Mars Reconnaissance Orbiter

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Mars Reconnaissance Orbiter

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Vue d'artiste de MRO

Caractéristiques
Organisation NASA
Domaine Étude de Mars
Statut opérationnel (en 2012)
Masse 2,180kg dont 1,220kg ergols
Lancement 12 aout 2005
Lanceur Atlas V 401
Autres noms MRO
Orbite polaire
Périapside 250
Apoapside 316
Inclinaison 93°
Index NSSDC 2005-029A
Site [1]
Principaux instruments
HIRISE télescope
CRISM Spectromètre en lumière visible
MCS Radiomètre
SHARAD radar
Lancement de la sonde, le 12 août 2005, par une fusée Atlas V (401) dotée d'un étage Centaur-5-SEC.

Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) est une sonde spatiale américaine de la NASA en orbite autour de Mars. Elle a été lancée le 12 aout 2005 par une fusée Atlas V-401 depuis la base de lancement de Cape Canaveral et s'est insérée en orbite martienne le 10 mars 2006. La sonde a modifié durant les 5 mois suivants son orbite en utilisant la technique de l'aérofreinage pour parvenir à se placer sur une orbite basse circulaire.

L'objectif principal de la mission MRO est de cartographier la surface de Mars. L'orbiteur de grande taille (plus de 2 tonnes avec les ergols) dispose pour remplir cet objectif du télescope HIRISE permettant d'obtenir des images avec une résolution de 20 à 30 cm. Cet instrument est complété par un spectromètre et un radiomètre fonctionnant en lumière visible et infrarouge ainsi que par un radar qui permettent de déterminer la composition minéralogique du sol, sa géologie ainsi que de rechercher l'eau piégée sous forme de glace. Enfin MRO est équipé d'un système de télécommunications qui doit lui permettre de transférer des volumes de données très importants vers la Terre et de jouer le rôle de relais pour les données collectées par les atterrisseurs et rovers posés à la surface de Mars tels que Mars Science Laboratory.

En arrivant en orbite autour de Mars, MRO prend la suite de Mars Global Surveyor et devient le quatrième satellite artificiel opérationnel en orbite autour de la planète rouge avec la sonde européenne Mars Express, et les deux sondes de la NASA Mars Odyssey et Mars Global Surveyor. Les instruments de MRO ont permis notamment d'estimer le volume de la calotte polaire de Mars, de détecter de la glace dans des cratères situés à une latitude relativement basse, d'observer des avalanches et de détecter plusieurs types de minéraux. La mission initiale qui s'achevait en décembre 2008 a été prolongée jusqu'en 2015.

Vue d'ensemble[modifier | modifier le code]

MRO conduit sa mission scientifique durant une première période de deux années, après s'être placée sur une orbite circulaire grâce à la technique de l'aérofreinage mise au point par la NASA. Il s'agit de ralentir progressivement le vaisseau en abaissant l'orbite du vaisseau à son apogée de manière à ce que celui-ci traverse la haute atmosphère de Mars. La trainée générée est utilisée pour abaisser progressivement l'orbite jusqu'à ce que l'orbite visée soit atteinte. La mission scientifique proprement dite n'a commencé que lorsque tous les tests techniques ont été effectués (en novembre 2006). Après ses deux années de mission, la sonde a continué ses observations scientifiques, tout en jouant le rôle de relais de communication pour les engins spatiaux posés à la surface de Mars.

La sonde Mars Reconnaissance Orbiter a préparé le terrain pour les missions suivantes de la NASA, notamment pour l'atterrisseur Phoenix, lancé en 2007, et le rover de Mars Science Laboratory, lancé en 2011. Les caméras de MRO ont permis de choisir les meilleurs sites d'atterrissage pour ces robots, en réalisant le meilleur compromis entre risques potentiels et récolte scientifique attendue. Les capacités supérieures de la sonde MRO en matière de transmission de données permettent de fournir un relais de communication indispensable pour les missions présentes au sol. MRO est aussi capable de fournir des données essentielles durant l'atterrissage de ces sondes.

Déroulement de la mission[modifier | modifier le code]

Lancement et transit vers Mars[modifier | modifier le code]

Vue d'artiste : la séquence de freinage atmosphérique de la sonde MRO.

