2001 Mars Odyssey: differenze tra le versioni

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=== Mars Radiation Environment Experiment ===
=== Mars Radiation Environment Experiment ===
[[File:Mars Radiation Environment Experiment.jpg|miniatura|Il MARIE, usato per studiare la radiazione marziana, nella configurazione di lancio]]Il ''Mars Radiation Environment Experiment'' è uno [[spettrometro]] capace di misurare lo [[Spettroscopia|spettro energetico]] elementare delle [[Portatore di carica|particelle cariche]]. È montato sul ponte scientifico del ''2001 Mars Odyssey'' e ha un [[campo visivo]] che varia dai 90° ai 180° a seconda della [[posizione]] della sonda. 9 rilevatori separati all'interno del MARIE sono inseriti in un insieme che funge da [[telescopio]]. Questo stack consiste in 2 rilevatori A, 2 rivelatori sensibili alla posizione (PSD), 4 rilevatori B e un rilevatore C ([[Pavel Alekseevič Čerenkov|Cherenkov]]). I rilevatori A e B, in [[silicio]], sono i principali identificatori di particelle. Ciascun [[Rivelatore di particelle|rilevatore]] registra un segnale proporzionale all'energia depositata, funzione dell'[[energia]] della particella e del campo della sua [[Carica elettrica|carica]] (Z). Le particelle con energia sufficiente passano attraverso tutti i rilevatori; tuttavia, alcune particelle si fermano nello stack del rilevatore e la carica e l'energia di alcune di queste possono essere dedotte dai segnali dell'energia depositata e la profondità della penetrazione. Se una particella entra nel telescopio in un cono di [[Sensibilità di un sistema di misura|sensibilità]] di 60°, e ha abbastanza energia per entrare in entrambi i rilevatori A1 e A2, è considerato un ''evento coincidente''. In tal caso, tutte le schede dei rivelatori vengono sondate dalla CPU e i dati dell'evento vengono registrati. I PSD registrano anche la posizione dell'[[urto]] all'interno del rilevatore.
[[File:Mars Radiation Environment Experiment.jpg|miniatura|Il MARIE, usato per studiare la radiazione marziana, nella configurazione di lancio]]Il ''Mars Radiation Environment Experiment'' è uno [[spettrometro]] capace di misurare lo [[Spettroscopia|spettro energetico]] elementare delle [[Portatore di carica|particelle cariche]]. È montato sul ponte scientifico del ''2001 Mars Odyssey'' e ha un [[campo visivo]] che varia dai 90° ai 180° a seconda della [[posizione]] della sonda. 9 rilevatori separati all'interno del MARIE sono inseriti in un insieme che funge da [[telescopio]]. Questo stack consiste in 2 rilevatori A, 2 rivelatori sensibili alla posizione (PSD), 4 rilevatori B e un rilevatore C ([[Pavel Alekseevič Čerenkov|Cherenkov]]).<ref name=":42">{{Cita web|url=http://web.archive.org/web/20090403170151/http://hacd.jsc.nasa.gov/projects/space_radiation_marie_instrument.cfm|titolo=Human Adaptation and Countermeasures Division|data=2009-04-03|accesso=2017-07-11}}</ref><ref name=":43">{{Cita web|url=http://wrmiss.org/workshops/seventh/zeitlin.pdf|titolo=MARIE – The Martian Radiation Environment Experiment - JSC}}</ref> I rilevatori A e B, in [[silicio]], sono i principali identificatori di particelle. Ciascun [[Rivelatore di particelle|rilevatore]] registra un segnale proporzionale all'energia depositata, funzione dell'[[energia]] della particella e del campo della sua [[Carica elettrica|carica]] (Z). Le particelle con energia sufficiente passano attraverso tutti i rilevatori; tuttavia, alcune particelle si fermano nello stack del rilevatore e la carica e l'energia di alcune di queste possono essere dedotte dai segnali dell'energia depositata e la profondità della penetrazione. Se una particella entra nel telescopio in un cono di [[Sensibilità di un sistema di misura|sensibilità]] di 60°, e ha abbastanza energia per entrare in entrambi i rilevatori A1 e A2, è considerato un ''evento coincidente''. In tal caso, tutte le schede dei rivelatori vengono sondate dalla CPU e i dati dell'evento vengono registrati. I PSD registrano anche la posizione dell'[[urto]] all'interno del rilevatore.<ref name=":42" /><ref name=":43" />


L'energia minima richiesta per formare una coincidenza A1A2 corrisponde a un protone con un campo più vasto rispetto alla somma dello spessore dei rilevatori A1/PSD1/PSD2 messi insieme e una minuscola parte dello spessore dell'A2. Ciascun impatto aggiunge fino a 0,374 g/cm<sup>2</sup> di [[Silicio|Si]] grazie a un'energia di 19,8 [[Elettronvolt|MeV]].
L'energia minima richiesta per formare una coincidenza A1A2 corrisponde a un protone con un campo più vasto rispetto alla somma dello spessore dei rilevatori A1/PSD1/PSD2 messi insieme e una minuscola parte dello spessore dell'A2.<ref name=":44">{{Cita web|url=http://www.lpi.usra.edu/meetings/lpsc2003/pdf/1878.pdf|titolo=Lunar and Planetary Science XXXIV (2003) - RESULTS FROM THE MARTIAN RADIATION ENVIRONMENT EXPERIMENT MARIE}}</ref><ref name=":45">{{Cita libro|nome=Gautam D.|cognome=Badhwar|titolo=2001 Mars Odyssey|url=https://link.springer.com/chapter/10.1007/978-0-306-48600-5_4|accesso=2017-07-11|data=2004|editore=Springer, Dordrecht|lingua=en|pp=131–142|DOI=10.1007/978-0-306-48600-5_4}}</ref><ref name=":46">{{Cita pubblicazione|nome=Gautam D.|cognome=Badhwar|data=2004-01-01|titolo=Martian Radiation EnvIronment Experiment (MARIE)|rivista=Space Science Reviews|volume=110|numero=1-2|pp=131–142|lingua=en|accesso=2017-07-11|doi=10.1023/B:SPAC.0000021009.68228.a8|url=https://link.springer.com/article/10.1023/B:SPAC.0000021009.68228.a8}}</ref> Ciascun impatto aggiunge fino a 0,374 g/cm<sup>2</sup> di [[Silicio|Si]] grazie a un'energia di 19,8 [[Elettronvolt|MeV]].<ref name=":42" /><ref name=":43" /><ref name=":44" /><ref name=":45" /><ref name=":46" />


