Mars Reconnaissance Orbiter

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Mars Reconnaissance Orbiter
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Vue d'artiste de la sonde MRO, scrutant la surface de Mars.
Lancement de la sonde le 12 ao√Ľt 2005.

Mars Reconnaissance Orbiter (sigle : MRO) est une sonde spatiale am√©ricaine actuellement en orbite autour de Mars. Son lancement, initialement pr√©vu par la NASA le 10 ao√Ľt 2005, a d√Ľ √™tre report√© √† deux reprises, suite √† des incidents techniques (notamment √† cause d'un probl√®me mineur sur l'√©tage Centaur de la fus√©e Atlas). Elle a √©t√© finalement lanc√©e avec succ√®s, le vendredi 12 ao√Ľt 2005, pour une odyss√©e de 500 millions de kilom√®tres en direction de Mars.

Le 10 mars 2006, apr√®s un voyage de sept mois, elle a ex√©cut√© avec succ√®s, au grand soulagement des responsables de la mission, qui suivaient anxieusement l'op√©ration au Jet Propulsion Laboratory de la NASA, √† Pasadena en Californie, les d√©licates manŇďuvres lui permettant d'entrer en orbite autour de la plan√®te rouge, qu'elle √©tudiera pendant deux ans. Elle va maintenant se rapprocher peu √† peu de Mars gr√Ęce √† la force d'attraction et passer dans les six prochains mois d'une r√©volution elliptique de 35 heures √† une orbite quasiment circulaire de deux heures autour de l'astre.

Cette sonde, dont les objectifs scientifiques sont multiples, devrait permettre d'am√©liorer notre compr√©hension de Mars, gr√Ęce √† une observation d√©taill√©e de sa surface. Elle permettra de s√©lectionner d'√©ventuels sites d'atterrissages pour de futures missions, et elle fera office de relais √† haut d√©bit pour les futures sondes pr√©sentes √† la surface de Mars. Elle remplacera la vieillissante sonde Mars Global Surveyor comme plate-forme principale d'observation de la plan√®te Mars. MRO est devenue, une fois en orbite, le quatri√®me satellite artificiel en activit√© de la plan√®te rouge (rejoignant ainsi la sonde europ√©enne Mars Express, et les deux sondes de la NASA Mars Odyssey et Mars Global Surveyor).

Sommaire

Vue d'ensemble

MRO conduira sa mission scientifique durant une p√©riode de deux ann√©es, apr√®s s'√™tre plac√©e sur une orbite circulaire gr√Ęce √† la technique du freinage atmosph√©rique (ou a√©rofreinage), que la NASA commence √† ma√ģtriser. Cette technique consiste √† ralentir progressivement le vaisseau gr√Ęce √† la haute atmosph√®re de Mars pour rendre l'orbite d'un vaisseau plus circulaire. La mission scientifique proprement dite ne commencera que lorsque tous les tests techniques seront effectu√©s (en novembre 2006). Apr√®s ses deux ann√©es de mission, la sonde continuera tr√®s probablement ses observations scientifiques, en continuant √† servir de relais de communication.

La sonde Mars Reconnaissance Orbiter pr√©parera donc le terrain pour de futures missions d√©j√† pr√©vues par la NASA, notamment pour le ¬ę lander ¬Ľ appel√© Phoenix, s√©lectionn√© pour √™tre envoy√© durant l'opportunit√© de lancement de 2007, mais aussi pour un robot mobile appel√© Mars Science Laboratory, qui sera d√©velopp√© pour profiter de la fen√™tre de lancement de 2011. Les cam√©ras de MRO permettront de choisir les meilleurs sites d'atterrissage pour ces robots, en faisant le meilleur compromis entre risques potentiels et r√©colte scientifique attendue sur les dits sites. Les capacit√©s sup√©rieures de la sonde MRO en mati√®re de transmission de donn√©es permettront de fournir un relais de communication indispensable pour les missions pr√©sentes au sol. MRO sera aussi capable de fournir des donn√©es essentielles durant l'atterrissage de ces sondes.