Le lancement de MRO, initialement prévu le 10 août 2005, est reporté à deux reprises, à la suite d'incidents techniques (notamment à cause d'un problème mineur sur l'étage Centaur de la fusée Atlas. La sonde est finalement lancée avec succès, le vendredi 12 août 2005 depuis la base de lancement de Cape Canaveral par une fusée Atlas V, équipée de l'étage supérieur Centaur. 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 première fois le 10 mars 2006. La sonde passa sous l'hémisphère sud de la planète, à une altitude comprise entre 370 et 400 kilomètres (190 miles). Les six moteurs principaux de la sonde brûlèrent leur carburant durant 27 minutes, afin de réduire la vitesse de la sonde de 2 900 m/s (6 500 miles par heure) à 1 900 m/s (4 250 miles par heure). Cette insertion orbitale plaça la sonde sur une orbite polaire très elliptique. Le périapse, c’est-à-dire le point où la sonde se rapproche le plus de la surface, est de 300 kilomètres (180 miles). L'apoapse, le point le plus distant de la surface, est de 45 000 kilomètres (28 000 miles). La sonde met alors 35 heures pour effectuer une orbite complète.

Aérofreinage[modifier | modifier le code]

L'aérofreinage commença peu après cette insertion orbitale, pour donner à la sonde une orbite plus basse et plus rapide. Ce freinage permet d'économiser du carburant (presque 50 %). Le freinage atmosphérique se déroula en trois étapes :

  • MRO abaissa progressivement son périapse en utilisant ses moteurs. L'altitude idéale du freinage atmosphérique fut déterminée le moment venu, elle dépendait de la finesse de l'atmosphère (rappelons que la pression atmosphérique varie selon les saisons sur Mars). Cette première étape fut réalisée en cinq orbites, soit une semaine terrestre.
  • MRO resta ensuite à une altitude suffisamment basse pour utiliser le freinage atmosphérique durant 5 mois et demi, soit moins de 500 orbites. Les ingénieurs de la NASA utilisèrent les moteurs de la sonde pour effectuer des corrections occasionnelles du périapse, afin que la sonde ne se désintègre pas dans l'atmosphère ténue. Grâce à ce freinage, l'apoapse devrait être réduite à 450 kilomètres (280 miles).
  • Pour terminer la séquence de freinage atmosphérique, la sonde MRO utilisa ses propulseurs pour que son périapse soit situé hors de l'atmosphère martienne (à la fin du mois d'août 2006).

Après cette phase de freinage, les ingénieurs effectuent des ajustements supplémentaires de l'orbite, durant une ou deux semaines, grâce aux moteurs. Ces corrections s'effectuent avant une conjonction solaire qui a eu lieu entre le 7 octobre et le 8 novembre 2006. En effet, à cette période, Mars est passée derrière le Soleil pour les observateurs terrestres. Après cette phase de freinage atmosphérique, les opérations scientifiques ont commencé. L'orbite de travail oscille entre 255 kilomètres (au-dessus du pôle Sud) et 320 kilomètres (au-dessus du pôle Nord de Mars)[1].

La phase d'étude scientifique[modifier | modifier le code]

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

Instrumentation[modifier | modifier le code]

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 démonstrateurs technologiques sont également embarqués, pour être éventuellement utilisées lors de missions futures.

Instrumentation scientifique[modifier | modifier le code]

HiRISE[modifier | modifier le code]

Article détaillé : HiRISE.

La caméra HiRISE (High Resolution Imaging Science Experiment) est constituée d'un télescope réfléchissant de 0,5 mètre, le plus grand jamais utilisé sur une sonde spatiale. Cette caméra a une résolution angulaire correspondant à 0,3 mètre au sol depuis une hauteur de 300 kilomètres. Elle prend des clichés dans trois bandes de couleurs : en bleu-vert, en rouge et dans l'infrarouge. Pour faciliter la cartographie de sites potentiels d'atterrissage, la caméra HiRISE peut produire des images stéréo. On peut ainsi estimer le relief d'un site avec une précision de 0,25 mètre.

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[modifier | modifier le code]

La « caméra de contexte » (en anglais Context Imager ou CTX) fourni des clichés monochromes, pouvant couvrir jusqu'à 40 km de largeur, avec une résolution de 8 mètres par pixel. L'instrument CTX doit fonctionner de manière synchrone avec les deux autres caméras présentes sur la sonde, pour fournir des cartes permettant de replacer les images d'HiRISE et de MARCI dans leur contexte global.

MARCI[modifier | modifier le code]

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

CRISM[modifier | modifier le code]

L'instrument CRISM.