Le funzioni di risposta angolare vengono calcolate per quelle particelle che formano una coincidenza A1A2 e passano anche attraverso i rilevatori PSD, dato che sono le uniche particelle i cui angoli di incidenza possono essere misurati. Da notare che non tutte le particelle che danno origine a coincidenze A1A2 passano attraverso i PSD1 e PSD2 dato che i rilevatori sensibili alla posizione sono leggermente più piccoli.
Le funzioni di risposta angolare vengono calcolate per quelle particelle che formano una coincidenza A1A2 e passano anche attraverso i rilevatori PSD, dato che sono le uniche particelle i cui angoli di incidenza possono essere misurati. Da notare che non tutte le particelle che danno origine a coincidenze A1A2 passano attraverso i PSD1 e PSD2 dato che i rilevatori sensibili alla posizione sono leggermente più piccoli.<ref name=":42" /><ref name=":44" /><ref name=":45" /><ref name=":46" />


Se una particella colpisce uno dei rilevatori A, l'evento viene scartato perché l'angolo di impatto e l'energia persa nelle altre schede di rilevazione non sono noti. Inoltre, qualsiasi particella in entrata dalla parte bassa del telescopio non registrerà un evento sul rilevatore C a causa delle sue proprietà direzionali.<!-- http://web.archive.org/web/20090403170151/http://hacd.jsc.nasa.gov/projects/space_radiation_marie_instrument.cfm -->
Se una particella colpisce uno dei rilevatori A, l'evento viene scartato perché l'angolo di impatto e l'energia persa nelle altre schede di rilevazione non sono noti. Inoltre, qualsiasi particella in entrata dalla parte bassa del telescopio non registrerà un evento sul rilevatore C a causa delle sue proprietà direzionali.<ref name=":42" /><ref name=":44" /><ref name=":45" /><ref name=":46" />


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2001 Mars Odyssey
Emblema missione
Immagine del veicolo
Dati della missione
OperatoreBandiera degli Stati Uniti NASA
NSSDC ID2001-013A
SCN26734
DestinazioneMarte
Satellite diMarte
EsitoLa missione è attualmente in corso
VettoreDelta II 7925
Lancio7 aprile 2001
Luogo lancioCCAFS SLC-17A
Durata16 anni circa
Viaggio: 6 mesi e 17 giorni
Missione primaria: 32 mesi
Missione estesa: 12 anni e 8 mesi circa
Proprietà del veicolo spaziale
Potenza750 W
MassaAl lancio: 758 kg
A secco: 376,3 kg
Peso al lancio758 kg
CostruttoreLockheed Martin
Jet Propulsion Laboratory
Carico44,5 kg
Strumentazione
  • Thermal Emission Imagin System (THEMIS)
  • Gamma Ray Spectrometer (GRS)
  • Mars Radiation Environment Experiment (MARIE).
Parametri orbitali
Data inserimento orbita24 ottobre 2001, ore 02:18:00 UTC
Apoapside500 km
Periapside201 km
Periodo117,84 min
Inclinazione93,2 gradi
Eccentricità0,0115
Semiasse maggiore3785 km
Sito ufficiale
Mars Exploration Program
Missione precedenteMissione successiva
Mars Climate Orbiter Mars Reconnaissance Orbiter
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Il 2001 Mars Odyssey è una sonda spaziale orbitante intorno al pianeta Marte, sviluppata dalla NASA e costruita da Lockheed Martin sotto la supervisione del JPL;[1][2] il costo dell'intera missione ammonta a circa 297 milioni di dollari. La missione prevede l'uso di spettrometri e fotocamere termiche per individuare segni di presenza di acqua o ghiaccio presente o passata, studiare la geologia del pianeta e le radiazioni che lo circondano.[3][4] Si spera che i dati raccolti aiuteranno a rispondere alla domanda riguardante l'effettiva esistenza passata di vita su Marte e a comprendere le radiazioni che i futuri astronauti sperimenteranno su Marte.[4] Al 2017 la sonda opera anche come ripetitore per le comunicazioni con i Mars Exploration Rovers, il Mars Science Laboratory ed il precedente lander Phoenix.[5][6] La missione è stata chiamata in onore di Arthur C. Clarke, evocando il nome di 2001: Odissea nello spazio.[7][8]

Odyssey è stato lanciato il 7 Aprile 2001 in un razzo Delta II dalla Cape Canaveral Air Force Station, e raggiunse l'orbita marziana il 24 Ottobre 2001, alle 2:30 UTC.[9] Attualmente (2017) si trova in un'orbita polare attorno a Marte ad un'altitudine di circa 3,8 km.[10]

Il 15 Dicembre 2010 superò il record della più vecchia sonda al servizio su Marte, con 3340 giorni di operatività, superando il titolo fino ad allora detenuto dal Mars Global Surveyor[11]. Attualmente detiene anche il record per la sonda più longeva operativa su un altro pianeta diverso dalla Terra, superando il Pioneer Venus Orbiter, durato 15 anni, 3 mesi e 4 giorni.[12]

Nome

Il Mars Odyssey era originariamente un componente del programma Mars Surveyor 2001, specificatamente denominato Mars Surveyor 2001 Orbiter. Ne era stato previsto il lancio con un lander chiamato Mars Surveyor 2001 Lander, che tuttavia venne cancellato nel Maggio 2000 a seguito del fallimento del Mars Climate Orbiter e del Mars Polar Lander a fine 1999. Quindi venne scelto il nome 2001 Mars Odyssey per l'orbiter come un tributo alla visione dell'esplorazione spaziale nei lavori di Arthur C. Clarke, tra cui 2001: Odissea nello spazio.

Nell'Agosto del 2000 la NASA sollecitò candidati nomi per la missione, che vennero valutati da una commissione composta da Mark Dahl, Michael Meyer, Steve Saunders e Don Savage. Vennero proposti più di 200 nomi, ma la commissione scelse per Astrobiological Reconnaissance and Elemental Surveyor, abbreviato ARES (un tributo ad Ares, dio Greco della guerra). Ritenuto troppo aggressivo, la commissione optò per "2001 Mars Odyssey" che era stato precedentemente scartato per problemi di copyright e trademark. Tuttavia, la NASA inviò una email ad Arthur C. Clarke a Sri Lanka, il quale rispose che sarebbe stato un onore per lui dare il nome ad una sonda spaziale, così accettò. Il 20 Settembre l'amministratore associato della NASA Ed Weiler scrisse all'amministratore associato degli affari pubblici richiedendo un cambio di nome da ARES a 2001 Mars Odyssey; Peggy Wilhide approvò il cambiamento.[13]

La sonda

Schema della sonda

La forma del 2001 Mars Odyssey, nonostante non sia ben definibile, può essere messa in un box dalle dimensioni (2,2 m × 1,7 × 2,6) m; al lancio pesava 725 kg, di cui 331,8 kg componevano la sonda a secco con tutti i suoi sistemi, 348,7 kg il propellente e 44,5 kg gli strumenti scientifici.[14][15]

