MESSENGER (kompendium)

[Scorus]

System płaszczyzny ogniskowej FPU każdej kamery zawiera detektor CCD, płytę elektroniki analogowej z układami hybrydowymi i konwerterem analogowo - cyfrowym, płytkę elektroniki cyfrowej z układem FPGA (Filed Programmable Gate Array) Actel, oraz płytę filtrów sygnału. Obie kamery posiadają identyczne detektory CCD Atmel (Thomson) TH7888A o wymiarach powierzchni aktywnej 1024 x 1024 piksele. Pojedynczy piksel ma szerokość 14 μm. Detektory są wrażliwe na zmiany temperatur, zwłaszcza przy długościach fal powyżej 700 nm. Wybrany model CCD dobrze spełnia wymogi instrumentu, a ponadto był już zastosowany w instrumencie CRISP (CONTOUR Remote Imager/Spectrograph) sondy CONTOUR. Całkowita wielkość detektora wynosi 1024 x 2048 piksele, z czego jedna połowa jest używana do obrazowania, a druga - do transferu i przechowywania klatki pod koniec okresu ekspozycji. Czas ekspozycji jest kontrolowany elektrycznie. Może być zmieniany pomiędzy 1 ms a 10 s. Powierzchnia używana do przechowywania klatki jest pokryta maską z tantalu. Czas transferu klatki wynosi 3.84 ms, a czas odczytu pełnego obrazu - 1 s. CCD może pracować w dwóch trybach - trybie pełnoklatkowym i trybie sumowania pikseli. W trybie pełnoklatkowym odczytywane są też pełne 4 kolumny pikseli w zasłoniętej części detektora, pozwalające na oszacowanie prądu ciemnego. Kolumny te są oddzielone od części obrazującej 4 kolumnami izolującymi, co zapobiega dyfuzji sygnału z części aktywnej.

Odpowiedź detektorów silne wzrasta wraz z temperaturą. Dlatego też obserwacje w różnych temperaturach powodowałyby powstanie błędów systematycznych w zakresie 850 - 1 000 nm prowadzących do błędnej interpretacji składu mineralnego powierzchni. Dlatego tez detektory są chronione przez silnym promieniowaniem  podczerwonym za pomocą filtrów umieszczonych na pierwszym elemencie optycznym w każdej kamerze. W kamerze WAC zastosowano w tym charakterze filtr wąskopasmowy na przednim elemencie optyki, a w NAC - odpowiednie pokrycie jej filtra średniopasmowego.

Sposób montowania poszczególnych detektorów jest inny. Detektor dla kamery NAC jest pochylony pod kątem 9 stopni w celu jego zorientowania w płaszczyźnie ogniskowej jej układu optycznego. Detektor WAC nie jest natomiast pochylony. Dlatego też mechaniczna konstrukcja FPU obu kamer jest odrębna.

Elektronika FPU musiała być mniejsza niż w instrumencie CRISP na którym była wzorowana. Dlatego też w Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (APL) opracowano układ hybrydowy zawierający większość obwodów zegara obsługującego detektor. Zastosowanie małej płyty drukowanej, tzw Rigid-Flex pozwoliło na ograniczenie rozmiarów układu do małej objętości.

[Scorus]

System łączący z DPU DISE pozwala na przełączanie sygnałów z instrumentu pomiędzy dwoma redundancyjnymi jednostkami DPU. Znajduje się na kompozytowym stojaku MDIS, nieprzewodzącym ciepła. Dlatego też została termicznie połączona ze statkiem kosmicznym za pomocą miedzianego mocowania. Dobry kontakt termalny zapewniła uszczelka z nusilu umieszczona pomiędzy elementem miedzianym a panelem sondy. DISE umożliwia przesył sygnału z 6 elementów elektronicznych instrumentu - dwóch jednostek FPU, silnika koła filtrów, licznika dla silnika koła filtrów, silnika platformy obrotowej, oraz licznika dla silnika platformy. Stanowi ona jedną jednostkę. Pozwoliło to na zminimalizowane ilości połączyć przebiegających przez mechanizm rotacyjny platformy. DISE pozwala na przełączanie pomiędzy używanymi w danym czasie kamerami oraz jednostkami DPU. Po włączeniu danej jednostki DPU działa ona jako jednostka główna wysyłając impuls elektryczny do DISE. Ponadto sygnał ten pozwala na przesył komend do poszczególnych komponentów elektronicznych MDIS. Każda jednostka DPU posiada odrębne linie zasilające dla każdej kamery. DISE używa dostarczanego przez nie zasilania do obsługi wewnętrznych obwodów instrumentu oraz włączania danej kamery. Selekcja kamer jest dokonywana na zasadzie master/slave gdzie pierwszeństwo ma NAC. Gdy zasilanie jest dostarczane do obu kamer, DISE transmituje sygnał z NAC, dzięki czemu główna jednostka DPU odbiera zawsze sygnał z wybranej kamery. Ponadto DISE przekształca napięcie 15 V z DPU na 6 V dosatrczane do komponentów kamery.

Każda jednostka DPU zapewnia kompletną obsługę MDIS, a ponadto pełni też funkcje komunikacyjne  z innymi instrumentami sondy. Obejmuje ona dwa oddzielne zestawy płyt elektroniki umieszczone we wspólnej obudowie. Pierwszy zestaw obejmuje płytę procesora zdarzeń (Event Processing Unit - EPU), zasilacz niskiego napięcia (Low Voltage Power Supply - LVPS), UART (Universal Asynchronous Receiver/Transmitter Hub), oraz płytę interfejsu. Jest przeznaczony do podstawowej konwersji zasilania, obróbki danych i komunikacji. Drugi zestaw płyt jest przeznaczony tylko dla MDIS. Obejmuje on dwa kontrolery silników, zasilacze dla NAC i WAC, oraz pojedynczą płytę interfejsu. EPU i LVPS charakteryzują się konstrukcją używaną we wszystkich instrumentach sondy za wyjątkiem MLA.