L'instrument CRISM est un spectromètre travaillant dans l'infrarouge et la lumière visible. Il produit des cartes détaillées de la minéralogie de la surface martienne. Cet instrument a une résolution de 18 mètres, à une distance orbitale de 300 km. Il opère dans des longueurs d'onde comprises entre 400 et 4 050 nm, mesurant leur spectre grâce à 560 canaux de 6,55 nm de largeur chacun. En langue anglaise, CRISM est l'acronyme de : Compact Reconnaissance Imaging Spectrometers for Mars

MCS[modifier | modifier le code]

Le Mars Climate Sounder (sigle MCS) est un spectromètre de 9 canaux, doté d'un canal large bande fonctionnant du proche ultraviolet au proche infrarouge (0,3 à µm), et huit canaux fonctionnant dans l'infrarouge moyen (12 à 50 µm). Les différents canaux permettent à l'instrument de mesurer la température, la pression, la vapeur d'eau et les niveaux de poussière présents à la surface.

Il observe l'atmosphère en s'intéressant à l'horizon de la planète visible depuis la sonde. Cet instrument fractionne cette image de l'horizon, afin d'analyser finement les différentes couches de l'atmosphère. Le MCS est capable de visualiser des couches de l'atmosphère séparées de 5 km (3 miles).

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

SHARAD[modifier | modifier le code]

L'expérimentation Shallow Subsurface Radar, surnommée « SHARAD », est conçue pour sonder la structure interne de la calotte polaire martienne, mais aussi pour rassembler des informations sur les couches de glace souterraines présentes sur Mars, sur les roches et pour détecter de l'eau liquide, qui pourrait être accessible depuis la surface.

Autres investigations scientifiques[modifier | modifier le code]

Étude du champ de gravité[modifier | modifier le code]

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.

Étude de la structure de l'atmosphère martienne[modifier | modifier le code]

Des accéléromètres très sensibles sont intégrés à l'orbiteur. Ils permettent 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[modifier | modifier le code]

Electra[modifier | modifier le code]

Electra est une antenne UHF à haute fréquence, conçue pour communiquer avec les futurs « landers » dès leur atterrissage. Grâce à Electra, l'arrivée et la localisation de sondes sur Mars sont plus précises.

Caméra de navigation optique[modifier | modifier le code]

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. Les insertions en orbite et les atterrissages des sondes peuvent être plus précis.

Données d'ingénierie[modifier | modifier le code]

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

Structure de la sonde[modifier | modifier le code]

Les employés de Lockheed Martin Space Systems ont assemblé la structure du vaisseau à Denver, et lui ont greffé les instruments scientifiques. Le matériel scientifique fut construit à Tucson, par l'Université d'Arizona ; à Laurel, dans le Maryland, au laboratoire de physique appliquée de l'Université Johns-Hopkins, mais également en Europe, à Rome, à l'Agence spatiale italienne (ASI); ainsi qu'à San Diego, en Californie, au Malin Space Science Systems et au JPL.

Le matériau utilisé pour réaliser la structure de la sonde spatiale est en grande partie du carbone (un matériau composite contenant du graphite renforcé de plastique), ainsi que de panneaux en nid d'abeille d'aluminium. Le réservoir en titane contenant le carburant utilisé par la sonde est la pièce la plus importante de MRO et assure la rigidité de l'ensemble.

La masse totale est inférieure à 2 180 kilogrammes avec une masse à vide sans carburant de moins de 1 031 kilogrammes. À l'origine, l'orbiteur pesait 2 180 kilogrammes (soit 4 806 livres), mais les ingénieurs ont réussi à réduire le poids de la sonde de 51 kg (112 livres). Cet allègement de la structure a permis de rajouter un supplément d'hydrazine, afin d'étendre la durée de vie de la sonde jusqu'en 2014.

Système d'alimentation électrique[modifier | modifier le code]

Les panneaux solaires de la sonde MRO.

L'énergie électrique de la sonde Mars Reconnaissance Orbiter est fournie par deux panneaux solaires long de 5,35 mètres pour une largeur de 2,53 mètres et montés de chaque côté du corps de la sonde. Chaque panneau solaire a une superficie d'environ 9 5 mètres carrés, et comporte 3 744 cellules solaires constituées de trois couches cristallines qui permettent de convertir plus efficacement l'énergie solaire en électricité. Dans le cas de MRO, ces cellules sont capables de convertir plus de 26 % de l'énergie solaire incidente et peuvent délivrer en tout 2 000 watts sous 32 V en orbite martienne. Chaque panneau peut pivoter de façon indépendante autour de deux axes (rotation du haut vers le bas, ou de gauche à droite) et peut ainsi recevoir le rayonnement solaire sous un angle optimal.