La struttura della sonda è costruita prevalentemente in alluminio e titanio. L'uso di quest'ultimo materiale, più leggero e costoso, permette di conservare massa mantenendo resistenza. La struttura metallica dell'Odyssey è simile a quella usata nella costruzione di velivoli militari ad alte prestazioni.[14][15][16]

La maggior parte dei sistemi a bordo è ridondante; ciò significa che in caso di rottura di un dispositivo, c'è un sistema di backup per compensarlo. L'unica eccezione è la memoria che conserva i dati fotografici provenienti dal sistema di fotografia a emissione termale.[14][17][18]

Gestione di dati e comandi

La CPU RAD6000, cuore del computer di Odyssey

Tutte le funzioni della sonda vengono gestite dal sottosistema di gestione comandi e dati, il cui cuore è una CPU RAD6000, una versione potenziata contro le radiazioni di un chip PowerPC all'epoca usato sulla maggior parte dei Macintosh.[19][20][21] Con 128 MB di RAM e 3 MB di Flash ROM, che permette al sistema di mantenere dati anche senza corrente, il sottosistema esegue il software di volo dell'Odyssey e controlla la sonda attraverso le elettroniche di interfaccia, le quali fanno uso di schede per comunicare con le periferiche esterne.[22][23] Queste schede scivolano negli slot della scheda madre del computer permettendo al sistema di eseguire operazioni specifiche che altrimenti non sarebbero eseguibili. Per ridondanza, ci sono 2 copie identiche delle elettroniche di interfaccia e dei computer, così in caso di rottura dell'unità primaria è possibile passare a quella di backup.[24]

La comunicazione con i sensori dell'Odyssey, i quali misurano l'orientamento della sonda, o attitudine, e i suoi strumenti scientifici, è eseguita attraverso un'altra scheda d'interfaccia. Una scheda I/O principale raccoglie i segnali da tutta la sonda e ne manda altri verso il sottosistema di alimentazione elettrico. L'interfaccia dei sottosistemi per telecomunicazioni dell'Odyssey è gestita attraverso un'altra scheda uplink/downlink.[24][25]

Ci sono altre 2 schede nel sottosistema di gestione dei comandi e dati, entrambi internamente ridondanti. La scheda di interfaccia del modulo prende il controllo della sonda durante l'eventuale passaggio all'hardware di backup e gestisce l'orario della sonda. Una scheda di conversione trasforma la corrente elettrica del sottosistema di alimentazione nella tensione giusta reindirizzandola verso gli altri componenti del sottosistema di gestione dei comandi e dei dati.[24][25]

L'ultima scheda di interfaccia è una scheda di memoria di massa singola e non ridondante da 1 GB che viene utilizzata per immagazzinare le immagini.[24][25]

L'intero sottosistema di gestione dei comandi e dei dati pesa 11,1 kg.[24][25]

Telecomunicazioni

L'antenna ad alto guadagno di Odyssey una volta montata sul bus della sonda

Il sottosistema di Odyssey per le telecomunicazioni è composto da un sistema radio operante nella banda X e un sistema operante nell'UHF, che fornirono telecomunicazioni durante tutte le fasi della missione. In particolare il sistema a banda X è usato per le comunicazioni tra la Terra e l'orbiter, mentre quello UHF per le comunicazioni tra Odyssey e un lander o rover presente sulla superficie di Marte.[25][26][27]

Il sottosistema per le comunicazioni pesa 23,9 kg.[25][26][27]

Sistema di alimentazione elettrico

Tutta la corrente elettrica della sonda viene generata, immagazzinata e distribuita dal sottosistema di alimentazione elettrico, che ottiene la sua potenza da celle fotovoltaiche in arsenuro di gallio. Un'unità di distribuzione e guida elettrica contiene interruttori che inviano adeguatamente la potenza, immagazzinata in una batteria al Ni-H da 16 Ah, all'interno della sonda.[22][23][28]

Il sottosistema di alimentazione elettrico opera i giunti cardanici sull'antenna ad alto guadagno e il pannello solare e contiene una unità d'inizializzazione pirotecnica, che attiva valvole e cavi di combustione e apre le valvole dei propulsori.[22][28]

Il sottosistema di alimentazione elettrico pesa 86 kg.[22][28]

Guida, navigazione e controllo

Usando 3 paia ridondanti di sensori, il sottosistema di guida, navigazione e controllo determina l'orientamento della sonda, o attitudine. Un tracker solare viene usato per rilevare la posizione del sole come backup alla fotocamera stellare, usata per osservare i campi stellari. Tra ogni aggiornamento della fotocamera stellare, un'unità di misura inerziale raccoglie informazioni sull'orientamento della sonda.[29][30][31][32]

Questo sistema include anche rotelle a reazione, dispositivi simili a giroscopi usati assieme ai propulsori per controllare l'orientamento della sonda. Come la maggior parte delle sonde, la sua attitudine è tenuta fissa in relazione allo spazio su 3 assi anziché attraverso rotazione. Ci sono un totale di 4 rotelle a reazione, con 3 usate per il controllo primario e una di backup.[29][30][31][32]

Il sottosistema di guida, navigazione e controllo pesa 23,4 kg.[29][30][31][32]

Propulsione

Tecnici Lockheed Martin durante l'assemblaggio degli strumenti scientifici

Il sottosistema propulsivo è caratterizzato da un set di piccoli propulsori e un motore primario. I propulsori sono necessari per eseguire il controllo dell'attitudine della sonda e le manovre di correzione della traiettoria, mentre il motore principale è usato per posizionare la sonda in orbita attorno a Marte.[33][34]

Il motore principale, che usa l'idrazina come propellente e tetraossido di diazoto come ossidante, produce una spinta minima di 640 N. Ciascuno dei 4 propulsori usati per il controllo dell'attitudine produce una spinta di 0,98 N. Infine, 4 propulsori da 22,6 N vengono usati per il direzionamento della sonda.[33][34]

In aggiunta a tubature miste, valvole pirotecniche e filtri, il sottosistema propulsivo include anche un serbatoio singolo all'elio usato per pressurizzare i serbatoi del propellente e ossidante.[33][34]

Il sottosistema propulsivo pesa 49,7 kg.[33][34]

Strutture

La struttura della sonda è suddivisa in 2 moduli, uno propulsivo, contenente serbatoi, propulsori e tubature, e uno dell'equipaggiamento, che è composto da un piano dell'equipaggiamento, che supporta i componenti ingegneristici e il MARIE, e un piano scientifico collegato da sostegni. Nella parte alta del piano scientifico sono presenti il THEMIS e il GRS con relativi strumenti secondari e le fotocamere stellari, mentre il piano inferiore ospita il box delle elettroniche del GRS.[35]

Il sottosistema delle strutture pesa 81,7 kg.[35]