Płyta EPU pozwala na obróbkę danych i tworzenie pakietów telemetrycznych przesyłanych do systemy elektronicznego sondy. Jest oparta na wcześniejszych projektach APL - instrumencie HENA (High Energy Neutral Atoms Instrument) satelity IMAGE (Imager for Magnetopauseto-Aurora Global Exploration)  oraz instrumentach CRISP i CFI (CONTOUR Forward Imager) sondy CONTOUR. Zastosowano w nim 16-bitowy procesor Intersil (przedtem Harris) RTX2010. Pracuje on przy 6 MHz. Moc obróbki to 6 milionów instrukcji na sekundę. Ponadto płyta ta zawiera pamięć PROM 64 kb dla kodu rozruchowego oraz pamięć SRAM 256 kb. Układ FPGA Actel RT54SX32S pozwala na połączenie procesora z magistralą sprzęgającą. EPU raz na sekundę odbiera też impuls ze statku kosmicznego synchronizujący czas.

Płyta LVPS konwertuje zasilanie ze statku kosmicznego 20 - 36 V na woltaż wtórny używany przez instrumenty sondy. Jest oparta na LVPS instrumentów CRISP i CFI sondy CONTOUR. Większość instrumentów pracuje przy 4 napięciach - +/-5 V i +/-12 V. EPPS używa +/-15 V zamiast +/-12 V. Zastosowano tutaj konwertery zasilania firmy VPT, Inc. charakteryzujące się małą masą i niskim szumem na wyjściu.

UART pozwala na komunikację z instrumentami innymi niż MDIS. Zastosowano w nim FPGA Actel RT54SX32S, pamięć SRAM o pojemności 1 Mb oraz obwody transmitera i odbiornika RS-422 tworzące 8 kanałów UART.

Płyta interfejsu pozwala na łączność pomiędzy statkiem kosmicznym a DPU za pomocą magistrali MIL-STD-1553. Jest ona dokładną kopią analogicznej płyty dla instrumentów CRISP i CFI sondy CONTOUR. Jej konfiguracja jest oparta na chipie UTMC SUMMIT UT69151DXE. Ponadto zawiera FPGA Actel RT14100A i pamięć SRAM o pojemności 64 kb.

Osobna płyta interfejsu dla MDIS służy do kontroli procesu uzyskiwania obrazów oraz do ich sprzętowej obróbki na pokładzie. Jest ona modyfikacją takiej płyty zastosowanej na sondzie CONTOUR dla CRISP i CFI. Zawiera dwa FPGA Actel RT54SX72S, pamięć SRAM o pojemności 2 Mb, oraz obwody odbiornika i transmitera LVDS łączące z FPU MDIS oraz z jednostką elektroniki IEM sondy. Karta ta jednocześnie obsługuje tylko jedną kamerę, której wybór odbywa się za pośrednictwem DISE.

Płyta zasilacza MDIS dostarcza woltażu +15 V do elektroniki NAC lub WAC. Jest ona zmodyfikowaną wersją płyty LVPS używanej przez pozostałe instrumenty sondy.

Dla każdego silnika MDIS - obsługującego koło filtrów oraz platformę obrotową zastosowano osobne płyty elektroniki kontrolnej. Ich konfiguracja jest prawie identyczna. Są proste, ponieważ większość funkcji silników jest obsługiwanych przez procesor DPU. Każda z nich zawiera filtr EMI, FPGA Actel A1020, orz jednostkę obsługującą zasilanie silnika UDS2998.

[Scorus]

MLA
Wysokościomierz laserowy został zaprojektowany do wykonania szczegółowych pomiarów topograficznych obejmujących północną półkulę Merkurego. Do celów naukowych instrumentu zaliczają się: uzyskanie precyzyjnych map topograficznych dużych szerokości geograficznych na półkuli północnej; wykonanie pomiarów topograficznych dużych utworów w zakresie szerokości geograficznych średnich i niskich; uzyskanie profili topograficznych głównych utworów na półkuli północnej; oraz wykrycie libracji fizycznej planety i jej ilościowe określenie. Ponadto dodatkowym celem jest wykonanie aktywnych pomiarów odbijalności powierzchni w zakresie spektralnym pracy lasera. Instrument pozwoli na opracowanie map topograficznych i modeli ukształtowania terenu niezbędnych podczas badań prowadzących do w scharakteryzowania geologii i historii geologicznej Merkurego. Mapowanie altymetrczne będzie możliwe ponad prawie całą półkulą północną, gdzie orbita sondy MESSENGER będzie znajdować się na wysokości mniejszej od 1000 km ponad powierzchnią. Co prawda impulsy odbite od powierzchni mogą być rejestrowane z odległości do 1800 km od powierzchni, ale odległość  z której mogą być uzyskiwane pomiary użyteczne jest ograniczona przez wartość współczynnika sygnału do szumu do wysokości 1000 - 800 km. Na półkuli południowej głównym źródłem danych topograficznych będą obrazy stereoskopowe z MDIS. Pomiary topografii powierzchni uzupełni też eksperyment radiowy RS.