Déroulement de la mission

Vue d'artiste : la s√©quence de freinage atmosph√©rique de la sonde MRO.

Mars Reconnaissance Orbiter fut lanc√©e le 12 ao√Ľt 2005, depuis le complexe spatial de Cap Canaveral, √† bord d'une fus√©e Atlas V, √©quip√©e de l'√©tage sup√©rieur Centaur. Elle b√©n√©ficiait quotidiennement d'une fen√™tre de lancement de deux heures entre le 10 et le 30 ao√Ľt. 56 minutes apr√®s le d√©collage, l'√©tage Centaur a enti√®rement br√Ľl√© son combustible afin de placer la sonde MRO sur son orbite de transfert interplan√©taire en direction de Mars.

MRO a navigué dans l'espace durant sept mois et demi avant d'atteindre Mars. Quatre corrections de trajectoire pouvaient être éventuellement réalisées, afin que la sonde puisse effectuer sans problème son insertion orbitale une fois arrivée au plus près de Mars.

L'insertion orbitale se produisit lorsque la sonde MRO se rapprocha de Mars, pour la premi√®re fois le 10 mars 2006. La sonde passa sous l'h√©misph√®re sud de la plan√®te, √† une altitude comprise entre 370 et 400 kilom√®tres (190 miles). Les six moteurs principaux de la sonde br√Ľl√®rent leur carburant durant 27 minutes, afin de r√©duire la vitesse de la sonde de 2 900 m/s (6 500 miles par heure) √† 1 900 m/s (4 250 miles par heure).

Cette insertion orbitale pla√ßa la sonde sur une orbite polaire tr√®s elliptique. Le p√©riapse, c‚Äôest-√†-dire le point o√Ļ la sonde se rapproche le plus de la surface, est de 300 kilom√®tres (180 miles). L'apoapse, le point le plus distant de la surface, est de 45 000 kilom√®tres (28 000 miles). La sonde met alors 35 heures pour effectuer une orbite compl√®te.

Le freinage atmosph√©rique (¬ę aerobraking ¬Ľ en anglais) commen√ßa peu apr√®s cette insertion orbitale, pour donner √† la sonde une orbite plus basse et plus rapide. Ce freinage permet d'√©conomiser du carburant (presque 50 %). Le freinage atmosph√©rique se d√©roula en trois √©tapes :

  • MRO abaissa progressivement son p√©riapse en utilisant ses moteurs. L'altitude id√©ale du freinage atmosph√©rique fut d√©termin√©e le moment venu, elle d√©pendait de la finesse de l'atmosph√®re (rappelons que la pression atmosph√©rique varie selon les saisons sur Mars). Cette premi√®re √©tape fut r√©alis√©e en cinq orbites, soit une semaine terrestre.
  • MRO resta ensuite √† une altitude suffisamment basse pour utiliser le freinage atmosph√©rique durant 5 mois et demi, soit moins de 500 orbites. Les ing√©nieurs de la NASA utilis√®rent les moteurs de la sonde pour effectuer des corrections occasionnelles du p√©riapse, afin que la sonde ne se d√©sint√®gre pas dans l'atmosph√®re t√©nue. Gr√Ęce √† ce freinage, l'apoapse devrait √™tre r√©duite √† 450 kilom√®tres (280 miles).
  • Pour terminer la s√©quence de freinage atmosph√©rique, la sonde MRO utilisa ses propulseurs pour que son p√©riapse soit situ√© hors de l'atmosph√®re martienne (√† la fin du mois d'ao√Ľt 2006).

Apr√®s cette phase de freinage, les ing√©nieurs effectueront des ajustements suppl√©mentaires de l'orbite, durant une ou deux semaines, gr√Ęce aux moteurs. Ces corrections s'effectueront probablement avant une conjonction solaire qui aura lieu entre le 7 octobre et le 8 novembre 2006. En effet, √† cette p√©riode, Mars passera derri√®re le Soleil pour les observateurs terrestres. Apr√®s cette phase de freinage atmosph√©rique, les op√©rations scientifiques pourront commencer. L'orbite de travail oscillera entre 255 kilom√®tres (au-dessus du p√īle Sud) et 320 kilom√®tres (au-dessus du p√īle Nord de Mars)[1].