Controllo termico

Il sottosistema di controllo termico mantiene le temperature di ciascun componente della sonda entro i limiti, usando un insieme di riscaldatori, radiatori, aperture, coperte e vernici termiche.[36]

Il sottosistema di controllo termico pesa 20,3 kg.[36]

Meccanismi

L'orientamento della sonda durante la fase di viaggio interplanetario
Illustrazione della sonda durante la fase di aerobreaking

Diversi meccanismi usati a bordo dell'Odyssey sono attribuibili alla sua antenna ad alto guadagno, mantenuta da 3 dispositivi di mantenimento durante lancio, viaggio e aerobraking. Una volta raggiunta l'orbita scientifica, l'antenna viene dispiegata con una cerniera motorizzata e direzionata attraverso giunti cardanici a 2 assi.[37]

Anche i 3 pannelli solari erano tenuti al lancio da 4 dispositivi di blocco che li rilasciarono poco dopo il lancio, e il cui direzionamento dipende da giunti cardanici biassiali.[37]

L'ultimo meccanismo è il sistema di dispiegamento del braccio del GRS.[37]

Tutti i meccanismi combinati pesano 24,2 kg.[37]

Software di volo

Odyssey riceve i suoi comandi e sequenze dalla Terra e le trasferisce in azioni della sonda. I, software di volo è capace di eseguire diverse operazioni contemporaneamente oppure comandi immediati.[38][39][40][41]

Il software responsabile dell'acquisizione dei dati è estremamente flessibile. Ottiene i dati dai dispositivi scientifici e ingegneristici e li inserisce in apposite categorie che i comandi a terra possono facilmente modificare.[38][39][40][41]

Il software di volo è anche responsabile di un numero di funzioni autonome, come la protezione dell'attitudine e dei guasti, eseguendo controlli interni molto frequenti per determinare la presenza di un errore. Se il software rileva un problema, eseguirà automaticamente un numero di operazioni prestabilite per risolverlo e inserirà la sonda in modalità di sicurezza in attesa di comandi a terra.[38][39][40][41]

Strumentazione scientifica

I tre strumenti principali di Odyssey sono:[42]

  • Gamma Ray Spectrometer (GRS), che include l'High Energy Neutron Detector (HEND), fornito dalla Russia;
  • Thermal Emission Imaging System (THEMIS);
  • Mars Radiation Environment Experiment (MARIE).

Il 28 Maggio 2002 (sol 210) la NASA riportò che il GRS aveva riscontrato grandi quantità di idrogeno, segno della presenza di uno strato di ghiaccio a un metro di profondità nella superficie marziana. Il GRS è una collaborazione tra il laboratorio lunare e planetario dell'Università dell'Arizona, il Los Alamos National Laboratory, e l'istituto di ricerca spaziale russo.

Gamma Ray Spectometer

Illustrazione del GRS

Il Gamma Ray Spectometer consiste in 4 componenti principali: la testa del sensore ai raggi gamma, lo spettrometro ai neutroni (NS), il rilevatore di neutroni ad alta energia (HEND, High-Energy Neutron Detector) e l'insieme delle elettroniche principali.[43] Il primo componente è separato dal resto della struttura da un braccio lungo 6,2 m, esteso dopo l'inserzione orbitale della sonda, utile a ridurre l'interferenza tra i raggi gamma oggetti di studio e quelli legati alla sonda stessa.[44][45] I rilevatori e spettrometri di neutroni, invece, sono montati direttamente sul bus e operano attivamente nella missione di mappatura.[46][47] La testa del sensore ai raggi gamma è costituita da un cristallo purissimo al germanio da 1,2 kg, mantenuto a una tensione di circa 3 kV, che si attiva solo in caso di urto con con una particella carica o un fotone ad alta energia ionizzante, il quale viene amplificato, misurato e digitalmente convertito in uno dei 16384 canali possibili, per produrre dopo qualche secondo un istogramma della distribuzione degli eventi in funzione dell'energia, sotto forma di spettro gamma.[44][45][48][49] La testa del GRS contiene il rilevatore, un dissipatore termico, un preamplificatore a basse temperature, uno scudo termico con chiusura e un sostegno al termine del braccio.[44][45]

Come funziona il GRS

L'HEND integra in uno strumento un set di 5 sensori di particelle, tra cui 3 contatori proporzionali e 2 scintillatori, specifici per ogni livello di energia, e un set di schede elettroniche, che controllano digitalmente le operazioni dei sensori e la tensione.[47][50] Quando tutti i sensori sono accesi, l'HEND permette di misurare i neutroni a terra tra 0,4 eV e 10 MeV.[47][51][52][53] Il Neutron Spectrometer (NS) è disegnato per rilevare neutroni di 3 classi energetiche, termica, epitermica e veloce, cui a ciascuna corrisponde il grado al quale i neutroni liberi, prodotti da collisioni con raggi cosmici galattici, sono stati moderati o messi in contatto con gli altri.[46] L'idrogeno è un ottimo moderatore di neutroni e il rilevatore è ben sensibile alla sua presenza superficiale (fino a una profondità di circa 1 metro), per cui larghe concentrazioni di idrogeno potrebbero indicare la presenza di acqua allo stato solido o liquido.[54]

Mappa della distribuzione globale dell'idrogeno sulla superficie marziana, ottenuta per mezzo di misurazioni del NS

Se esposti ai raggi cosmici i nuclei dei composti al suolo emettono energia sotto forma di raggi gamma, che vengono osservati dal GRS per quantificarne l'abbondanza. L'HEND e gli spettrometri ai neutroni rilevano i neutroni espulsi, mentre la testa del sensore ai raggi gamma rileva i raggi gamma, fornendo una mappa completa della composizione superficiale.[48][51][52][53]

Lo spettrometro ha fornito importanti notizie sull'origine e l'evoluzione di Marte e i processi che l'hanno modellato nel passato e lo modellano nel presente. Inoltre i dati forniti vengono utilizzati per determinare l'abbondanza di elementi nelle più grandi regioni geologiche marziane, attraverso una mappa globale dei depositi di acqua, la loro variazione di battente nei pressi della superficie, e le variazioni stagionali a cui sono sottoposte le calotte polari.[48][55]

Lo strumento è il prodotto di una partnership tra il Lunar and Planetary Lab del'Università dell'Arizona (GRS), il Los Alamos National Laboratory (NS) e il Russia's Space Research Institute (HEND).[43]

Specifiche

  • Massa: 30,5 kg
  • Potenza: 32 W
  • Dimensioni totali: (46,8 × 53,4 × 60,4) cm
  • Dimensioni spettrometro a neutroni: (17,3 × 14,4 × 31,4) cm
  • Dimensioni rilevatore di neutroni ad alta energia: (30,3 × 24,8 × 24,2) cm
  • Bus dell'elettronica: (28,1 × 24,3 × 23,4) cm