Instrument MLA został zainstalowany na panelu dolnym statku MESSENGER, na jego stronie która podczas badań Merkurego będzie wycelowana w kierunku nadiru. Znajduje się w centrum łącznika z górnym stopniem rakiety, koło MASCS i sensora MXU systemu XRS. Instrument emituje impulsy laserowe na powierzchnię, które po odbiciu wracają do niego i są rejestrowane. Czas pomiędzy emisją impulsu a odbiorem odbitego światła, w połączeniu z danymi na temat pozycji sondy na orbicie i jej orientacji przestrzennej pozwalają na precyzyjny pomiar odległości sondy od powierzchni, a tym samym na określenie wysokości utworów powierzchniowych względem środka ciężkości planety. Śledzenie przemieszczeń utworów powierzchniowych pozwala natomiast na pomiary parametrów libracji fizycznej. Oszacowanie kształtu impulsu odbitego światła w połączeniu z precyzyjnym monitorowaniem energii emitowanych impulsów pozwalają też na pomiary odbijalności powierzchni przy 1 064 nm. Pomiary są możliwe w okolicy perycentrum orbity, w okresie 15 - 45 minut w czasie każdego obiegu, w zależności od okresu roku merkuriańskiego.

Konstrukcja instrumentu bazuje na doświadczeniach zebranych podczas budowy i użytkowania wysokościomierzy laserowych na przestrzeni 20 lat - wysokościomierzy MOLA (Mars Orbiter Laser Altimeter) sond Mars Obsever i Mars Global Surveyor, dwóch wysokościomierzy wahadłowca (Shuttle Laser Altimeter 1, 2 - SLA 1, 2), oraz wysokościomierza do badań geofizycznych (Geoscience Laser Altimeter System - GLAS) satelity ICESat (Ice Cloud and Land Elevation Satellite). Sposób działania jest w dużej mierze analogiczny do wysokościomierza MOLA. Emisja impulsu rozpoczyna pomiar czasu który kończy się z chwilą odbioru impulsu odbitego. W instrumencie zastosowano też kilka nowych technologii pozwalających na zbudowanie wysokościomierza mniejszego i bardziej efektywnego. System emitujący impuls laserowy został znacznie zminiaturyzowany, ma wielkość tylko 14 x 9 x 3 cm. Ponadto system odbiorczy impulsu posiada serię czterech teleskopów odbiorczych. Był on prostszy do wyprodukowania i testów oraz tańszy od stasowanych wcześniej pojedynczych teleskopów refleksyjnych. Zastosowanie światłowodów łączących teleskopy odbiorcze z detektorem uprościło proces ich dopasowywania i montażu. Unowocześniona została też elektronika pomiarów odległości. Zastosowano w niej wolny licznik 5-MHz oraz układ CMOS ASIC (Application Specific Integrated Circuit) zaprojektowany przez Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (APL). Pozwoliło to na uzyskanie rozdzielczości pomiarów czasu odpowiadającej licznikowi 2 GHz przy znacznie mniejszym poborze mocy. Sposób detekcji odbitego impulsu laserowego pozwolił na przesunięcie zdolności detekcji sygnału powyżej teoretycznego progu. Pozwoliła na to możliwość wykonywania do 15 pomiarów na każdy emitowany impuls. Obróbka danych pozwala następnie na wytypowanie z nich najlepszego pomiaru. Instrument charakteryzuje się masą 7.4 kg. Ma wymiary 28  x 28 x 26 cm. Pobór mocy wynosi średnio 17 W. W okresie 60 minut wokół perycentrum instrument zużywa około 25 W. Podczas pozostałych 11 godzin w trakcie każdego obiegu pobór mocy jest mniejszy od 16 W.

Konfiguracja i sposób działania instrumentu wygląda następująco. Elektronika pomiaru odległości (Range Measurement Unit - RMU) emituje impuls wyzwalający, który rozpoczyna pompowanie optyczne diody laserowej systemu emitującego impuls laserowy. Sygnał wyzwalający inicjuje też 23 bitowy zegar działający przy 5 MHz. 16 bitów jest tutaj używanych do przybliżonego pomiaru czasu powrotu impulsu. Po pompowaniu trwającym około 150 μs dioda laserowa emituje impuls trwający 5 ns. Ma on energię 20 mJ. Jest on wysyłany wzdłuż linii widzenia instrumentu na powierzchnię. Mała część emitowanego impulsu (poniżej 10^-16) pada na 4-segrmentową fotodiodę pełniącą trzy funkcje. Jeden z jej sygnałów wyjściowym jest przekazywany do elektroniki lasera, gdzie służy do oszacowania ładunku pompowania. Drugi sygnał jest przekazywany do integratora mierzącego energię emitowanego impulsu. Trzeci sygnał jest przekazywany do komparatora który produkuje sygnał logiczny synchroniczny do emitowanego impulsu optycznego. Koniec impulsu logicznego rozpoczyna pierwszy z sześciu precyzyjnych pomiarów czasu, kończony przez zegar 5 MHz. Pomiary czasu dostarczają danych w sześciu przedziałach czasu trwających 200 ns. Pomiary te dają sygnał START dla pomiarów czasu przelotu impulsu pomiędzy instrumentem a powierzchnią. Część impulsu odbita przez powierzchnię jest zbierana przez cztery teleskopy odbiorcze i skupiana na czterech włóknach światłowodowych, które przenoszą światło poprzez filtry optyczne na krzemową fotodiodę lawinową (Silicon Avalanche Photodiode - SiAPD) będącą detektorem. Ponieważ kąt nachylenia wiązki w stosunku do powierzchni, szorstkość powierzchni oraz wielkoskalowe utwory powierzchniowe mogą poszerzać czas trwania odebranego impulsu, za przedwzmacniaczem zastosowano trzy filtry elektroniczne zwiększające prawdopodobieństwo odbioru zmodyfikowanego sygnału. Sygnał wyjściowy z pierwszego filtra, szerokopasmowego z odpowiedzią na impuls 10-ns jest rozdzielany i przenoszony do dwóch komparatorów z programowanym progiem detekcji. Są one określane jako kanał 1 z wysokim progiem i kanał 1 z niskim progiem detekcji. Sygnał z kanału 1 z wysokim progiem jest przesyłany do pary kolejnych liczników czasu przelotu impulsu, rejestrujących początek i koniec impulsu. Pozostałe  dwa filtry są czułem na impuls trwający 60 ns oraz 270 ns. Są określane jako kanały 2 i 3. Ich sygnał, po przejściu przez komparator jest przesyłany wraz z sygnałem z kanału 1 o niskim progu detekcji do trzeciej pary liczników czasu. Przy tej parze liczników pierwsza detekcja początku impulsu przekraczająca zadany próg detekcji zatrzymuje licznik i zamyka pozostałe kanały na okres 1 μs, co zapobiega zatrzymaniu innych kanałów przy detekcji końca impulsu. Jednostka pomiaru odległości RMU zbiera i zapisuje do 15 sygnałów z ostatniej pary liczników czasu.

