryczne typu K (Thermocouple - TC) oraz sensor recesji (Hollow Aerothermal Ablation and Temperature Sensor - HEAT). Wtyczki są skoncentrowane głównie w części osłony objętej dużym ogrzewaniem wywołanym przez przepływ turbulentny. Każda z nich ma średnicę 33 cala i całkowitą długość 20.3 mm. Jest wykonana z tego samego materiału co osłona termiczna - PICA (Phenolic Impregnated Carbon Ablator). Została zamontowana poprzez wywiercenie małego otworu (średnicy 34 mm) w materiale PICA osłony oraz mniejszych otworów dla kabli w strukturze osłony. Zestaw taki został zamocowany materiałem adhezyjnym RTV-560, tym samym którym wypełniono szczeliny pomiędzy płytkami PICA osłony.

Zastosowane ogniwa teromeleketryczne TC są dostępne komercyjnie. 4 takie ogniwa są ustawione na planie litery U na dnie każdej wtyczki MISP. Są zagłębione w strukturę PICA osłony na różne głębokości - 2.54, 5.08, 10.16 i 15.24 mm pod jej powierzchnią. Służą do pomiarów temperatury w funkcji czasu w czasie lądowania. Ponieważ wszystkie ogniwa termoelektryczne znajdują się pod powierzchnią osłony możliwe jest zrekonstruowanie parametrów środowiska aerotermicznego poprzez modelowanie zachowania się jednych sensorów względem innych. Służą do tego ogniwa położone płyciej. Ogniwa zlokalizowane głębiej służą do zweryfikowania modelu odpowiedzi materiału osłony na temperaturę. Pomiary temperatury są wykonywane w zakresie 100 - 1300 K. Ich dokładność wynosi +/- 2.2 K (2.0%) poniżej 273 K i +/- 1.1 K ( 0.4%) powyżej 273 K. Pomiary są wykonywane z częstotliwością 8 Hz (1 lub 2 Hz dla najgłębszych sensorów w zależności od lokalizacji).

Sensor HEAT został opracowany przez Ames Research Center. Działa na podobnej zasadzie jak detektor ARAD (Analog Resistance Ablation Detector) próbnika atmosferycznego sondy Galileo. W stosunku do ARAD zastosowano jednak szereg modyfikacji pozwalających na zainstalowanej w innym materiale osłony i poprawienie jakości sygnału. HEAT mierzy propagację jednej izotermy (około 700°C) przez materiał. Sensor jest pobudzany stałym ładunkiem 1 mA dostarczanym przez SSE. Przewodzi prąd elektryczny w czasie spalania materiału ablacyjnego. Podczas przesuwania się granicy pomiędzy warstwą opaloną i nienaruszoną woltaż na wyjściu spada. Pozwala to na oszacowanie utarty materiału powierzchniowego osłony na skutek ablacji w funkcji czasu. Mierzona warstwa ma grubość 13 mm i zaczyna się na powierzchni osłony. Dokładność pomiarów to +/- 0.5 mm. Połączenie danych z HETA i TC dostarcza dobrego zapisu zachowania się materiału osłony w funkcji czasu.

[Scorus]

Zestaw MEADS składa się z 7 sensorów będących przetwornikami ściśnienia, zlokalizowanymi we wnętrzu osłony. Ich układ znajduje się w obszarze  słabszego nagrzewania. Zastosowane rozmieszczenie pozwala na zrekonstruowanie orientacji przestrzennej pojazdu na podstawie różnic w wartościach ciśnienia pomiędzy dwoma sensorami odniesionymi do wartości przewidywanych. Same sensory znajdują się na strukturze aluminiowej wnętrza osłony. Są przyłączone do niej osłony trzy mocowania. Łączą się z PICA poprzez kanał w płycie aluminiowej. Od końca tego kanału do sensora rozciąga się metalowa cewka. Uprościła ona montaż sensorów. Jest połączona z głowicą przetwornika ciśnienia poprzez rurkę ze stali nierdzewnej. W celu umożliwienia wykonywania pomiarów ciśnienia w materiale PICA wywiercono otwory o średnicy 2.54 mm. Średnica taka pozwala na uzyskiwanie odczytów ciśnienia przy akceptowalnym opóźnieniu, a  ponadto nie spowoduje zakłócenia funkcjonowania osłony. Zostało to zweryfikowane podczas testów. Testy wykazały też, że gazowy wytwarzane podczas spalania PICA nie zakłócają pomiarów ciśnienia w sposób znaczący. Cały system zajmuje przestrzeń o wielkości 76 x 86 x 183 mm. Pomiary są prowadzone w zakresie 0 - 35 kPa z dokładnością 0.5%. System może pracować przy temperaturach od -225°C do +125°C.

