Mars Orbiter Mission - MOM (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Sonda MOM (Mars Orbiter Mission) jest pierwszym indyjskim (ISRO) orbiterem marsjańskim. Misja ma przede wszystkim znaczenie inżynieryjne Do jej podstawowych celów zaliczają się: samodzielne zbudowanie statku kosmicznego zdolnego do wykonania serii manewrów zmiany orbity okołoziemskiej, lotu międzyplanetarnego trwającego ponad 300 dni i wejścia na orbitę okołomarsjańską; opracowanie technologii wymaganych do planowania operacji podczas misji międzyplanetarnej i zarządzania taką misją; samodzielne prowadzenie misji międzyplanetarnej charakteryzującej się ścisłymi wymogami dotyczącymi zasilania, komunikacji, kontroli temperatury i użytkowania instrumentów naukowych; opracowanie algorytmów i modeli pozwalających na analizę parametrów orbity i planowanie korekt trajektorii podczas lotu międzyplanetarnego; opracowanie infrastruktury i metod pozwalających na komunikację z sondą międzyplanetarną; oraz opracowanie sposobów działania autonomicznego przeznaczonych do użycia podczas problemów technicznych. Ponadto misja pozwala na wykonanie niewielkiego programu naukowego. Do jego podstawowych celów zaliczają się: wykonanie badań teledetekcyjnych składu mineralogicznego i chemicznego powierzchni Marsa oraz jej właściwości termicznych pod kątek aktywności związanej z wodą w przeszłości i obecnie; oraz wykonanie badań atmosfery i egzosfery Marsa pod kątem obecności substancji występujących w niewielkich stężeniach, w tym metanu oraz ucieczki gazów atmosferycznych (H2O i CO2).

W początkowym okresie misja nosiła również nazwę Mangalayaan (z indyjskiego "Statek Marsjański"). Nie była to jednak nazwa oficjalna, ale używana przez media, jako analogia do nazwy Chandrayaan ("Statek Księżycowy").

Całkowite koszty misji wynoszą 76 mln dolarów. Koszty zbudowania sondy wyniosły 26 mln dolarów. Pozostałe wydatki objęły modyfikacje stacji odbioru danych i sieci naziemnych.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Sonda MOM na kształt prostopadłościenny. Masa orbitera wraz z paliwem wynosi 1 337 kg a masa bez paliwa - 475 kg. Masa paliwa wynosi 852 kg, a masa instrumentów naukowych - 14.49 kg. Konstrukcja jest oparta na satelitach teledetekcyjnych typu IRS (Indian Remote Sensor) oraz sondzie księżycowej Chandrayaan-1 wystrzelonej 22 października 2008 r.

[Scorus]

Konstrukcja mechaniczna sondy wywodzi się z busa satelitarnego I-1 K. Jest wykonana ze stopu aluminium oraz tworzywa kompozytowego - plastiku wzmocnionego włóknem węglowym (Composite Fiber Reinforced Plastic - CFRP). Jej podstawowym elementem jest kompozytowy cylinder centralny. Umieszczono w nim dwa zbiorniki paliwa, zbiornik gazu podnoszącego ciśnienie w systemie paliwowym, silnik główny oraz przewody paliwowe. Na zewnątrz cylindra umieszczono zbiornik utleniacza. Z dolną częścią cylindra łączy się pierścieniowy łącznik z górnym stopniem rakiety oraz panel dolny (umieszczony w osi -X, czyli przechylenia). W otworze w centrum tego panelu znajduje się dysza silnika głównego a w narożnikach - cztery gondole silników kontroli orientacji przestrzennej. Z górną częścią cylindra łączy się panel górny (w osi +X). Z otworu w centrum tego panelu wystaje górna połowa jednego ze zbiorników paliwa. Na zewnątrz tego panelu znajdują się koła reakcyjne oraz struktura podpierająca antenę średniego zysku, w formie prostokątnej ramy wykonanej z CFRP. Wszystkie narożniki konstrukcji mechanicznej są złożone z dwóch aluminiowych podłużnic łączących się z panelem górnym i dolnym. Pomiędzy narożnikami, na ścianach znajdujących się w osiach +/-Y (pochylenia) znajdują się dwie dalsze podłużnice, a na ścianach +/-Z (odchylenia) - po jednej takiej podłużnicy. Z podłużnicami usytuowanymi pomiędzy narożnikami łączą się niewielkie panele radialne przymocowane do cylindra centralnego. Są one wykonane z CFRP. Do podłużnic przymocowane są panele boczne. Panel w osi +Y jest prostokątny. Umieszczono na nim skrzydło paneli słonecznych. Panel w osi -Y jest dłuższy i ma kształt sześciokątna, ponieważ umieszczono na nim dużą czaszę anteny wysokiego zysku, złożoną na nim w czasie startu. W centrum tego panelu znajduje się prostokątne wycięcie z którego częściowo wystaje zbiornik utleniacza. Panele w osiach +/- Z są prostokątne. Na każdym z nich umieszczono po jednej antenie niskiego zysku. Na wewnętrznej stronie paneli zewnętrznych umieszczono jednostki elektroniki sondy. Panele te, podobnie jak panele wewnętrzne są też miejscem przebiegu kabli łączących poszczególne systemy. Wszystkie panele boczne oraz panel górny i dolny są wykonane z aluminium. Mają strukturę plastra miodu pokrytego arkuszami aluminiowymi.