Sekwencja pracy MLA jest kontrolowana za pomocą sygnału z oscylatorów krystalicznych znajdujących się w jednostce elektroniki głównej sondy. Stosowany jest 5-MHz sygnał z jednego z dwóch redundancyjnych oscylatorów. Wyzwalanie impulsu laserowego jest też kontrolowane przez sygnał synchronizujący ze statku, emitowany raz na sekundę. Ponadto RMU zawiera trzeci, zapasowy oscylator 5 MHz. W celu zwiększenia prawdopodobieństwa odebrania odbitego impulsu używany jest działający w czasie rzeczywistym algorytm dostosowujący progi detekcji korelatorów, co pozwala na zmniejszenie prawdopodobieństwa zarejestrowania fałszywego sygnału. Algorytm śledzenia sygnału oraz programowanie zarządzające danymi są wykonywane przez zabezpieczony przez promieniowaniem procesor 80C196. Wraz z układem FPGA (Field-Programmable Gate Array) oraz pamięcią tworzy on centralną jednostkę obróbki danych (Central Processing Unit - CPU). Ma ona postać płyty elektroniki, na której umieszczono też układy RMU. Znajduje się w obudowie umieszczonej pod spodem zasadniczej struktury instrumentu. Detektor, wzmacniacze i komparatory są umieszczone na osobnych płytach drukowanych i mechanicznie przyłączone do tylnej części optyki filtrującej i skupiającej światło z włókien światłowodowych. Obróbka sygnałów inżynieryjnych i konwersja danych jest wykonywana przez inną płytę obwodów, moduł elektroniki analogowej (Analog Electronics Module - AEM). Kontrola lasera jest wykonywana przez dwa układy umieszczone pod jego płytą montażową, tworzące elektronikę lasera (Laser Electronics Assembly - LEA). Wszystkie napięcia wtórne używane przez komponenty instrumentu są dostarczane przez konwerter zasilania (Power Converter Assembly - PCA) umieszczony w magnezowej obudowie przymocowanej bezpośrednio do panelu statku kosmicznego, w pobliżu instrumentu. Przesyłanie komend i danych do jednostki obróbki danych instrumentów sondy (Data Processing Unit - DPU) odbywa się za pomocą łącza LVDS (Low-Voltage Differential Signal Serial Link) za pomocą standardu RS-422. Dodatkowe łącze LVDS służy do przesyłania sygnału referencyjnego 5 Mhz ze statku. Jest przyłączone bezpośrednio do RMU.

[Scorus]

Elementy optomechaniczne instrumentu zostały wykonane głównie  z berylu, podobnie jak w przypadku MOLA i GLAS. Wybrano go ze względu na bardzo dobry stosunek sztywności do masy oraz wysoką przewodność cieplną. Obudowa PCA jest wykonana z magnezu. Znajduje się poza główną strukturą optomechaniczną. Taka lokalizacja zapobiega tworzeniu gradientu temperatury w obszarze elementów optycznych które muszą być precyzyjnie ustawione względem siebie. Teleskopy odbiorcze są wykonane z berylu. Głównym elementem mechanicznym instrumentu jest berylowa struktura podpierająca teleskopy odbiorcze, ekspander lasera oraz płytę montażową lasera. Struktura ta zawiera też detektor oraz elektronikę kontrolującą pracę instrumentu. U dołu jest do niej przymocowana obudowa RMU i CPU. Teleskopy odbiorcze oraz tubus ekspandera są przez tą strukturę utrzymywane sztywno,  z dokładnością 2 mrad. Główna struktura jest przymocowana do panelu statku za pomocą trzech tytanowych stopek. Izolują one instrument termiczne od statku i zapobiegają mechanicznemu uszkodzeniu jego zasadniczej struktury. Płyta podstawowa lasera jest wykonana z berylu. Ma wymiary 14 x 9.3 cm. Bezpośrednio do niej przymocowany jest tubus ekspandera. Ponadto łączą się z nią cztery tubusy teleskopów odbiorczych. Każdy z nich jest przymocowany za pomocą czterech śrub.  Płyta ta jest przymocowana do głównej struktury za pomocą 14 śrub. Montaże soczewek ekspandera i teleskopów są wykonane z tytanu. Główna struktura, płyta podstawowa lasera i obudowa elektroniki zostały pokryte złotem w celu zapewnienia dobrego zachowania cieplnego. Wszystkie części berylowe są ponadto pokryte niklem zapobiegającym utlenianiu i chroniącym je przed dotykiem w trakcie prac.