Les opérations scientifiques se dérouleront durant une période nominale de deux ans. Après cela, la mission étendue débutera. La sonde servira de réseau de communication et de navigation pour les landers et les rovers présents au sol.

Instrumentation

Volume de données attendu de la sonde MRO.

Les principaux buts de la mission de Mars Reconnaissance Orbiter sont la recherche d'éventuelles ressources aquifères, la caractérisation de l'atmosphère et de la géologie martienne.

Six instruments scientifiques sont embarqués à bord du vaisseau, ainsi que deux instruments qui utilisent les données récoltées par les sous-systèmes du vaisseau, pour récolter des données scientifiques. Trois démonstrations technologiques sont aussi incluses, pour être éventuellement utilisées lors de missions futures.

Instrumentation scientifique

HiRISE

La cam√©ra HiRISE (High Resolution Imaging Science Experiment) est constitu√©e d'un t√©lescope r√©fl√©chissant de 0,5 m√®tre, le plus grand jamais utilis√© dans une mission spatiale. Cette cam√©ra a une r√©solution angulaire correspondant √† 0,3 m√®tre au sol depuis une hauteur de 300 kilom√®tres. Elle prendra des clich√©s dans trois bandes de couleurs : en bleu-vert, en rouge et dans l'infrarouge.

Pour faciliter la cartographie de sites potentiels d'atterrissage, la cam√©ra HiRISE peut produire des images st√©r√©o. On pourra ainsi estimer la topographie d'un site avec une pr√©cision de 0,25 m√®tre.

Comparaison de la résolution de la caméra HiRISE de MRO, avec celle de son prédécesseur, MGS.
La caméra HiRISE.
La caméra HiRISE est préparée avant d'être rattachée à la sonde.

CTX

La ¬ę cam√©ra de contexte ¬Ľ (en anglais Context Imager, dont le sigle est CTX) fournira des clich√©s monochromes, pouvant couvrir jusqu'√† 40 km de largeur, avec une r√©solution de 8 m√®tres par pixel. L'instrument CTX doit fonctionner de mani√®re synchrone avec les deux autres cam√©ras pr√©sentes sur la sonde, pour fournir (comme son nom l'indique) des cartes permettant de replacer les images d'HiRISE et de MARCI dans leur contexte global.

MARCI

Le Mars Color Imager, aussi appelé MARCI, fournira des images dans 5 bandes de couleurs visibles, et dans deux bandes ultraviolettes. MARCI sera utilisé pour réaliser une carte globale de Mars, afin de caractériser les variations journalières, saisonnières et annuelles du climat martien. MARCI fournira aussi des bulletins météo journaliers.

CRISM

L'instrument CRISM.

L'instrument CRISM est un spectrom√®tre travaillant dans l'infrarouge et la lumi√®re visible. Il produira des cartes d√©taill√©es de la min√©ralogie de la surface martienne. Cet instrument a une r√©solution de 18 m√®tres, √† une distance orbitale de 300 km. Il op√©rera dans des longueurs d'onde comprises entre 400 et 4 050 nm, mesurant leur spectre gr√Ęce √† 560 canaux de 6,55 nm de largeur chacun. En langue anglaise, CRISM est l' acronyme de : Compact Reconnaissance Imaging Spectrometers for Mars

MCS

Le Mars Climate Sounder (sigle MCS) est un spectrom√®tre de 9 canaux, dot√© d'un canal large bande fonctionnant du proche ultraviolet au proche infrarouge (0,3 √† ¬Ķm), et huit canaux fonctionnant dans l'infrarouge moyen (12 √† 50 ¬Ķm). Les diff√©rents canaux permettront √† l'instrument de mesurer la temp√©rature, la pression, la vapeur d'eau et les niveaux de poussi√®re pr√©sents √† la surface.