[Scorus]

System elektroniczny SSE jest złożony z dwóch płyt elektroniki umieszczonych we wnętrzu pojedynczej aluminiowej obudowy o wymiarach 76.2 x 247.7 x 336.6 mm. Jest ona zainstalowana we wnętrzu osłony termicznej. Projekt obudowy został podyktowany głównie wymogami termicznymi. Przyłącza pozwalają na jej odizolowanie termiczne od struktury osłony i na przeciągnięcie pod nią izolacji wielowarstwowej. Jednostka ta jest zlokalizowana pod generatorem RTG łazika, co pozwala na jej nagrzewanie w trakcie lotu międzyplanetarnego, gdy jest wyłączona. Jej zewnętrza powierzchnia jest pomalowana na czarno, co zapewnia dobre pochłanianie ciepła. Wszystkie kable z sensorów zostały przyłączone po jednej stronie obudowy, a kable łączące ze stopniem lądowania po stronie przeciwnej. Ułatwiło to montaż.

SSE zapewnia zasilanie sensorów, odbieranie z nich sygnału, konwersję analogowo - cyfrową danych oraz połączenie z systemem wymiany danych łazika. Dane są wysyłane do modułu zasilania i wymiany danych analogowych stopnia lądowania (Descent Stage Power and Analog Module - DPAM) za pomocą magistrali RS-422. Następnie DPAM przesyła je do jednego z komputerów łazika (Rover Compute Elements - RCE) poprzez interfejs EDL-1553. Kable pomiędzy SSE a DPAM przechodzą przez urządzenie przecinające w interfejsie pomiędzy osłoną termiczną a osłoną tylną, a potem przez kolejny system przecinający, na łączniku z DPAM na stopniu lądowania. Interfejs RS-422 i interfejs zasilania znajduje się na płycie elektroniki cyfrowej o wymiarach 158.75 x 304.8 mm. Konwersję analogowo - cyfrową przeprowadza układ FPGA (Field Programmable Gate Array) firmy Actell. Płyta elektroniki cyfrowej przekształca też woltaż 28V dostarczany przez MSL na 5.0V i 2.5V używane przez komponenty MELDI. Ponadto zawiera analogową elektronikę przetwarzania sygnału z przetworników ciśnienia. Nie jest ona zintegrowana z sensorami z powodu bardzo niskich temperatur w ich obszarze w trakcie lotu kosmicznego. Płyta elektroniki analogowej o wymiarach 158.75 x 304.8 mm zawiera interfejsy z sensorami TC, wejścia dla sygnałów z sensorów HEAT oraz wejścia dla sygnałów z przetworników ciśnienia obrobionych przez ich elektronikę umieszczoną w obrębie elektroniki cyfrowej. Multiplekser przesyła wszystkie sygnały do pojedynczego 14-bitowego konwertera analogowo - cyfrowego. Każda próbka zawiera 16 bitów, z których 2 są przeznaczone do synchronizacji. Szybkość przesyłania surowych danych do DPAM wynosi 4 kbps.

MEDLI rozpocznie wykonywanie pomiarów zaraz po oddzieleniu modułu rejsowego od kapsuły, około 10 minut przed wejściem w atmosferę. Sensory będą dostarczały pomiarów z częstotliwością 8 Hz. Okres zbierania danych zakończy się po rozłożeniu spadochronu, około 4 minuty po wejściu w atmosferę. Niewielka ilość danych zostanie przesłana w czasie rzeczywistym. Zasadniczy zestaw danych zostanie jednak zapisany przez system komputerowy łazika i przesłany w czasie pierwszego miesiąca pobytu na powierzchni. System dostarczy około 0.9 megabita danych surowych. Wraz z danymi nagłówkowymi i synchronizacyjnymi całkowita produkcja danych wyniesie około 1.13 megabita. Na dane z eksperymentu przeznaczono łącznie 1.5 megabita pamięci systemu RCE.

Zestaw MEDLI został opracowany przez Langley Research Center we współpracy z Ames Research Center.

[sebastiansz]

Tutaj można objeżeć Curiosity z każdej strony

[astropl]

Press Kit misji.

[Scorus]

Na stronie ChemCam jest zdjęcie testowe z RMI. Piszą, że kamera ta może obrazować pole o wielkości 20 cm z odległości 10 m, ale nie wiadomo, czy akurat to zdjęcie było tak robione. Widział ktoś może ktoś więcej takich zdjęć? Ciekawe jak wygląda obrazowanie obiektów bardzo odległych. Ponoć na horyzoncie można sfotografować detale o wielkości kilku metrów, ale pole widzenia jest bardzo małe.