[Scorus]

System zasilania orbitera został opracowany specjalnie na potrzeby misji marsjańskiej. Energii elektrycznej dostarcza pojedyncze skrzydło fotowoltaiczne umieszczone na panelu +Y. Jest złożone z trzech prostokątnych paneli słonecznych o wymiarach 1.4 x 1.8 m. Całkowita powierzchnia tego systemu wynosi 7.56 metra kwadratowego. W czasie startu skrzydło było złożone na panelu +Y. Rozłożono je po odłączeniu od rakiety nośnej. Panele słoneczne zostały zoptymalizowane do pracy na orbicie okołomarsjańskiej, gdzie intensywność promieniowania słonecznego wynosi 50 - 35% intensywności występującej na orbicie okołoziemskiej. Temperatura paneli w trakcie przejść przez cień Marsa wynosi około -185ºC, tak więc panele testowano w temperaturze do -200ºC. Skrzydło fotowoltaiczne może obrać się za Słońcem dzięki dedykowanemu mechanizmowi (Solar Panel Drive Mechanism - SPDM). Za dystrybucję energii elektrycznej odpowiada osobna jednostka elektroniki. Wyprodukowana energia jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterię litowo - jonową o pojemności 36 A/h. Ta ostatnia jest używana w czasie gdy orbiter znajduje się w cieniu Marsa i nie otrzymuje światła słonecznego. Normalny prób mocy na orbicie okołomarsjańskiej wynosi 840 W.

[Scorus]

 System napędowy sondy jest oparty na analogicznym systemie orbitera księżycowego Chandrayaan-1. Wykorzystuje paliwo dwuskładnikowe. Paliwem jest niesymetryczna dwumetylohydrazyna (Unsymmetrical Dimethylhydrazine - UDMH). Dwa kuliste zbiorniki paliwa zasinatlowane w cylindrze centralnym mają objętość 390 litrów każdy. Zostały wykonane z tytanu. Utleniaczem jest MON-3 czyli mieszanina czterotlenku azotu (N2O4) oraz 3% tlenku azotu (NO2). Utleniacz znajduje się w osobnym zbiorniku na zewnątrz cylindra centralnego. Do podnoszenia ciśnienia w systemie paliwowym używany jest hel znajdujący się w zbiorniku o pojemności 67 litrów, pod ciśnieniem 23.5 Mpa.  Jest on zlokalizowany w cylindrze centralnym. Ciśnienie w zbiornikach paliwa jest utrzymywane na poziomie 2 Mpa. Linie paliwowe są wyposażone w osobne grzejniki zapobiegające zamarzaniu paliwa.

Silnik główny (Liquid Apogee Motor - LAM) służy do wykonywania dużych korekt trajektorii oraz przeprowadzenia manewru wejścia na orbitę okołomarsjańską. Został zapożyczony z indyjskich satelitów geostacjonarnych oraz sondy Chandrayaan-1. Jego iniektor jest wykonany z tytanu, ma kształt helisy. Został przymocowany do komory spalania na drodze spawania elektronowego. Komora spalania jest wykonana ze stopu niobu. Jest chłodzona  radiacyjnie.  Silnik ten charakteryzuje się ciągiem 440 N. Używa zarówno paliwa jak i utleniacza. Stosunek utleniacz / paliwo wynosi nominalnie 1.65 a impuls właściwy - 3.041 N*s/kg. Silnik ten może pracować przy ciśnieniu wtryskowym w zakresie 0.9 - 2.0 Mpa, zakresie temperatur paliwa 0 - 65°C, w zakresie stosunku utleniacz / paliwo 1.2 - 2.0, oraz zakresie napięcia w sieci elektrycznej 28 - 42 V. Prawidłowa praca silnika jest gwarantowana na okres 23 542 sekund, obejmujący również długie odpalenia, trwające do 3 000 sekund. Ponieważ silnik musi zadziałać bezbłędnie w trakcie manewru wejścia na orbitę okołomarsjańską, po około 300 dniach lotu międzyplanetarnego, wprowadzono do niego apasowe linie paliwowe i zawory.

Ponadto sonda posiada 8 silników kontroli orientacji przestrzennej (Altittude Control Thryster - ACT) służących do usuwania nadmiaru pędu z kół reakcyjnych oraz mniejszych korekt trajektorii. Używają one również paliwa dwuskłasnikowego. Podobnie jak silnik LAM są wyposażone w tytanowy iniektor spiralny oraz komorę spalania wykonaną ze stopu niobu. Ciśnienie w komorze spalania wynosi 0.68 Mpa. Silniki te charakteryzują się ciągiem 22 N i nominalnym impulsem właściwym 2,780 N*s/kg. Mogą pracować zarówno w trybie ciągłym (odpalenia trwające do 1000 sekund) jak i trybie impulsowym (nominalnym). Minimalny czas impulsu wynosi 8 milisekund, co daje impuls właściwy na poziomie 65 mN*s/kg. Silniki te mogą pracować w zakresie ciśnienia wtryskowego 0.9 - 1.9 Mpa, zakresie stosunku utleniacz / paliwo 0.2 - 2.0, zakresie temperatur paliwa -5 - 65°C oraz zakresie napięcia w systemie elektrycznym sondy 28 - 42 V. Trwałość silników jest gwarantowana na 300 000 cykli włączania i wyłączania i łączny czas pracy 70 000 sekund. Silniki te są zgrupowane w cztery zestawy po dwie sztuki każdy. Znajdują się na czterech niewielkich gondolach w narożach panelu dolnego konstrukcji mechanicznej sondy. Każdy zestaw ma masę 0.8 kg.