Thermal Emission Imaging System

Il Thermal Emission Imaging System a bordo del 2001 Mars Odyssey

Il Thermal Emission Imaging System (THEMIS) a bordo del 2001 Mars Odyssey è concepito per studiare la mineralogia della superficie e le proprietà fisiche di Marte scattando immagini termiche multispettrali in 9 lunghezze d'onda dell'infrarosso comprese tra 6,8 e 14,9 µm e in 5 bande del visibile e vicino infrarosso comprese tra 0,42 e 0,86 µm.[56][57]

Durante la missione scientifica primaria THEMIS ha mappato l'intero pianeta durante il dì e la notte in immagini multispettrali all'infrarosso con risoluzione di 100 m per pixel, tra cui il 60% del pianeta in immagini monobanda nel visibile a una risoluzione di 18 m per pixel e diverse percentuali in immagini nel visibile a 5 lunghezze d'onda.[58]

La maggior parte dei materiali geologici, inclusi carbonati, silicati, solfati, fosfati e idrossidi possiedono bande di assorbimento vibrazionale ben definite nella regione spettrale termica/infrarossa che fornisce informazioni diagnostiche sulla composizione dei minerali. L'abilità nell'identificare un'ampia gamma di minerali permette di rilevare quelli chiave per l'acqua, come carbonati e silicati idrotermali, classificabili nel proprio contesto geologico. Gli obiettivi specifici di queste analisi sono:[57][59][60]

  • determinare la mineralogia e petrologia dei depositi localizzati associati ad ambienti idrotermali o acquosi, e identificare futuri siti di atterraggio per studiarli più accuratamente;
  • cercare anomalie termiche associate a sistemi idrotermali attivi sotto la superficie;
  • studiare i processi geologici di scala piccola e le caratteristiche dei siti di atterraggio futuri attraverso le loro proprietà morfologiche e termofisiche;
  • investigare sui processi alle calotte polari durante tutte le stagioni.

THEMIS segue agli strumenti sperimentali Thermal Emission Spectrometer (TES) e Mars Orbiter Camera (MOC) a bordo del Mars Global Surveyor, offrendo una risoluzione spaziale nell'infrarosso sensibilmente maggiore per completare la mappatura globale iperspettrale (a 143 bande) del TES e le fotografie regionali nel visibile scattate dalla MOC e dalle sonde Viking.[56][57] Il THEMIS usa un microbolometro non raffreddato per il piano focale infrarosso. Le ottiche consistono in un telescopio riflettore anastigmatico a 3 specchi con apertura effettiva di 12 cm e f/1.6. Le fotocamere nel visibile e nell'infrarosso condividono le ottiche e l'alloggio ma hanno interfacce dati indipendenti. Il piano focale IR ha 320 pixel crosstrack e 240 pixel downtrack ricoperti da filtri a nastro di larghezza di banda da 10 a 1 μm in nove diverse lunghezze d'onda. Nel visibile la fotocamera dispone di un array di 1024 × 1024 pixel con 5 filtri.[56][57]

Specifiche

  • Massa: 11,2 kg
  • Potenza: 14 W
  • Dimensioni totali: (54,4 × 37 × 28,6) cm

Mars Radiation Environment Experiment

Il MARIE, usato per studiare la radiazione marziana, nella configurazione di lancio

Il Mars Radiation Environment Experiment è uno spettrometro capace di misurare lo spettro energetico elementare delle particelle cariche. È montato sul ponte scientifico del 2001 Mars Odyssey e ha un campo visivo che varia dai 90° ai 180° a seconda della posizione della sonda. 9 rilevatori separati all'interno del MARIE sono inseriti in un insieme che funge da telescopio. Questo stack consiste in 2 rilevatori A, 2 rivelatori sensibili alla posizione (PSD), 4 rilevatori B e un rilevatore C (Cherenkov).[61][62] I rilevatori A e B, in silicio, sono i principali identificatori di particelle. Ciascun rilevatore registra un segnale proporzionale all'energia depositata, funzione dell'energia della particella e del campo della sua carica (Z). Le particelle con energia sufficiente passano attraverso tutti i rilevatori; tuttavia, alcune particelle si fermano nello stack del rilevatore e la carica e l'energia di alcune di queste possono essere dedotte dai segnali dell'energia depositata e la profondità della penetrazione. Se una particella entra nel telescopio in un cono di sensibilità di 60°, e ha abbastanza energia per entrare in entrambi i rilevatori A1 e A2, è considerato un evento coincidente. In tal caso, tutte le schede dei rivelatori vengono sondate dalla CPU e i dati dell'evento vengono registrati. I PSD registrano anche la posizione dell'urto all'interno del rilevatore.[61][62]

L'energia minima richiesta per formare una coincidenza A1A2 corrisponde a un protone con un campo più vasto rispetto alla somma dello spessore dei rilevatori A1/PSD1/PSD2 messi insieme e una minuscola parte dello spessore dell'A2.[63][64][65] Ciascun impatto aggiunge fino a 0,374 g/cm2 di Si grazie a un'energia di 19,8 MeV.[61][62][63][64][65]

Le funzioni di risposta angolare vengono calcolate per quelle particelle che formano una coincidenza A1A2 e passano anche attraverso i rilevatori PSD, dato che sono le uniche particelle i cui angoli di incidenza possono essere misurati. Da notare che non tutte le particelle che danno origine a coincidenze A1A2 passano attraverso i PSD1 e PSD2 dato che i rilevatori sensibili alla posizione sono leggermente più piccoli.[61][63][64][65]

Se una particella colpisce uno dei rilevatori A, l'evento viene scartato perché l'angolo di impatto e l'energia persa nelle altre schede di rilevazione non sono noti. Inoltre, qualsiasi particella in entrata dalla parte bassa del telescopio non registrerà un evento sul rilevatore C a causa delle sue proprietà direzionali.[61][63][64][65]

Specifiche

  • Massa: 3,3 kg
  • Potenza: 7 W
  • Dimensioni totali: (29,4 × 23,2 × 10,8) cm

La missione

Schema della missione di Odyssey

Lancio

Il Delta II 7925 con a bordo il 2001 Mars Odyssey durante gli ultimi preparativi del lancio

Il Mars Odyssey venne lanciato con successo il 7 aprile 2001. Il ritorno della NASA su Marte dai tempi del Mars Climate Orbiter iniziò alle 11.02 EDT.[66] Circa 53 minuti dopo il lancio, alle 11.55 EDT, il controllo volo al Jet Propulsion Laboratory ricevette il primo segnale dalla sonda attraverso le antenne del Deep Space Network a Canberra, in Australia.[67]

Successivamente vennero resi disponibili 2 filmati del lancio:

  • Un video da 6 minuti del Kennedy Space Center, con lift-off, spegnimento dei razzi solidi e jettison, spegnimento del motore principale, separazione del primo stadio, ignizione del secondo stadio ed espulsione delle carenature;[68]
  • Un video da 3 minuti del Jet Propulsion Laboratory, che mostra lo spegnimento del secondo stadio, l’avvio della rotazione della sonda, e la separazione dal resto del razzo.[69]

La finestra di lancio dell’orbiter si estendeva per 21 giorni tra il 7 e il 27 aprile.[16] I primi 12 giorni costituivano la finestra di lancio primaria. Se la sonda fosse stata lanciata durante questo periodo, sarebbe stata possibile la missione scientifica nominale. La finestra di lancio secondaria correva tra il 19 e il 27 aprile, ma a causa delle velocità di arrivo più elevata con conseguente aerobreaking più lento, il lancio durante questo periodo avrebbe potuto intaccare la missione scientifica. Le date di arrivo su Marte erano calcolate tra il 24 e il 28 ottobre 2001.[16][70]

Finestre quotidiane

2 opportunità di lancio vicine erano possibili ogni giorno durante la finestra di lancio. Ognuna era separata da 30 a 60 minuti a seconda del giorno. Il 7 aprile la prima era alle 11:02 EDT e la seconda alle 11:32 EDT. Le opportunità divennero sempre più mattutine col passare del tempo.[70]

Liftoff

Il Delta II 7925 si solleva dalla CCAFS per portare il 2001 Mars Odyssey verso Marte

L’Odyssey decollò dallo Space Launch Complex 17 alla Cape Canaveral Air Force Station, in Florida. 66 secondi dopo il lancio vennero espulsi i primi tre motori a razzo solidi. Il secondo set di 3 boosters venne espulso un secondo dopo. I 3 boosters finali vennero espulsi 2 minuti e 11 secondi dopo il lancio. Circa 4 minuti e 24 secondi dopo il liftoff, il primo stadio si spense e venne espulso 8 secondi dopo. Circa 5 secondi dopo avvenne l’ignizione del secondo stadio, con la rimozione della carenatura 4 minuti e 41 secondi dopo il lancio. La prima accensione del secondo stadio avvenne fino a 10 minuti e 3 secondi dopo il lancio.[71]

A questo punto, il veicolo era in orbita terrestre bassa ad un’altitudine di 189 km, in un’orbita di parcheggio temporanea. Una volta raggiunto il punto orbitale corretto, il secondo stadio venne riacceso, a 24 minuti e 32 secondi dopo il lancio.[72] Vennero accesi piccoli razzi per mettere in rotazione il terzo stadio ancora attaccato al secondo. Il terzo stadio successivamente si staccò per mandare la sonda fuori dall’orbita terrestre. Un sistema di controllo della rotazione (consistente in un propulsore posto su un braccio montato su un lato del terzo stadio) mantenne la stabilità della traiettoria durante l'accensione del terzo stadio. Dopo, lo stadio superiore, ancora attaccato al 2001 Mars Odyssey, fermò la rotazione della sonda per separarsi, permettendo alla sonda di acquisire il miglior orientamento per il viaggio, circa 33 minuti dopo il lancio. Qualsiasi rotazione residua venne successivamente eliminata attraverso i propulsori di bordo.[73][74]

Circa 36 minuti dopo il lancio vennero estesi i pannelli solari. Circa 8 minuti dopo, vennero bloccati. Dopo, la sonda iniziò a trasmettere l'altitudine iniziale. Circa un'ora dopo il lancio, l'antenna da 34 m del complesso Deep Space Network a Canberra, in Australia, acquisì il primo segnale dell'Odyssey.[75]

Viaggio interplanetario

La fase di viaggio interplanetario tra la Terra e Marte è durata circa 200 giorni. Iniziò con il primo contatto con il DSN dopo il lancio e si estese fino a 7 giorni prima dell'arrivo su Marte. Le attività primarie durante il viaggio includevano un checkup della sonda nella sua configurazione di viaggio, monitorandola assieme ai suoi strumenti scientifici, e le attività necessarie a determinare il corretto orientamento della sonda. Le attività scientifiche pianificate per la fase di viaggio includevano invece controlli sulla salute e lo stato del carico, calibrazioni degli strumenti e ottenimento di dati da alcuni degli strumenti scientifici.

Una foto scattata dal 2001 MARS Odyssey che mostra la Terra e la Luna.

Il programma di volo venne chiamato di Tipo 1 dato che avveniva a meno di 180 gradi attorno al Sole. Durante i primi 2 mesi di viaggio, solo la stazione del Deep Space Network a Canberra fu capace di monitorare la sonda. A Maggio dello stesso anno, la stazione di Goldstone, in California, fu capace di contattarla, seguita a inizio Giugno dalla stazione di Madrid. Il progetto prevedeva anche l'uso della stazione a Santiago, in Cile, all'inizio della missione.[76] L'orbiter trasmise a Terra usando la sua antenna a medio guadagno e ricevette comandi con quella a basso durante la prima parte del volo. In alcuni punti durante i primi 30 giorni successivi al lancio, l'orbiter iniziò a trasmettere e ricevere attraverso l'antenna ad alto guadagno. Le sequenze di comando nel viaggio vennero generate e inviate circa una volta ogni 4 settimane durante uno dei passaggi regolarmente pianificati del DSN.[76]

Un'immagine della Terra scattata nel visibile e nell'infrarosso dal THEMIS il 19 aprile 2001

La sonda determinò perfettamente il suo orientamento nello spazio attraverso una fotocamera stellare e un'unità di misura inerziale. La sonda volò sia con l'antenna a medio che ad alto guadagno puntate verso la Terra e i pannelli solari verso il Sole. L'orientamento della sonda venne controllato attraverso rotelle a reazione (dispositivi con rotelle simili a giroscopi). Essi sono occasionalmente desaturati, scaricando il loro momento attraverso l'accensione dei propulsori del veicolo.[76]

Durante il viaggio interplanetario, l'Odyssey accese i suoi propulsori per un totale di 5 volte per aggiustare il suo cammino. La prima di queste correzioni orbitali avvenne 8 giorni dopo il lancio, correggendo gli errori di iniezione iniziale e aggiustando la mira verso Marte. Venne seguita da una seconda manovra 90 giorni dopo il lancio. Le rimanenti 3 manovre di correzione orbitale vennero usate per direzionare la sonda nel miglior punto di Marte. Queste vennero pianificate per il 14 settembre, il 17 ottobre e il 24 ottobre, prima dell'arrivo della sonda. La sonda comunicò continuamente per 24 ore con le antenne del Deep Space Network durante tutte le manovre correttive, che vennero eseguite in modalità "dirigi e brucia", in cui la sonda si volse verso l'attitudine desiderata per poi accendere i propulsori. Era chiaro che durante le accensioni la sonda avrebbe potuto non essere puntata verso la Terra, quindi non venne pianificata alcuna comunicazione durante questo momento breve ma critico.[77]