Il observera l'atmosph√®re en s'int√©ressant √† l'horizon de la plan√®te visible depuis la sonde. Cet instrument fractionnera cette image de l'horizon, afin d'analyser finement les diff√©rentes couches de l'atmosph√®re. Le MCS sera capable de visualiser des couches de l'atmosph√®re s√©par√©es de 5 km (3 miles).

Les mesures effectuées seront assemblées pour réaliser des cartes journalières et globales de la température montrant les variations atmosphériques sur Mars.

SHARAD

L'exp√©rimentation Shallow Subsurface Radar, surnomm√©e ¬ę SHARAD ¬Ľ, est con√ßue pour sonder la structure interne de la calotte polaire martienne, mais aussi pour rassembler des informations sur les couches de glace souterraines pr√©sentes sur Mars, sur les roches et pour d√©tecter (qui sait !), de l'eau liquide qui pourrait √™tre accessible depuis la surface.

Autres investigations scientifiques

√Čtude du champ de gravit√©

Les variations du champ gravitationnel martien peuvent engendrer des variations de vitesse pour la sonde MRO. La vélocité de la sonde sera mesurée en utilisant le décalage Doppler de l'orbiteur, dont le signal est renvoyé vers la Terre.

√Čtude de la structure de l'atmosph√®re martienne

Des accéléromètres très sensibles sont intégrés à l'orbiteur. Ils permettront de déterminer par déduction la densité atmosphérique. On ne sait pas encore si cette expérience se déroulera uniquement durant la phase de freinage atmosphérique (lorsque MRO est situé à une altitude plus basse, dans des zones plus denses de l'atmosphère), ou durant toute la mission.

Démonstrations technologiques

Electra

Electra est une antenne UHF √† haute fr√©quence, con√ßue pour communiquer avec les futurs ¬ę landers ¬Ľ d√®s leur atterrissage. Gr√Ęce √† Electra, l'arriv√©e et la localisation de sondes sur Mars seraient plus pr√©cises.

Caméra de navigation optique

La caméra de navigation optique prendra des clichés des lunes de Mars, Phobos et Déimos avec les étoiles en arrière plan, afin de déterminer l'orbite de MRO avec plus de précision. Cette expérience n'est pas indispensable au bon fonctionnement de la mission, elle a été incluse pour que les ingénieurs puissent tester de nouvelles techniques de repérage dans l'espace. À l'avenir, les insertions en orbite et les atterrissages pourraient être plus précis.

Données d'ingénierie

MRO, un orbiteur de grande taille par rapport aux sondes précédentes.

Structure de la sonde

Les employ√©s de Lockheed Martin Space Systems ont assembl√© la structure du vaisseau √† Denver, et lui ont greff√© les instruments scientifiques. Le mat√©riel scientifique fut construit √† Tucson, par l'Universit√© d'Arizona ; √† Laurel, dans le Maryland, au laboratoire de physique appliqu√©e de l'Universit√© Johns-Hopkins, mais aussi en Europe, √† Rome, √† l'Agence spatiale italienne (ASI); ainsi qu'√† San Diego, en Californie, au Malin Space Science Systems et au JPL.

Le vaisseau est composé en grande partie de carbone (un matériau composite contenant du graphite renforcé de plastique), ainsi que de plaquettes alvéolées en aluminium. La charge utile de l'orbiteur dépend du poids du réservoir de carburant, qui occupe la plus grande partie de la structure du vaisseau, il est en titane.

  • La masse totale est inf√©rieure √† 2 180 kilogrammes.
  • La masse √† vide (sans carburant) est de moins de 1 031 kilogrammes.

√Ä l'origine, l'orbiteur pesait 2 180 kilogrammes (soit 4 806 livres), mais les ing√©nieurs ont r√©ussi √† r√©duire le poids de la sonde de 51 kg (112 livres). Cet all√®gement de la structure permettra de rajouter un suppl√©ment d'hydrazine, afin d'√©tendre la dur√©e de vie de la sonde jusqu'en 2014.