Instrument przyjmuje dużą ilość ciepła w czasie przejścia przez perycentrum orbity, gdzie przez 15 - 45 minut zbiera też dane. Przyjęte wtedy ciepło jest wypromieniowywane na pozostałej części orbity, głównie poprzez ekspander lasera oraz tubusy teleskopów odbiorczych. Instrument jest pokryty izolacją wielowarstwową złożoną z 10 warstw. Zewnętrza warstwa jest wykonana z napylanego złota (Vapor-Deposited Gold - VDG), a warstwy wewnętrzne - z napylanego aluminium (Vapor-Deposited Aluminum - VDA). Powierzchnie skierowane w stronę nadiru są ponadto pokryte aluminiowanym kaptonem. Od strony instrumentu MDIS umieszczono też cienki pasek czarnego kaptonu, co minimalizuje odbijalność powierzchni MLA w tym miejscu. PCA jest otoczony innymi arkuszami izolacji wielowarstwowej, dzięki czemu jest oddzielony termicznie od pozostałej części instrumentu. Zasadnicza struktura instrumentu jest odizolowana termicznie od powierzchni statku przez tytanowe mocowania oraz inny arkusz izolacji umieszczony pod jej spodem. W teleskopach zastosowano soczewki szafirowe, które zatrzymują ponad połowę podczerwieni cieplnej z powierzchni planety a przy tym nie rozszerzają się dzięki bardzo dobrej przewodności cieplnej. Ekspander lasera posiada też płaską płytkę szafirową poprawiającą jego właściwości termiczne. MLA posiada ponadto dwa zestawy grzejników (grupy A i B) o mocy 17 W obsługiwane przez odrębne obwody statku. Grupa B utrzymuje temperaturę na poziomie -20°C a grupa A - na poziomie -15°C. Grupa B jest używana w trakcie pomiarów. Grupa A działa na pozostałej części orbity. Ponadto była używana w trakcie lotu międzyplanetarnego. Na płycie montażowej lasera znajduje się tez grzejnik o mocy 12 W pozwalający na jej utrzymywanie w optymalnej dla lasera temperaturze 15 - 25°C.

[Scorus]

System emitujący impuls laserowy jest oparty na wcześniejszych wysokościomierzach, od MOLA do GLAS. Został opracowany przez Space Lidar Technology Center w Goddard Space Flight Center (GSFC). Zawiera oscylator oraz wzmacniacz. Oscylator składa się z półprzewodnikowego układu pompującego (diody GaInAsP), diody laserowej Nd:Cr:YAG, oraz rezonatora laserowego w postaci porropryzmatu i zwierciadła (przeciętego porropryzmatu) stabilnego w warunkach wibracji i stresów cieplnych. Ilość impulsów laserowych koniecznych do wyemitowania podczas badań jest raczej niewielka. Wynosi 30 mln w stosunku do 660 mln wyemitowanych przez instrument MOLA sondy MGS. Energia impulsów i częstotliwość ich postarzania są również mniejsze. Oscylator produkuje impuls o energii 3 mJ. Przechodzi on przez ekspander 2X i pada na druga diodę Nd:Cr:YAG będącą wzmacniaczem. Daje ona impuls wyjściowy o energii 15 - 22 mJ. Jej zysk jest uzależniony od temperatury jej diody pompującej oraz płyty montażowej, nie kontrolowanych czynnie. Impuls wyjściowy ze wzmacniacza przechodzi do ekspandera 15X w postaci teleskopu Galileusza. Redukuje on rozbieżność ostatecznej wiązki do 75 mikroradianów. Wysyła on impuls na powierzchnię. W czasie działania jest zwrócony w stronę Merkurego, dlatego też na jego otworze umieszczono okno szafirowe zmniejszające ilość przyjmowanej podczerwoni cieplnej. Za dyfuzorem znajduje się kwadratowa dioda odbierająca resztkowe światło ze zwierciadła kierującego impuls do ekspandera 15X. Jest podzielona na 4 części i służy do pomiarów czasu oraz energii impulsu.

Elektronika lasera LEA dostarcza 100-A impuls ładunku do diody pompującej. Diody oscylatora i wzmacniacza są połączone seryjnie i przyłączone do kondensatora 35 V DC ładowanego przez zaliczam MLA. Jest on wtórnym źródłem zasilania. Po wyzwoleniu impulsu przez elektronikę RMU ładunek jest przełączany na diody poprzez tranzystory MOSFET (Metal-Oxide-Semiconductor Field-Effect Transistor). Ładunek przepływający przez diody generuje optyczne (808 nm) pulsy pompujące używane przed diody laserowe oscylatora i wzmacniacza. Impuls pompujący trwa nominalnie 150 μs. Czas jego trwania jest ograniczony przez elektronikę do 255 μs. W trakcie starzenia się diod energia impulsu będzie spadać, a czas jego trwania będzie wydłużany, w celu zachowania stałej energii impulsu emitowanego na powierzchnię. Elektronika LEA zawiera też pętlę kontrolującą temperaturę diody pompującej oscylatora na poziomie 17 +/- 0.1°C za pomocą chłodziarki termoelektrycznej.