[Scorus]

 Sensorami nawigacyjnymi systemu kontroli orientacji przestrzennej są dwa sensory gwiazd (Star Sensor); analogowy sensor Słońca (Coarse Analogue Sun Sensor - CASS); sensor Słońca paneli słonecznych (Solar Panel Sun Sensor - SPSS); oraz pakiet pomiarów inercyjnych i przyspieszeniomierzy (Inertial Reference Unit and Accelerometer Package - IRAP). Sensory gwiazd są używane do określania orientacji przestrzennej w trybie normalnym. Sensor CASS służy do zorientowania sondy na Słońce po nagłym wznowieniu pracy, np. po starcie lub po wejściu w tryb bezpieczny w trakcie poważniejszych problemów. Składa się z 8 głowic. Sensor SPSS pozwala na kontrolę tempa obracania skrzydła paneli słonecznych. Pakiet IRAP służy do pomiarów tempa obrotu sondy i przyspieszenia kątowego w trakcie korekt trajektorii. Tym samym pozwala na oszacowanie zmiany szybkości i precyzyjne zakończenie manewru w odpowiednim czasie. Zawiera żyroskopy oraz przyspieszeniomierze.

Sonda jest stabilizowana trójosiowo. Głównymi urządzeniami wykonawczymi systemu kontroli orientacji przestrzennej są koła reakcyjne. MOM posiada 4 takie koła. Trzy z nich obsługują nominalnie trzy osie sondy, a czwarty jest zapasowy. Okresowo nadmiar pędu z kół reakcyjnych jest usuwany podczas uruchomień silników kontroli orientacji wchodzących w skład systemu napędowego. Silniki te służą również do kontroli orientacji sondy podczas dużych manewrów korekt trajektorii oraz wejścia na orbitę okołomarsjańską.

System kontroli orientacji przestrzennej jest obsługiwany przez osobną jednostkę elektroniki kontrolnej (Attitude and Orbit Control Electronics - AOCE). Jej zasadniczą częścią jest procesor MAR31750. Wszystkie funkcje zostały podwojone w celu zagwarantowania niezawodności.

[Scorus]

System komunikacyjny sondy został opracowany specjalnie na potrzemy misji do Marsa. Pracuje w paśmie S. Obejmuje system nadawczo - odbiorczy, antenę wysokiego zysku (High Gain Antenna - HGA), antenę średniego zysku (Medium Gain Antenna - MGA), oraz dwie anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA). System nadawczo - odbiorczy obejmuje dwa wzmacniacze rurowe fali bieżącej (Traveling Wave Tube Amplifier - TWTA) o mocy 230 W, dwa transpondery spójne, odbiornik o progu czułości -135 dBm oraz transkiter delta-DOR pasma S zwiększający dokładność określania parametrów orbity. Dane mogą być transmitowane z czterema szybkościami - 5, 10, 20 lub 40 kbps. Antena paraboliczna HGA znajduje się na panelu bocznym -Y. W czasie startu była złożona na tym panelu. Została zbudowana w układzie pojedynczego reflektora. Jest to antena paraboliczna o średnicy 2.2 metra. Rozmiar taki wynika z kompromisu pomiędzy koniecznością zapewnienia odpowiedniej wydajności a możliwościami umieszczenia anteny w owiewce rakiety nośnej. HGA służy do nominalnej transmisji danych inżynieryjnych i naukowych oraz odbioru komend w trakcie pracy na orbicie okołomarsjańskiej. Antena MGA znajduje się na strukturze podpierającej na panelu górnym. Służy do łączności w początkowym etapie misji oraz do transmisji danych inżynieryjnych. Anteny LGA znajdują się na panelach bocznych +Z i - Z. Służą do łączności w trakcie poważnych problemów. Dane przed transmisją są zapisywane na rejestratorze jednoczęściowym (Solid State Recorder - SSR) o pojemności 16 Gb. System komunikacyjny pozwala również na wykonywanie nawigacyjnych pomiarów dopplerowskich pozwalających na osiągnięcie dokładności oszacowania szybkości sondy na poziomie 1 mm/s. Dokładność określania pozycji sondy wynosi 3 m, a dokładność pomiarów delta-DOR - 30 nanoradianów.

[Scorus]

System komputerowy sondy pozwala na kontrolę pracy jej poszczególnych systemów oraz wykonywanie komend odbieranych z Ziemi. Pozwala na pracę w trybie częściowo autonomicznym. Jest wyposażony w logię automatycznego rozpoznawania i izolowania błędów oraz rekonfiguracji sondy. W przypadku wystąpienia problemów rekonfiguracja jest wykonywana bez zakłócania pozycjonowania sondy na Ziemię. Zapewnia to dużą wiarygodność  podczas wykonywania manewru wejścia na orbitę okołomarsjańską. W przypadku wystąpienia poważniejszych problemów sonda może wejść w tryb bezpieczny w trakcie którego jest pozycjonowana na Słońce i oczekuje na komendy z Ziemi.