Système d'alimentation électrique

Les panneaux solaires de la sonde MRO.

L'√©nergie √©lectrique de la sonde Mars Reconnaissance Orbiter provient uniquement de ses deux panneaux solaires. Chaque panneau peut pivoter de fa√ßon ind√©pendante autour de deux axes (rotation du haut vers le bas, ou de gauche √† droite). Chaque panneau solaire a une aire d'environ 10 m√®tres carr√©s, et contient 3 744 cellules solaires distinctes. Ces cellules sont constitu√©es de trois couches, elles permettent de convertir plus efficacement l'√©nergie solaire en √©lectricit√©. Dans le cas de MRO, ces cellules sont capables de convertir plus de 26 % de l'√©nergie du Soleil en √©lectricit√©, et connect√©es ensemble, elles sont capables de d√©livrer une tension de 32 V. Sur Mars, les deux panneaux solaires fourniront environ 1 000 watts √† la sonde.

Mars Reconnaissance Orbiter utilisera deux batteries rechargeables au Nickel m√©tal hydrure. Les batteries sont utilis√©es comme source d'√©nergie lorsque les panneaux solaires ne font pas face au Soleil (comme durant le lancement, l'insertion orbitale ou le freinage atmosph√©rique), ou lors des passages dans l'ombre de Mars. Chaque batterie une capacit√© de 50 Ah, mais la sonde n'ayant pas besoin de toute cette √©nergie, la batterie sera probablement utilis√©e au d√©but vers 40 % de sa capacit√©. Cette capacit√© diminue avec leur usure et celle des panneaux solaires. Lorsque la tension restante tombera sous 20 V, l'ordinateur de bord cessera de fonctionner.

√Člectronique embarqu√©e

L'ordinateur principal de Mars Reconnaissance Orbiter est un processeur 32-bit RAD750, comprenant 10,4 millions de transistors, et dont l'horloge interne est cadenc√©e √† 133 MHz. Ce processeur est une version sp√©ciale du processeur PowerPC750 aussi appel√© G3, mais cette version est durcie pour r√©sister aux radiations spatiales. Une carte m√®re sp√©cifique a √©t√© r√©alis√©e pour l'occasion. Le processeur RAD750 est le successeur du RAD6000. Bien entendu, ce processeur peut para√ģtre d√©suet si on le compare √† un PC ou √† un Macintosh, mais ce processeur est particuli√®rement fiable dans l'espace, il peut m√™me fonctionner lors des temp√™tes solaires.

Les donn√©es scientifiques sont stock√©es dans une m√©moire flash de 160 Gigabits (20 giga-octets), constitu√©e d'environ 700 puces de m√©moire, chaque puce ayant une capacit√© de 256 Mo. Cette capacit√© de stockage n'est pas tr√®s importante si l'on consid√®re que le volume de donn√©es acquis p√®sera lourd. En effet, une seule image de la cam√©ra HiRISE pourra occuper jusqu'√† 28 Gigabits de donn√©es.

Le système d'exploitation du vaisseau, VxWorks dispose de nombreux outils permettant d'effectuer un monitoring du vaisseau. De nombreux protocoles inclus dans VxWorks lui permettent de diagnostiquer précisément d'éventuelles erreurs.

Systèmes de navigation

Les systèmes de navigation et des senseurs fourniront des données aux ingénieurs (position du vaisseau, cap et altitude).

  • Seize senseurs solaires (dont huit de secours) sont plac√©s tout autour du vaisseau, pour mesurer la position de celui-ci par rapport au Soleil.
  • Deux ¬ę chasseurs ¬Ľ d'√©toiles seront utilis√©s pour fournir un pointage de pr√©cision √† l'orbiteur, afin de d√©terminer son orientation et son altitude. Ces ¬ę chercheurs d'√©toiles ¬Ľ sont de simples cam√©ras num√©riques utilis√©es pour reconna√ģtre la position d'√©toiles d√©j√† catalogu√©es de mani√®re autonome.
  • Deux centrales inertielles sont aussi pr√©sentes √† bord (dont une de secours). Elles fourniront des donn√©es lors des mouvements du vaisseau. Chaque centrale √† inertie est constitu√©e de trois acc√©l√©rom√®tres et de trois gyroscopes de type gyroscope-laser (Ring Laser Gyroscope - RLG) .