[Scorus]

Optyka odbierająca impulsy odbite z powierzchni jest projektem nowym. Wcześniejsze wysokościomierze, MOLA, SLA i GLAS używały pojedynczych teleskopów Cassegraina (berylowych w MOLA i GLAS). Jednak zastosowanie berylowego teleskopu tego typu nie było możliwe ze względu na warunki cieplne na wybranej orbicie Merkurego. Dlatego też zastosowano zestaw czterech teleskopów refrakcyjnych, których apertura odpowiada pojedynczemu teleskopowi refleksyjnemu o średnicy 0.25 m. Soczewki obiektywu każdego teleskopu są wykonane z szafiru. Są odporne na spodziewane stresy cieplne, charakteryzują się małą absorpcją podczerwieni i są odporne na promieniowanie (nie ciemnieją pod jego wpływem). W tylnej części każdego teleskopu znajduje się zwierciadło kierujące. Odbija ono tylko centralną część pasma (wokół 1064 nm), dzięki czemu zapobiega ono przypadkowemu oświetleniu przez światło słoneczne. Pozwala na usunięcie większej części promieniowania słonecznego. W płaszczyźnie ogniskowej każdego teleskopu znajduje się włókno światłowodowe o średnicy 200 nm ograniczające pole widzenia do 400 μrad. Każde włókno łączy teleskop z zestawem optyki tylnej. Kolimuje ona światło wydostające się z włókna poprzez pojedynczy dla każdego teleskopu filtr optyczny o szerokości 0.7 nm. Centralna długość fali filtra może zostać dopasowywana poprzez jego pochylanie, w celu nastawienia na centralną długość fali emitowanego pulsu laserowego (1064.5 nm). Światło ze wszystkich czterech filtrów jest następnie skupiane na pojedynczym detektorze w postaci fotodiody lawinowej SiAPD. Ma ona średnicę 0.7 mm. Elektronika odbiornika jest układem hybrydowym. Zawiera chip diody SiAPD, niskoszumowy przedwzmacniacz, oraz obwód dostarczający wysokie napięcie. Całość jest hermetycznie zamkniętym pakietem o średnicy tylko 1 cala. Układ taki został użyty wcześniej w instrumentach SLA i MOLA.

[Scorus]

Elektronika pomiaru odległości RMU opiera się na koncepcji użytej w instrumencie MOLA. Jednak jako sygnał wyzwalający pomiar czasu używany jest impuls wyzwalający emisję impulsu a nie czas samej emisji. Ponadto zastosowano w niej licznik pracujący przy niskiej częstotliwości 5 MHz połączony  z układem ASIC, dzięki czemu użycie licznika o wysokiej częstotliwości nie było konieczne do uzyskiwania wysokiej rozdzielczości pomiarów czasu. Zegary dla odbiornika sygnału złożone są z zestawu konwerterów "czas - dane cyfrowe" (Time-to-Digital Converter - TDC). Każdy taki kanał jest układem ASIC przystosowanym do pracy w kosmosie. Obwody logiczne są zlokalizowane w układzie FPGA Actel RT54SX72S. RMU jest złożony z sześciu 6 takich kanałów.

Pojedyncza płyta drukowana centralnej jednostki obróbki danych CPU pozwala na zarządzanie komendami oraz na przetwarzanie danych. Została przygotowana specjalnie na potrzeby MLA. Wykonano ją z komponentów stosowanych już wcześniej w lotach kosmicznych. Procesorem jest model 80CRH196KD firmy United Technologies Microelectronics Corp. pracujący przy 16 MHz. Wszystkie funkcje kontrolne i łącznikowe spełnia układ FPGA Actel RT54SX72S. Ponadto płyta ta zawiera dwie pamięci PROM o pojemności 64 kb, dwie pamięci EEPROM 256 kb, dwie pamięci SRAM 512 kb, oscylator, oraz LVDS. FPGA jest połączony ze wszystkimi liniami kontrolnymi i wymiany danych podsystemów instrumentu. FPGA posiada osobny blok funkcjonalny dla każdego systemu, dwa bloki UART (Universal Asynchronous Receiver/Transmitter) dla komunikacji, oraz jeden blok do kontroli adresów i resetowania. Każdy UART jest połączony z jedną z dwóch jednostek DPU obsługujących instrumenty sondy.

[Scorus]

RS
Eksperyment radiowy sondy MESSENGER ma następujące cele naukowe: określenie struktury pola grawitacyjnego planety; precyzyjne wyznaczenie kształtu i pozycji osi obrotu Merkurego; oraz określenie parametrów opisujących rotację globu. Badania rotacji obejmą określenie stopnia spłaszczenia Merkurego oraz parametrów jego libracji fizycznej. Pozwolą na oszacowanie stanu jądra planety (czy jest ono stałe czy też ciekłe). Ponadto dane z eksperymentu, razem z danymi z wysokościomierza MLA przyczynią się do badań topografii Merkurego.

Eksperyment RS nie wymaga on żadnego specjalnego wyposażenia, są w nim wykorzystywane wyłącznie komponenty systemu telemetrycznego.

W czasie badań pola grawitacyjnego wykorzystywane jest śledzenie przesunięć dopplerowskich w sygnale sondy odbieranym w stacji naziemnej. Przesunięcie częstotliwości odbieranej w stosunku do częstotliwości transmitowanej jest uzależnione od zmian szybkości sondy powodowanych przez nieregularności pola grawitacyjnego planety (wywołane nieregularnościami w rozkładzie masy), działanie ciśnienia promieniowania słonecznego oraz manewry sondy. Pomiary te są niezbędne do nawigacji. W ramach eksperymentu RS pozwolą też na określenie nieregularności w rozkładzie przestrzennym masy wewnątrz planety. Ponadto komponent pola grawitacyjnego zmieniający się w czasie, tzw zmienne tempo rotacji pozwala na określenie amplitudy libracji.