[Scorus]

System kontroli temperatury został zoptymalizowany specjalnie na potrzeby orbitera marsjańskiego. Jest w większości bierny. Obejmuje radiatory oraz wielowarstwową izolację termiczną. Niektóre elementy są ponadto wyposażone w grzejniki elektryczne.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
 W skład instrumentów naukowych sondy MOM wchodzą:
- kamera barwna (Mars Colour Camera - MCC);
- spektrometr obrazujący podczerwieni termicznej (Thermal Infrared Imaging Spectrometer - TIS);
- sensor metanu (Methane Sensor for Mars - MSM);
- fotometr pasma Lyman-alfa (Lyman Alpha Photometer - LAP);
- analizator gazów neutralnych w egzosferze Marsa (Martian Exospheric Neutral Composition Analyzer - MENCA).

Instrumenty MCC, TIS i MSM znajdują się na panelu bocznym -Y konstrukcji mechanicznej sondy. Instrument MENCA został umieszczony na panelu bocznym +Z, a LAP - na panelu górnym (+X).

[Scorus]

MCC
Kamera barwna jest systemem obrazującym przeznaczonym do fotografowania powierzchni Marsa oraz Phobosa i Deimowa. Głównym zadaniem kamery jest dostarczenie kontekstu dla pomiarów dokonywanych przez instrumenty MSM i TIS. Do pozostałych podstawowych celów naukowych zaliczają się: wykonanie obrazowania różnorodnych utworów geologicznych na powierzchni Marsa (kraterów, gór, dolin, uskoków i in) z rozdzielczością średnią lub niską; wykonanie mapowania geologicznego źródeł metanu wykrywanych przez instrument MSM; wykonanie mapowania czap polarnych pod kątem zmienności sezonowej; monitorowanie dynamiki diabłów pyłowych i burz pyłowych przez okres co najmniej 6 miesięcy; oraz wykonanie obserwacji Phonosa i Deimosa.

 Kamera MCC znajduje się na panelu bocznym -Y konstrukcji mechanicznej sondy, nad instrumentem MSM. Urządzenie ma masę 1.4 kg. Instrument pracuje w szerokim zakresie spektralnym, 400 - 700 nm. Rozdzielczość przestrzenna obrazów uzyskiwanych w perycentrum orbity roboczej wynosi 19.5 m. Pojedynczy obraz obejmuje fragment terenu o wielkości 540 x 540 m. W apocentrum orbity kamera obrazuje całą tarczę Mara, uzyskując obraz o szerokości 63 000. Instrument składa się z dwóch jednostek: sekcji detekcyjnej oraz jednostki elektroniki połączonych kablami zasilania i wymiany danych.

Sekcja detekcyjna obejmuje moduł optyki oraz detektor CMOS umieszczony na płycie elektroniki bliskiej, wraz z elektroniką odzyskiwania informacji. Oba moduły są umieszczone na ażurowej konstrukcji nośnej znajdującej się w prostopadłościennej obudowie. Jest ona przymocowana do panelu strukturalnego sondy w czterech punktach. Moduł optyki obejmuje zestaw soczewek umieszczonych w cylindrycznym tubusie. Z przodu znajduje się przegroda odrzucająca zabłąkane światło. Soczewki skupiają światło na detektorze CMOS o wymiarach 2048 x 2048 pikseli. Szerokość piksela wynosi 5.5 μm. Detektor posiada układ filtrów Bayera pozwalający na wytwarzanie obrazów barwnych. Każdy piksel w tym detektorze jest pokryty indywidualnym filtrem czerwonym, zielonym lub niebieskim. Jest to podejście stosowane w komercyjnych aparatach cyfrowych. Pozwala na uzyskanie bardzo naturalnych kolorów. Czas ekspozycji może być zmieniany elektronicznie na detektorze, dzięki czemu instrument nie posiada ruchomych części. Możliwe jest wybranie jednego z 16 czasów ekspozycji w zakresie od 34 μs do 490 ms, w zależności od charakteru fotografowanego celu. Obrazy mogą być uzyskiwane co 1, 8 lub 15 sekund. Stosunek sygnału do szumu przy prawie całkowitym nasyceniu wynosi około 97. Elektronika odzyskiwania informacji oraz procesor sygnału wideo zostały opracowane specjalnie na potrzeby misji i zoptymalizowane dla wybranego detektora.

Jednostka elektroniki instrumentu przetwarza dane dostarczane przez elektronikę detektora, przesyła je do systemu informatycznego sondy, wykonuje komendy oraz kontroluję stan urządzenia. Mieści się w osobnej obudowie znajdującej się blisko sekcji detekcyjnej. Pojedynczy obraz pełnoklatkowy bez kompresji ma wielkość 40 mb.

Na każdej orbicie okołomarsjańskiej planowane jest wykonywanie 7 zdjęć z okolic apocentrum oraz wielu zdjęć w okresie przejścia przez perycentrum. Kamera będzie pracowała zawsze, gdy instrumenty MSM i TIS będą prowadziły pomiary.