Système de télécommunications

L'antenne à grand gain.

Le sous-syst√®me d√©di√© aux t√©l√©communications utilise une grande antenne pour transmettre ses donn√©es √† la fr√©quence couramment utilis√©e pour les sondes interplan√©taires (soit la bande X, √† la fr√©quence de GHz). MRO innovera en utilisant de mani√®re exp√©rimentale la bande Ka, √† 32 Ghz, afin de transmettre des donn√©es √† haut-d√©bit. La vitesse de transmission des donn√©es pourrait atteindre Mbit/s, selon les pr√©visions. Ce taux de transfert de donn√©es est dix fois plus √©lev√© que pour les pr√©c√©dents orbiteurs martiens. Deux amplificateurs seront utilis√©es pour la fr√©quence radio en bande-X (puissance √©mise de 100 watts, le second amplificateur √©tant un appareil de secours). Un amplificateur en bande-Ka consomme 35 watts. Au total, la sonde achemine deux transpondeurs.

Deux antennes plus petites, à faible gain, sont aussi intégrées à la sonde, pour les communications à bas débit (elles seront utilisées en cas de situations critiques, lors du lancement ou de l'insertion en orbite martienne). Ces antennes n'ont pas besoin d'être pointées vers la Terre, elles peuvent transmettre et émettre dans n'importe quelle direction.

Système de propulsion

Un r√©servoir de carburant de 1 175 litres est rempli avec 1 187 kg d'hydrazine, un monergol. La pression √† l'int√©rieur du r√©servoir est r√©gul√©e par gaz (de l'h√©lium pressuris√©) pr√©sent dans un autre r√©servoir d√©di√©. Pr√®s de 70 % du carburant sera utilis√© pour l'insertion orbitale.

La sonde est dot√©e de vingt moteurs de pouss√©e :

  • Six moteurs de forte pouss√©e, principalement destin√©s √† l'insertion en orbite. Chacun des moteurs produit 170 newtons de pouss√©e ; soit un total de 1020 newtons de pouss√©e.
  • Six moteurs interm√©diaires, pour effectuer des manŇďuvres de correction de trajectoire, mais aussi pour contr√īler la position angulaire, ainsi que la rotation de la sonde durant l'insertion orbitale (en anglais, on parle de l'attitude control pour d√©signer tous les appareils qui permettent de d√©terminer l'orientation de l'orbiteur). Chacun de ces moteurs interm√©diaires produit 22 newtons de pouss√©e.
  • Huit petits moteurs de pouss√©e, aussi pr√©sents pour d√©terminer et corriger l'orientation du v√©hicule spatial (contr√īle de la position angulaire, de la rotation de l'orbiteur). Ces moteurs d'appoint serviront aussi pour toutes les autres op√©rations lorsque la sonde fonctionnera de mani√®re nominale. Chaque moteur de faible pouss√©e produit 0,9 newtons.

Quatre gyroscopes sont aussi inclus, afin d'orienter finement le satellite, comme par exemple lors de l'acquisition d'images √† tr√®s haute r√©solution, o√Ļ le moindre ¬ę faux mouvement ¬Ľ de l'orbiteur pourrait rendre l'image floue. Chaque gyroscope est utilis√© pour un mouvement axial. Le quatri√®me gyroscope pourra remplacer n'importe lequel des trois autres en cas de d√©faillance √©ventuelle. Chaque gyroscope p√®se 10 kg, et peut tourner tr√®s rapidement (jusqu'√† 6 000 tours par minute).

Notes et références

  1. ‚ÜĎ (en) Mars Reconnaissance Orbiter Nears End of Aerobraking - Communiqu√© de presse de la NASA, 25 ao√Ľt 2006

Annexes

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