L'arrivo di Odyssey fotografato dal Mars Global Surveyor

Il controllo della navigazione durante il viaggio riguardava l'ottenimento di dati Doppler. Per ottenere maggiori informazioni durante la navigazione, il progetto prevedeva misurazioni interferometriche tra 2 sorgenti radio. In questo caso, una delle 2 sorgenti radio è il segnale di telemetria proveniente dall'Odyssey, mentre l'altra è una sorgente naturale come un quasar o il segnale telemetrico proveniente dal Mars Global Surveyor. Ciascuna sorgente venne registrata simultaneamente dalle 2 antenne radio. Queste misurazioni vennero archiviate e processate per il test dei sistemi durante il primo e medio viaggio e settimanalmente durante la fase di approccio su Marte. Per i primi 14 giorni dopo il lancio il DSN tracciò continuamente la sonda. Durante la fase silenziosa del viaggio, sono 3 passaggi da 8 ore vennero pianificati. Il tracciamento continuativo riprese i 50 giorni antecedenti all'arrivo su Marte.[78]

Gli strumenti scientifici vennero avvedi, testati e calibrati durante il viaggio. Il THEMIS ottenne un'immagine della Luna e della Terra circa 12 giorni dopo il lancio, indicando il corretto funzionamento della sonda. Il sistema di calibrazione stellare venne pianificato a distanza di 45 giorni dal lancio, mentre un'immagine di approccio di Marte benne scattata 12 giorni prima dell'arrivo sul pianeta rosso, in caso di mancata cattura dell'immagine della Terra o della Luna.[79][80]

Vennero pianificati 2 periodi di calibrazione del GRS. Ciascuno sei 3 sensori dello spettroscopio venne acceso durante questi periodi a seconda delle capacità elettroniche della sonda. Il Mars Radiation Environment Experiment venne disegnato per ottenere dati sulle radiazioni costantemente durante il viaggio per aiutare a determinare l'ambiente di radiazioni verso Marte.[81]

Un test sull'antenna UHF dell'orbiter venne pianificato tra 60 e 80 giorni dopo il lancio. L'antenna da 45 metri della Stanford University venne usata a tale proposito. Il sistema UHF viene usato per ripetere il segnale dei Lander e Rover su Marte, e non è usato come parte della sua missione scientifica.[82]

Mars Orbit Insertion (MOI)

La sonda durante la manovra di inserzione orbitale marziana

La tabella che segue contiene tutte le operazioni eseguite per la manovra di inserzione orbitale marziana. Tutti gli orari, pomeridiani, sono riferiti al PDT.[83][84]

  • 4:56 - circa 2 ore e mezza prima dell'accensione dei motori, vendono mandati comandi per accendere piccoli propulsori di desaturazione a bordo per scaricare il momento della rotazione delle rotelle a reazione. Questi dispositivi sono simili a giroscopi e vengono usati per controllare l'orientamento della sonda - il suo posizionamento nei tre assi - assicurandosi che sia puntata nella direzione corretta. 
  • 7:06 - catalizzatori di riscaldamento del letto, chiamati riscaldatori "catbed", vengono accesi per mitigare i "catbeds" nella temperatura operativa per una migliore accensione dei motori di controllo a reazione. Questi sono dei piccoli jet per controllare rollio, beccheggio e imbardata della sonda. Essi bruceranno a intermittenza durante l'accensione del motore principale per mantenere la sonda in un corretto allineamento.
  • 7:12 - le linee tra i serbatoi del propellente e dell'ossidante verso il motore principale (le quali vennero sfiatate da ogni gas residui prima del lancio) vengono ora riempite da valvole ad apertura pirotecnica. 5 minuti dopo, i serbatoi vengono pressurizzati attraverso l'apertura di ulteriori valvole pirotecniche per assicurare un regolare flusso di ossidante e propellente durante la combustione. Ciò è importante per ottenere una combustione liscia nel motore per stabilizzare la spinta e la decelerazione dell'Odyssey.
  • (le valvole del sistema di propulsione vengono attibate quando delle piccole cariche pirotecniche vengono elettricamente accese per aprire le valvole in tubatura con il diametro di una matita. Ogni carica rompe ed apre una guarnizione e crea una linea pulita per permettere al pressurizzante, gas elio, di entrare nei serbatoi)
  • 7:18 - i canali di telecomunicazione vengono spostati dall'antenna ad alto a quella a medio guadagno per la trasmissione di segnali verso la Terra, e l'antenna a basso guadagno per ricevere i comandi. Queste antenne sono meno potenti ma possono ricevere e inviare segnali in un arco più ampio di quello dell'antenna ad alto guadagno. Solo il segnale di trasferimento, che non include alcuna telemetria, venne trasmesso dalla sonda prima del suo passaggio dietro Marte. A quel punto la sonda avrebbe completato l'accensione del motore e sarebbe stata catturata dalla gravità marziana in un’orbita altamente ellittica attorno a Marte.
  • 7:19 - l'antenna del DSN da 70 m di diametro a Goldstone, in California, punta al segnale di trasferimento dell’Odyssey. Il ricevimento del segnale permetterà al controllo volo a terra di calcolare il moto della sonda attraverso le variazioni di frequenza del segnale. Queste variazioni, che causano l’effetto Doppler, si presenteranno al variare della velocità della sonda durante l’accensione del motore principale. Le rotelle a reazione puntarono la sonda nella direzione corretta in preparazione per l’accensione del motore.
  • 7:26 – Ignizione del motore principale per avviare l’inserzione orbitale attorno a Marte.
  • 7:36 - Il Deep Space Network perde il collegamento con Odyssey a causa del suo passaggio dietro Marte.
  • 7:36 – Dietro Marte e senza comunicazioni, la sonda entra nell’ombra e oscurità marziana per 2 minuti.
  • 7:39 - Odyssey raggiunge il periasse – il più basso punto nella sua prima orbita attorno a Martem ad un’altitudine di circa 328 km. La sonda è ancora irraggiungibile a terra.
  • 7:45 – L’accensione del motore principale viene completata.
  • 7:49 – Ancora isolata, la sonda punta l’antenna ad alto guadagno verso la Terra attraverso le rotelle a reazione. Il software di protezione contro i guasti viene riattivato (il software di protezione contro i guasti supera le normali operazioni spaziali quando si verifica un evento imprevisto sul veicolo spaziale e dirige la navicella per interrompere ciò che sta facendo, la immette in uno stato sicuro e la orienta all’attesa di comandi da Terra).
    Illustrazione della sonda durante la fase di aerobreaking
  • 7:56 – Dal punto di vista terrestre, Odyssey emerge dal retro di Marte, e le antenne del Deep Space Network provano a fissare il collegamento con il segnale della sonda.
  • 8:00 – I serbatoi del propellente, ossidante e pressurizzante di Odyssey vengono meccanicamente isolati con valvole pirotecniche in modo tale da non pressurizzarli eccessivamente.
  • 8:01 - Odyssey avvia le telemetrie e inizia a trasmettere dati a 40 bit per secondo. Il Deep Space Network impiega diversi minuti per sincronizzare l’equipaggiamento con le telemetrie a causa della bassa velocità di ricezione con cui i dati vengono ricevuti. Una volta fissato il collegamento, i messaggi da Odyssey vengono reindirizzati al JPL.