Instrument MCC został opracowany przez centrum SAC (Space Applications Centre) w miejscowości Ahmedabad.

[Scorus]

TIS
Spektrometr obrazujący podczerwieni termicznej jest instrumentem pozwalającym na badania geologii powierzchni Marsa oraz na monitorowanie zmian atmosferze. Do jego podstawowych celów naukowych zaliczają się: monitorowanie temperatury powierzchni Marsa; wykonanie mapowania składu mineralnego powierzchni Marsa; wykonanie badań zmienności czasowej w stężeniu dwutlenku węgla i aerozoli w atmosferze; oraz wykonanie poszukiwań plam gorąca mogących świadczyć o ograniczonej aktywności geologicznej. Instrument pozwala na rejestrowanie emisji termicznej z powierzchni i atmosfery. Dane te pozwalają na wyznaczenie temperatury i emisyjności powierzchni. Ponieważ szereg minerałów i skał posiada charakterystyczne spektra w zakresie podczerwieni cieplnej pomiary te pozwalają na ich zidentyfikowanie.

 Instrument TIS znajduje się na panelu bocznym -Y konstrukcji mechanicznej sondy, pod instrumentami MCC i MSM. Pracuje w zakresie spektralnym 7-13 um podzielonym na 12 kanałów. Rozdzielczość spektralna wynosi około 500 nm. W apocentrum orbity instrument pozwala na obserwacje obszaru o wielkości 80 000 km z rozdzielczością 55 km. W perycentrum instrument obserwuje rozmiar o szerokości 372 km z rozdzielczością 258 m. Urządzenie składa się z sekcji detekcyjnej oraz jednostki elektroniki połączonych kablami zasilania i wymiany danych. Ma masę 4 kg.

W skład sekcji detekcyjnej wchodzi zespół optyki przedniej, siatka dyfrakcyjna, zespół optyki tylnej oraz zespół detektora. Komponenty te są umieszczone na ażurowej konstrukcji nośnej i zamknięte we wspólnej obudowie. Jest ona przymocowana do panelu zewnętrznego sondy w 6 punktach. Światło wchodzi do instrumentu poprzez otwór wejściowy wyposażony w przeszkodę odrzucającą światło rozproszone. Następnie w zespole optyki przedniej jest odbijane przez zwierciadło teleskopowe. Potem przechodzi przez szczelinę wejściową spektrometru i jest odbijane przez zwierciadło kolimujące na siatkę dyfrakcyjną. Światło rozproszone na siatce wchodzi następnie do zespołu optyki tylnej. Jest przez nie rzutowane na płaszczyznę detektora umieszczonego w oddzielnym zespole. Detektorem jest macierz mikrobolometrów o wymiarach 120 x  160 elementów. Długa oś detektora definiuje wymiar przestrzenny, a krótka - wymiar spektralny. Sumowanie pikseli wzdłuż kierunku ruchu orbitalnego pozwala na wybór interwału próbkowania spektralnego oraz liczby kanałów spektralnych.

Każdy piksel składa się z warstwy absorbującej promieniowanie podczerwone oraz warstwy odbijającej. Ta ostatnia odbija promieniowanie które przeszło przez warstwę odbijająca z powrotem na nią, gwarantując, że większość promieniowania zostanie pochłonięta. Na skutek absorpcji warstwa pochłaniająca nagrzewa się, co zmienia jej oporność elektryczną. Jest ona mierzona przez elektrody dostarczające sygnału wyjściowego. Temperatura detektora jest kontrolowana z dokładnością 20 mK za pomocą chłodziarki Peltiera

Jednostka elektroniki instrumentu przetwarza dane dostarczane przez elektronikę detektora, przesyła je do systemu informatycznego sondy, wykonuje komendy oraz kontroluję stan urządzenia. Mieści się w osobnej obudowie zlokalizowanej blisko sekcji detekcyjnej. Tempo produkcji danych wynosi 6.5625 mbps.

Instrument może wykonywać obserwacje zarówno osiedlonej powierzchni, jak i powierzchni nie oświetlonej, po nocnej stronie planety. Obserwacji wykonywane z perycentrum orbity pozwalają na mapowanie składu mineralnego powierzchni. Obserwacje wykonywane z okolic apocentrum pozwalają natomiast na globalne mapowanie rozkładu temperatur. Podczas analizy danych wykonywana jest kalibracja. Następnie z danych radiometrycznych wyprowadzana jest temperatura obliczana z jasności w podczerwieni. Realna temperatura powierzchni oraz jej spektrogramy emisyjne są uzyskiwane dzięki modelowaniu emisji w zakresie podczerwieni termalnej przy różnych warunkach atmosferycznych. Oszacowane spektrogramy emisyjne są następnie porównywane ze spektrogramami odniesienia uzyskanymi dla różnych minerałów występujących na Marsie. Spektrogram dla mieszaniny minerałów jest szacowany jako liniowa kombinmacja spektrogramów poszczególnych minerałów. Ostatecznie pozwala to na oszacowanie składu mineralnego obserwowanej powierzchni.

Instrument TIS został opracowany przez centrum SAC (Space Applications Centre) w miejscowości Ahmedabad.