Badania topografii powierzchni są przeprowadzane razem z wysokościomierzem laserowym MLA. W celu przekształcenia pomiarów odległości statku od powierzchni uzyskiwanych przez MLA na promienie od środka ciężkości planety do powierzchni konieczna jest znajomość pozycji sondy z dokładnością do 10 m. Pozwolą na to pomiary odległości do sondy wykonywane na podstawie czasu przelotu sygnału radiowego ze stacji naziemnej do sondy i z sondy do stacji. Konwersja promieni środek ciężkości - powierzchnia na model topograficzny wymaga określenia promienia potencjału grawitacyjnego Merkurego ("geoidy") w każdym punkcie pomiarowym, na co pozwolą pomiary pola grawitacyjnego. Pomiary czasu zasłonięcia sondy przez Merkurego wykonywane na podstawie czasu zaniku sygnału radiowego, razem z danymi na temat pozycji sondy i parametrów orbity pozwalają na zmierzenie promienia planety  w danym miejscu. Razem z pozostałymi rodzajami danych uzyskiwanych dzięki RS i pomiarom nawigacyjnym przyczyniają się do mapowania topograficznego planety oraz do określenia stanu libracji. W przeciwieństwie do pomiarów MLA ograniczonych tylko do półkuli południowej pomiary promienia planety są możliwe dla obu półkul.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
Całościowy przebieg misji przedstawia schemat w załączeniu.

[Scorus]

Sonda MESSENGER mogła wystartować w trakcie trzech okien startowych w 2004r. Pierwsze trwało od 10 do 29 marca, drugie od 11 do 22 maja, a trzecie - od 30 lipca do 13 sierpnia.

Start był pierwotnie zaplanowany na początek pierwszego okna, 10 marca. Plan lotu zakładał wykonanie dwoch przelotów koło Wenus 24.06.2004r i 16.03.2006r, oraz dwóch przelotów koło Merkurego - 21.07.2007r i 11.04.2008r. Pomiędzy przelotami koło Merkurego miały odbyć się dwa duże manewry - 21.09.2007r i 11.06.2008r. Wejście na orbitę Merkurego miało nastąpić 05.04.2009r a zakończenie misji nominalnej - 05.04.2010r. Jednak z powodu opóźnień końcowych testów sondy oraz oprogramowania dla procedur awaryjnych start musiał zostać przełożony na drugie okno startowe. Nową datą startu stał się 11 maja.

Według planu lotu dla drugiego okna miały zostać wykonane trzy przeloty koło Wenus,  11.02 2004r (w odległości 12 666 km), 28.08.2005r (w odległości 6416 km), i 22.10.2006r (w odległości 14 292 km). Dwa przeloty koło Merkurego (wszystkie w odległości 200 km) miały odbyć się 16.10.2007r i 07.07.2008r. Pomiędzy nimi miały być także wykonane dwa duże manewry w głębokiej przestrzeni. Były zaplanowane na 13.12.2007r i 19.07.2008r. Wejście na orbitę było planowane na 02.07.2009, co wymagało delta-V 1.64 km/s. Koniec misji podstawowej był planowany na 02.07.2010r.

Z powodu dalszych opóźnień start musiał zostać jednak przełożony na ostatnie okno startowe. Plan przelotów koło planet dla tego okna był był inny - zakładał jeden przelot koło Ziemi, dwa przeloty koło Wenus, trzy przeloty koło Merkurego i łącznie 5 dużych manewrów. Wydłużyło to okres lotu do Merkurego do 6.6 roku, był to najdłuższy z przewidywanych planów misji. MESSENGER był pierwszą sondą która musiała użyć więcej niż 5 manewrów wsparcia grawitacyjnego. Ich mniejsza ilość znacznie zwiększyłaby masę paliwa potrzebnego do manewrów silnikowych pozwalających na osiągnięcie Merkurego.

Pojazd został zintegrowany z rakietą nośną 21 lipca. Start był zaplanowany na 2 sierpnia. Został jednak przełożony o 24 godziny z powodu niekorzystnych warunków atmosferycznych.

Sonda MESSENGER wystartowała ostatecznie 3 sierpnia 2004 roku o godzinie 06:15:56.537 UTC. Rakietą nośną była Delta 7925H. Miejscem startu był Przylądek Canaveral. Stopień 2 i 3 oraz pierwsze uruchomienie stopnia 3 przeniosły statek na parkingową orbitę okołoziemską. Następnie drugie uruchomienie stopnia 3 pozwoliło na przejście na orbitę okołosłoneczną. Pojazd odłączył się od górnego stopnia rakiety po 56 minutach i 50 sekundach od startu. Następnie rozłożył panele słoneczne i rozpoczął transmisję danych na temat swojego stanu. Pozostawał w doskonałym stanie. Wstępna orbita okołosłoneczna charakteryzowała się peryhelium w odległości 0.92 AU, aphelium 1.08 AU, i nachyleniem w stosunku do płaszczyzny ekliptyki 6.4°. Peryhelium było większe od zakładanego o 0.0013 AU (ok 200 000 km). Było to spowodowane mniejszą niż zakładano szybkością uzyskaną za pomocą 3 stopnia rakiety (o około 15 m/s). Zostało to skorygowane podczas dwóch pierwszych korekt trajektorii.

[Scorus]

W czasie lotu międzyplanetarnego do celów nawigacyjnych stosowane były pomiary parametrów orbity wykonywane na podstawie przesunięć dopplerowskich za pomocą stacji DSN. Podczas przelotów koło Wenus i Merkurego stosowano zarówno metodę Delta-DOR (Delta Differential One-Way Ranging) jak i nawigacje optyczną. Pojedynczy pomiar Delta-DOR obejmował określenie pozycji kątowej sondy względem linii łączącej dwie stacje DSN. Zwykle używano pary Goldstone - Camberra oraz Goldstone - Madryt. Nawigacja optyczna dostarczała bezpośrednich danych na temat pozycji sondy względem Merkurego i Wenus na podstawie obrazów danej planety na tle gwiazd uzyskiwanych za pomocą MDIS.