Aerobraking

Odyssey spese circa 3 mesi in aerobreaking, sfruttando la frizione degli strati superiori dell'atmosfera marziana per rallentare e stabilizzare l'orbita circolare. Utilizzando l'atmosfera di Marte per rallentare la sonda, anziché i motori, vennero risparmiati più di 200 kg di propellente (questa riduzione nel peso della sonda permise alla missione di essere lanciata da un razzo Delta II 7925, più economico rispetto ad un razzo più potente).[85] L'aerobreaking finì a gennaio, e Odyssey iniziò la sua missione di mappatura il 19 febbraio 2002. La missione nominale di Odyssey finì nell'agosto 2004, ma rimase attiva grazie alle numerose estensioni.[86]

Mappatura e missione scientifica primaria

Illustrazione della sonda in assetto per la mappatura di Marte

La missione scientifica primaria iniziò all’incirca 90 giorni dopo la cattura della sonda in orbita marziana e durò 917 giorni terrestri. L’inclinazione scientifica dell’orbita è di 93,1°, risultando in un’orbita quasi eliosincrona. Il periodo orbitale è appena inferiore alle 2 ore. Successive tracce a terra vengono separate in longitudine da approssimativamente 29,5° e l’intera parte viene ripetuta circa ogni 2 sols, o giorni marziani.[87][88][89]

Durante la fase scientifica e la missione estesa, il sistema di fotografia ad emissioni termali catturò immagini multispettrali nell’infrarosso per creare mappe globali dei minerali sulla superficie marziana, ed ottenne anche immagini nel visibile con una risoluzione di circa 18 metri. Lo spettrometro ai raggi gamma catturò misurazioni globali durante tutte le stagioni marziane. Infine, il Mars Radiation Environment Experiment ottenne dati sulle radiazioni dell’ambiente planetario.[87][88][89]

Ripetizione dei segnali di rover e lander in superficie

Odyssey è stato utile per ripetere le comunicazioni tra la Terra ed i rover della NASA precedenti al Curiosity. Circa l'85% delle immagini e dei dati ottenuti dai Mars Exploration Rovers, Spirit ed Opportunity, sono stati ricevuti grazie alla ripetizione di Odyssey, che continua a ricevere trasmissioni dal rover superstite, Opportunity, ogni giorno.[90] L'orbiter ha aiutato ad analizzare i potenziali siti di atterraggio per i rover e performò gli stessi processi con il lander Phoenix, che atterrò nel 2008.[91] Odyssey aiutò il Mars Reconnaissance Orbiter, che raggiunse l'orbita marziana nel 2006, monitorando le condizioni atmosferiche durante i suoi primi mesi di aerobreaking.

Missione estesa

L'orientamento della sonda durante la missione estesa per la ripetizione dei segnali dai rover in superficie

Il 30 settembre 2008 (sol 2465) la sonda alterò la sua orbita per ottenere maggiore sensibilità per i suoi strumenti fotografici ai raggi infrarossi per mappare la mineralogia marziana. La nuova orbita ha eliminato l'utilizzo del GRS, a causa di potenziali surriscaldamenti.

Il carico dell'esperimento sulla radiazione MARIE smise di funzionare dopo un grande evento solare che bombardò Odyssey il 28 ottobre 2003. Gli ingegneri credono che la causa principale sia un chip danneggiato da una particella solare distruggendo il computer di bordo di MARIE.

Uno dei tre giroscopi fallì nel giugno 2012, ma il disegno di Odyssey ne includeva un quarto di scorta progettato per questi casi. Il ricambio è stato messo in servizio con successo. Da luglio 2012, Odyssey è tornato in funzione in modo nominale dopo tre settimane in modalità provvisoria.[92]

L'11 febbraio 2014 il controllo missione ha accelerato lo spostamento di Odyssey verso un'orbita non eliosincrona per permettere l'osservazione delle variazioni di temperatura superficiale dopo l'alba e dopo il tramonto in migliaia di località su Marte. Il cambiamento si verificherà gradualmente fino al raggiungimento della geometria nel novembre 2015, quando un'altra manovra lo arresterà.[93] Questo spostamento potrebbe permettere di approfondire riguardo alla composizione del terreno ed ai processi di variazione termica, assieme ai flussi nella stagione calda in alcuni versanti, e ai geysers alimentati dal disgelo del ghiaccio secco presente nei pressi dei poli marziani.[93]

Il 19 ottobre 2014 la NASA ha riportato che il Mars Odyssey[94], assieme al Mars Reconnaissance Orbiter[95] e il MAVEN[96] non avevano riportato danneggiamenti a seguito del flyby Comet Siding Spring.[97][98]

Nel 2010, un portavoce del Jet Propulsion Laboratory ha riportato che Odyssey potrebbe continuare a funzionare fino al 2016 e forse anche oltre.[99] Questa stima è stata successivamente estesa a circa più di 10 anni (fino al 2025).[100]

Acqua su Marte

Una mappa di Marte, basata sui dati raccolti da Odyssey, mostra la concentrazione di acqua sul pianeta rosso

Mars Odyssey ha mappato la distribuzione dell'acqua sulla superficie[101]. La verità sul terreno è arrivata il 31 luglio 2008, quando la NASA ha annunciato che il lander Phoenix aveva confermato la presenza di acqua su Marte[102], come predetto dall'orbiter nel 2002. Il team scientifico sta cercando di determinare il luogo dove il ghiaccio si scioglie abbastanza da permettere la vita microscopica, e se sono presenti composti contenenti carbonio ed altri materiali primari per la vita.

Odyssey e Curiosity

Lo strumento THEMIS è stato utilizzato per selezionare un sito di atterraggio per il Mars Science Laboratory (MSL)[103]. Diversi giorni prima dell'atterraggio di Curiosity nell'agosto 2012 l'orbita di Odyssey era stata alterata per assicurare il ricevimento dei segnali del rover durante i primi minuti sul suolo marziano[104]. Ora Odyssey opera come ripetitore per i segnali radio UHF dal rover MSL. Siccome Odyssey è in un'orbita eliosincrona, passa su Curiosity esattamente 2 volte al giorno, permettendo una conveniente pianificazione dei contatti con la Terra.[104]

Note

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