[Scorus]

MSM
Sensor metanu jest instrumentem przeznaczonym do wykonania precyzyjnych pomiarów stężenia metanu w atmosferze Marsa (całkowitej zawartości metanu w pionowej kolumnie), z dokładnością rzędu ppb. Tym samym instrument ten pozwala na badania przestrzennej i czasowej zmienności w stężeniu metanu. Skorelowanie tych informacji z innymi parametrami geofizycznymi pozwala na zidentyfikowanie jego źródeł i umieszczenie ich w kontekście geologicznym.

Pierwsze pomiary metanu w atmosferze Marsa zostały wykonane za pomocą teleskopów naziemnych oraz instrumentu PFS (Planetary Fourier Spectrometer) sondy Mars Express wystrzelonej 2 czerwca 2003 r. Wyniki te ukazały się w 2004 r. Oszacowano, że stężenie tego gazu wynosi do 10 ppm. Dalsze badania wykazały, że rozmieszczenie metanu nie jest równomierne. Jest wysokie na półkuli północnej, gdzie może istnieć strumień dostarczający do atmosfery do 19 000 ton metanu w czasie lata. Stężenie metanu osiąga maksimum na 60 ppb a następnie szybko spada. Takie wzbogacenie w metan konkretnego regionu trwa około roku. Pochodzenie metanu na Marsie nie jest znane, podobnie jak procesy odpowiedzialne za jego utratę. Może on powstawać w procesach geologicznych, takich jak niewielka aktywność wulkaniczna lub też w reakcjach geochemicznych z udziałem tlenków żelaza, wody i dwutlenku węgla. Obecnie nie można też wykluczyć pochodzenia biologicznego. Poza tymi dwoma głównymi teoriami opracowano też szereg innych. Źródłem metanu mogą być np. mikrometeoryty oraz pył  międzyplanetarny. Udowodniono to na bazie eksperymentów laboratoryjnych, w których meteoryty poddawano działaniu warunków podobnych do występujących na Marsie. Pod wpływem silnego naświetlania ultrafioletem obserwowano wydzielanie się metanu. Innym źródłem mogą być reakcje elektrochemiczne. Wyładowania mogące występować podczas unoszenia naładowanego elektrostatycznie pyłu przez diabły i burze pyłowe nad powierzchniami bogatymi w lód pomogą powodować jonizację tlenku węgla i wody. Produktem ubocznym tej reakcji byłby metan. W warunkach marsjańskich metan powinien szybko rozpadać się pod wpływem słonecznego promieniowania UV oraz reakcji chemicznych ze składnikami gruntu i atmosfery. Tak więc na Marsie powinno istnieć źródło stale dostarczające tego gazu. Problem obecności metanu na Marsie nie był jednak nigdy szczegółowo badany.

 Instrument MSM znajduje się na panelu bocznym -Y konstrukcji mechanicznej sondy, pomiędzy instrumentami MCC i TIS. Urządzenie jest radiometrem dyferencyjnym opartym na interferometrze Fabry - Perota. Pracuje w podczerwieni (1642.0 - 1658.4 nm). Rozdzielczość spektralna wynosi 0.37 nm. Składa się z sekcji detekcyjnej oraz jednostki elektroniki. Oba elementy są połączone kablami zasilania i wymiany danych. Masa urządzenia wynosi 3 kg.

Komponenty jednostki detekcyjnej są umieszczone na wspólnej ławie optycznej i zamknięte w dedykowanej obudowie. Otwór wejściowy ma średnicę 5 cm. Jest otoczony przegrodą pozwalającą na odrzucenie zabłąkanego światła. Soczewka przednia skupia światło na blokadzie apertury pozwalającej na zmniejszenie pola widzenia sensora i dalszą redukcję światła rozproszonego. Następnie wiązka przechodząca przez blokadę jest kolimowana przez kolejną soczewkę, przechodzi przez filtr ograniczający zakres spektralny i pada na rozdzielacz wiązek. Rozdziela on wiązkę na dwie - jedna z nich trafia do kanału pomiaru zawartości metanu (CH4 Channel), a druga - do kanału odniesienia (Reference Channel). W kanale pomiaru metanu wiązka przechodzi przez etalon Fabry - Perota (Fabry-Perot Etalon - FPE). Składa się z on dwóch płaskich, przezroczystych płyt pokrytych materiałem odbijającym po stronie wewnętrznej. Światło ulega wielokrotnemu odbiciu od powierzchni odbijających i interferuje ze sobą. Światło może przejść przez etalon gdy ma długość fali zgodną z jego rezonansem. Dzięki temu wytwarzane jest spektrum wąskopasmowe. Pasma transmisyjne FPE dokładnie odpowiadają linią absorpcyjnym CH4. Tak więc intensywność promieniowania rejestrowanego przez kanał pomiarowy zmienia się wraz ze stężeniem metanu w atmosferze. Po przejściu przez FPE światło jest skupiane przez odpowiednią soczewkę na płaszczyźnie detektora. Detektorem jest zestaw 8 fotodiod InGaAs. Każdy piksel ma szerokość 85 μm. Czas integracji może być zmieniany pomiędzy 0.25, 0.5, 1 lub 2 s. Stosunek sygnału do szumu jest większy od 7000. Dane są następnie ucyfrawiane do 20 bitów na próbkę i przesyłane do elektroniki instrumentu.