24 sierpnia 2004 roku wykonany został manewr korekty trajektorii 1 (Trajectory Correction Maneuver 1 - TCM-1). Delta-V wyniosła 18 m/s. Manewr pozwolił na zniesienie większości błędów powstałych podczas startu.  Rozpoczął się o godzinie  21:03:35 UTC. Trwał 215 sekund. Rozpoczęcie manewru zostało potwierdzone po 26 sekundach, gdy sygnały z sondy zostały odebrane przez stację śledzenia w Madrycie w Hiszpanii. Zakończył się on pełnym powodzeniem.

24 września 2004 roku wykonany został manewr TCM-2. Delta-V wyniosła 4.59 m/s. Manewr usunął pozostałe błędy powstałe podczas startu i przygotował trajektorię na przelot koło Ziemi. Rozpoczął się o 18:00 UTC i trwał 62 sekundy. Został potwierdzony po 62 sekundach, gdy sygnał z sondy dotarł do stacji DSN w Madrycie. Przebiegł bez problemów.

[Scorus]

18 listopada 2004 roku wykonany został manewr TCM-3. Delta-V wyniosła 3.24 m/s. Manewr ustawił trajektorię na przelot koło Ziemi. Uruchomienie silników nastąpiło o 06:30 UTC i trwało 48 sekund. Start manewru został potwierdzony po 122 sekundach, gdy sygnał odebrała stacja w Madrycie. Puźniej manewr TCM-4 został anulowany.

23 czerwca 2005 roku wykonany został manewr TCM-5. Delta-V wyniosła 1.1 m/s. Pozwoliło to na modyfikację trajektorii przed przelotem koło Ziemi. Silniki zostały uruchomione na czas 174 sekund o godzinie 14:30:00 UTC. Start manewru został potwierdzony po 48 sekundach z chwilą odebrania sygnału w stacji w Madrycie. Był to czwarty manewr w trakcie misji.

[Scorus]

21 lipca 2005 roku wykonany został manewr TCM-6. Delta-V wyniosła 0.15 m/s. Dzięki temu trajektoria została zoptymalizowana do przelotu koło Ziemi. Manewr rozpoczął się o godzinie 18:00:01 UTC i trwał 23 sekundy. Został potwierdzony odebraniem sygnału przez stację w Madrycie po 23 sekundach. Był to piąty manewr w trakcie misji. W późniejszym czasie anulowano manewry TCM-7 i 8.

[Scorus]

2 sierpnia 2005 roku sonda wykonała przelot koło Ziemi w odległości 2 342 km. Największe zbliżenie miało miejsce nad centralną Mongolią o godzinie 19:13 UTC. Przelot spowodował zmianę szybkości na poziomie 5.96 km.s. Szybkość sondy względem Słońca po przelocie wyniosła 33.1 kilometrów na sekundę. Ta asysta grawitacyjna znacząco zmodyfikowała trajektorię sondy, zbliżając jej orbitę o około 18 milionów kilometrów do Słońca (do 0.6 AU) i umożliwiając wykonanie kolejnego przelotu - koło Wenus. Orientacja peryhelium stała się bliższa orientacji peryhelium orbity Merkurego o 60 stopni. Przelot nie tylko umożliwił zmianę trajektorii, ale także stworzył dogodną okazję do skalibrowania instrumentów naukowych. Podczas zbliżania się do Ziemi system obrazujący MDIS wykonał serię zdjęć Ziemi i Księżyca. Następnie uzyskał serię multispektralnych obrazów Ziemi. Rozpoczęła się ona od Ameryki Północnej i objęła pełną rotację Ziemi. Spektrometr MASCS wykonał kilka skasowań Księżyca. Instrumenty EPPS i MAG przez kilka godzin wykonywały pomiary pól magnetycznych i cząstek w magnetosferze Ziemi.

[Scorus]

12 grudnia 2005 roku o godzinie 11:30 UTC wykonany został manewr TCM-9, oznaczony też jako manewr w głębokiej przestrzeni kosmicznej 1 (Deep Space Maneuver 1 - DSM-1). Sonda z powodzeniem uruchomiła swój główny silnik LVA. Pracował on 524 sekundy. Zmiana szybkości sondy wyniosła 315.63 m/s. Szybkość pojazdu względem Słońca po manewrze wyniosła 32.7 kilometrów na sekundę. Skierował on sondę na trajektorię przelotu koło Wenus. Było to pierwsze użycie głównego silnika LVA (do pięciu wcześniejszych, mniejszych korekt trajektorii używano silników o małym ciągu). Manewr zademonstrował tym samy, że wejście na orbitę Merkurego jest w pełni wykonywalne. Wymagał zużycia około 18% zapasu paliwa. Był największym manewrem przed wejściem na orbitę Merkurego. Został potwierdzony po 343 sekundach z chwilą odbierania sygnału z sondy przez stację śledzenia DSN w Madrycie. Był to szósty manewr w czasie misji.

22 lutego 2006 roku wykonany został manewr TCM-10. Delta-V wyniosła 1.41 m/s. Pozwoliło to na przygotowanie trajektorii na pierwszy przelot koło Wenus. Manewr rozpoczął się o godzinie 16:00 UTC i trwał 122 sekundy. Został potwierdzony po 708 sekundach, po odebraniu sygnału przez stację w Madrycie. Podczas tego manewru zastosowano po raz pierwszy 4 silniki grupy B. 4 silniki zlokalizowane po przeciwnej stronie sondy (grupa A) wytworzyły natomiast moment kątowy, który pozwolił na jej obrót. Był to 7 manewr w czasie misji.