W kanale odniesienia światło przechodzi przez identyczny filtr FPE. Jest on jednak nachylony o 1 stopień w stosunku do osi optycznej w celu nieznacznego przesunięcia pików transmisji. Tym samym znajdują się one pomiędzy liniami absorpcyjnymi metanu, gdzie absorpcja podczerwieni w atmosferze wynosi 0. Następnie światło jest skupiane przez dedykowaną soczewkę na osobnym detektorze w postaci zestawu fotodiod InGaAs. Różnica w sygnale rejestrowanym przez kanał pomiarowy i kanał odniesienia pozwala na precyzyjne wyznaczenie stężenia metanu. Ponieważ oba kanały pracują jednocześnie i dzielą wspólne pole widzenia intensywność promieniowania odgnitego od powierzchni rozproszonego w atmosferze jest identyczna w obu przypadkach. Podczas analizy danych wykonywana jest korekta uwzględniająca odbijalność powierzchni i obecność aerozoli w atmosferze.

Obraz wytwarzany przez interferometr w płaszczyźnie ogniskowej ma postać kolistego wzoru interferencyjnego. Fragment tego wzoru (łuk) jest wykorzystywany jako 1-wymiaropwy obraz. Definiuje on doraźne pole widzenia (Instantaneous Field-of-View - IFOV) a także zakres spektralny pracy systemu. IFOV ma szerokość 17.5 mrad. Podczas ruchu sondy po orbicie IFOV przesuwa się co pozwala na budowanie dwuwymiarowego obrazu.

Jednostka elektroniki instrumentu przetwarza dane dostarczane przez elektronikę detektora, przesyła je do systemu informatycznego sondy, wykonuje komendy oraz kontroluję stan urządzenia. Mieści się w osobnej obudowie umieszczonej blisko sekcji detekcyjnej. Tempo produkcji danych wynosi 2.1875 mbps.

W czasie każdego obiegu na orbicie okołomarsjańskiej instrument wykonuje 3 - 6 skanów w okolicach apocentrum, pozwalających na uzyskanie obrazów całej tarczy Marsa. Przez większość misji podstawowej możliwe będzie obserwowanie oświetlonej półkuli Marsa z apocentrum. Wykonywanie takich obserwacji co około 6 godzin pozwala na zobrazowanie ponad 90% planety.

oraz wielokrotne skany o większej rozdzielczości w okolicach perycentrum. Instrument może wykonywać pomiary tylko na dziennej stronie Marsa.

Instrument MSM został opracowany przez centrum SAC (Space Applications Centre) w miejscowości Ahmedabad.

[Scorus]

LAP
Fotometr pasma Lyman-alfa jest instrumentem przeznaczonym do wykonania precyzyjnych pomiarów względnej zawartości izotopów wodoru (protu i deuteru) w atmosferze Marsa. Do jego celów naukowych zalicza się: precyzyjne wyznaczenie stosunku D/H w atmosferze Marsa będącego wskaźnikiem ucieczki gazów atmosferycznych; określenia tempa ucieczki wodoru cząsteczkowego z korony atmosfery Marsa; oraz opracowanie profili stężenia protu i deuteru w koronie.

Na skutek utraty gazów atmosferycznych następuje frakcjonowanie izotopów będące miarą całkowitej utraty gazów w długim okresie czasu czasie. Modele utraty atmosfery wskazują, że izotopy lżejsze (w tym wypadku prot) powinny być szybciej usuwany w przestrzeń kosmiczną, co przez długi okres czasu powinno zmienić stosunek izotopowy. Obecnie pomiary stosunków izotopowych D/H oraz Ar38/Ar36 wykonane przez instrument SAM (Sample Analysis at Mars Instrument Suite) na łaziku Mars Science Laboratowy (MSL) wystrzelonym 26 listopada 2011 r potwierdziły, że Mars w przeszłości utracił większą część atmosfery. Wraz z pomiarami tempa ucieczki wodoru oraz rozmieszczenia protu i deuteru w koronie atmosfery pomiary globalne tego typu posłużą do identyfikacji głównych procesów odpowiedzialnych za utratę atmosfery na Marsie. Wyniki z LAP uzupełnią tym samym pomiary wykonywane przez instrument SAM łazika MSL oraz NGIMS (Neutral Gas and Ion Mass Spectrometer) sondy MAVEN (Mars Atmosphere and Volatile Evolution) wystrzelonej 18 listopada 2013 r.

 Instrument LAP znajduje się na panelu górnym (+X) konstrukcji mechanicznej sondy. Instrument jest fotometrem z komórkami absorpcyjnymi, rejestrującym emisję w linii Lyman-alfa pochodzącą z górnej atmosfery Marsa (typowo z egzosfery i egzobazy). Urządzenie ma masę 1.5 kg. W jego skład wchodzi układ optyczny, dwie komórki absorpcyjne, detektor, oraz jednostka elektroniki. Komponenty optyczne i detektor są zainstalowane na górnej powierzchni obudowy jednostki elektroniki, dzięki czemu urządzenie stanowi pojedynczą jednostkę. Są nakryte osłoną zewnętrzną. Jednostka elektroniki jest przymocowana do panelu strukturalnego sondy w 6 punktach.

Światło wchodzi do instrumentu poprzez układ optyczny w postaci zespołu soczewek. Jest on umieszczony w cylindrycznym tubusie i wyposażony w przegrodę odrzucającą rozproszone światło. Następnie światło przechodzi przez dwie komórki absorpcyjne. Mają one postać cylindrów. Jedna z nich jest wypełniona czystym protem, a druga - czystym deuterem. Po przejściu przez komórki światło pada detektor UV w postaci płyty mikrokanałowej (Microchannel Plate - MCP) gdzie jest rejestrowane. Jednostka elektroniki instrumentu przetwarza dane dostarczane przez elektronikę detektora, przesyła je do systemu informatycznego sondy, wykonuje komendy oraz kontroluję stan urządzenia.

Nominalnie instrument LAP wykonuje pomiary wokół perycentrum orbity, 3 000 km przed przejściem sondy przez perycentrum i 3 000 km po nim. Obserwacje trwają przez 60 minut w trakcie każdej orbity.

Instrument LAP został opracowany przez Laboratorium Systemów Elektrooptycznych (Laboratory of Electrooptical Systems - LEOS) w miejscowości Bangalore.

[Scorus]

MENCA
Analizator gazów neutralnych w egzosferze Marsa jest instrumentem przeznaczonym do identyfikacji cząsteczek neutralnych w górnej części atmosfery Marsa, na wysokościach do 372 km, w tym występujących w niskich stężeniach. Tym samym instrument pozwala na badania zmian w składzie egzosfery Marsa w zależności od wysokości, pory dnia i pory roku. Instrument uzupełni więc badania dotyczące składu górnej atmosfery oraz procesów ucieczki gazów atmosferycznych wykonywane za pomocą instrumentu NGIMS (Neutral Gas and Ion Mass Spectrometer) sondy MAVEN (Mars Atmosphere and Volatile Evolution) wystrzelonej 18 listopada 2013 r. Ponadto urządzenie to będzie wykonywało pomiary w czasie przelotów koło Phobosa. Dzięki temu pozwoli na nałożenie ograniczeń na gęstość gazów neutralnych w jego otoczeniu.

 Instrument MENCA znajduje się na panelu bocznym +Z sondy MAVEN, blisko jego górnej krawędzi, z polem widzenia skierowanym wzdłuż osi +X. Jest to kwadrupolowy spektrometr masowy. Pozwala na identyfikację atomów i cząsteczek o masach atomowych w zakresie 1 - 300 u, z rozdzielczością 1 u. Konstrukcja urządzenia opiera się na instrumencie CHANCE (Chandrayaan Altitudinal Composition Explorer) impaktora (Moon Impact Probe - MIP) sondy Chandrayaan 1 wystrzelonej 22 października 2008 r. W skład instrumentu wchodzi sekcja detekcyjna zainstalowana na górnej powierzchni obudowy jednostki elektroniki. Tak więc urządzenie stanowi pojedynczą jednostkę o masie 4.3 kg. Do panelu struktury mechanicznej sondy jest przymocowane w 8 punktach. 6 stopek montażowych znajduje się na obudowie elektroniki, a dwie pozostałe - na obudowie sekcji elektroniki.

Sekcja detekcyjna jest złożona z serii metalowych komór w których utrzymywana jest ścisła próżnia. Atomy i cząsteczki neutralne wchodzące przez otwór wejściowy dostają się do obszaru jonizacji. Są jonizowane poprzez bombardowanie wiązką elektronów. Pochodzą one z działa elektronowego. Produkuje ono elektrony na drodze emisji termoelektrycznej. Następnie są skupiane w postaci wiązki przez optykę elektrostatyczna. Jest ona złożona z soczewek mających postać metalowych cylindrów przez które przepuszczany jest prąd elektryczny. Następnie jony trafiają do analizatora kwadrupolowego. Składa się on z czterech prętów o przekroju hiperbolicznym. Przeciwległe pręty są połączone elektrycznie. Pomiędzy dwoma parami prętów przyłożone jest napięcie RF. Następnie na napięcie RF nakładane jest napięcie DC. Jony wchodzące do analizatora wędrują w dół jego prętów. Częstotliwość napięcia RF przyłożonego do prętów decyduje czy jon o określonym stosunku masy do ładunku (m/z) przejdzie przez analizator do detektora, czy też uderzy w pobliską powierzchnię. Stosunek m/z jonów trafiających na detektor jest funkcją częstotliwości napięcia przyłożonego do prętów. Tak więc w danym przedziale czasu do detektora przechodzą tylko jony o określonym stosunku m/z. Jony są ostatecznie rejestrowane przez detektor w postaci płyty mikrokanałowej (Microchannel Plate - MCP). Jednostka elektroniki instrumentu przetwarza dane dostarczane przez elektronikę detektora, przesyła je do systemu informatycznego sondy, wykonuje komendy oraz kontroluję stan urządzenia.

Na każdej orbicie planowane jest wykonywanie 5 pomiarów. Pojedynczy pomiar będzie trwał 1 godzinę.

Instrument MENCA został opracowany przez Centrum Kosmiczne im. Vikrama Sarabhaiego (Vikram Sarabhai Space Centre  - VSSC) w miejscowości Trivandrum.