Mars Reconnaissance Orbiter utilise deux batteries rechargeables au Nickel métal hydrure. Les batteries sont utilisées comme source d'énergie lorsque les panneaux solaires ne font pas face au Soleil (comme durant le lancement, l'insertion orbitale ou le freinage atmosphérique), ou lors des passages dans l'ombre de Mars. Chaque batterie une capacité de 50 Ah, mais la sonde n'ayant pas besoin de toute cette énergie, la batterie sera probablement utilisée au début vers 40 % de sa capacité. Cette capacité diminue avec leur usure et celle des panneaux solaires. Lorsque la tension restante tombera sous 20 V, l'ordinateur de bord cessera de fonctionner.

Électronique embarquée[modifier | modifier le code]

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 cadencée à 133 MHz. Ce processeur est une version spéciale du processeur PowerPC750 aussi appelé G3, mais cette version est durcie pour résister aux radiations spatiales. Une carte mère spécifique a été réalisée pour l'occasion. Le processeur RAD750 est le successeur du RAD6000. Bien entendu, ce processeur peut paraître désuet si on le compare à un PC ou à un Macintosh, mais ce processeur est particulièrement fiable dans l'espace, il peut même fonctionner lors des tempêtes solaires.

Les données scientifiques sont stockées dans une mémoire flash de 160 gigabits (20 gigaoctets), constituée d'environ 700 puces de mémoire, chaque puce ayant une capacité de 256 Mbits. Cette capacité de stockage n'est pas très importante si l'on considère que le volume de données acquis pèsera lourd. En effet, une seule image de la caméra HiRISE pourra occuper jusqu'à 28 Gigabits de données.

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[modifier | modifier le code]

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 placés tout autour du vaisseau, pour mesurer la position de celui-ci par rapport au Soleil.
  • Deux senseurs stellaires sont utilisés pour fournir un pointage de précision à l'orbiteur, afin de déterminer son orientation. Ces « chercheurs d'étoiles » sont de simples caméras numériques utilisées pour reconnaître la position d'étoiles cataloguées de manière autonome.
  • Deux centrales inertielles sont aussi présentes à bord (dont une de secours). Elles fourniront des données lors des mouvements du vaisseau. Chaque centrale à inertie est constituée de trois accéléromètres et de trois gyroscopes de type gyrolaser.

Système de télécommunications[modifier | modifier le code]

L'antenne à grand gain.

Le sous-système chargé des télécommunications utilise une grande antenne pour transmettre ses données à la fréquence couramment utilisée pour les sondes interplanétaires (soit la bande X, à la fréquence de GHz). MRO innove en utilisant de manière expérimentale la bande Ka, à 32 Ghz, afin de transmettre des données à haut-débit. La vitesse de transmission des données peut atteindre Mbit/s. Ce taux de transfert de données est dix fois plus élevé que pour les précédents orbiteurs martiens. Deux amplificateurs seront utilisées pour la fréquence radio en bande-X (puissance émise de 100 watts, le second amplificateur étant 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[modifier | modifier le code]

Pour se propulser la sonde comprend vingt moteurs-fusées monoergols qui brulent tous de l'hydrazine, un carburant qui produit spontanément des gaz, sans système de mise à feu, en passant sur un catalyseur. MRO emporte 1220 kg d'hydrazine dont 70 % est utilisé lors de la manœuvre d'insertion en orbite. L'hydrazine est injecté dans les moteurs en étant mis sous pression par de l'hélium stocké dans un réservoir spécial. Les moteurs sont de trois types :

  • Six moteurs sont utilisés pour les manœuvres orbitales nécessitant une poussée importante en particulier l'insertion en orbite autour de Mars. Chacun des moteurs produit 170 newtons de poussée ; soit un total de 1020 N. En utilisant plusieurs moteurs plutot qu'un seul pour la mise en orbite autour de Mars, le risque créé par la défaillance d'un moteur est réduit.
  • Six moteurs de poussée intermédiaire (22 newtons) sont consacrés aux manœuvres de correction de trajectoire au cours du transit entre la Terre et Mars mais également pour ajuster l'altitude durant l'aérofreinage lorsque MRO plongea dans l'atmosphère martienne.
  • Huit petits moteurs de 0,9 newtons de poussée, sont utilisés pour contrôler l'orientation de la sonde et assistent dans cette fonction les roues de réaction. Ils servent également à désaturer ces dernières. Ils sont également utilisés pour contrôler le roulis lorsque les autres types de moteur sont utilisés pour modifier la trajectoire.

Quatre gyroscopes sont aussi inclus, afin d'orienter finement le satellite, comme par exemple lors de l'acquisition d'images à très haute résolution, où le moindre « faux mouvement » de l'orbiteur pourrait rendre l'image floue. Chaque gyroscope est utilisé pour un mouvement axial. Le quatrième gyroscope pourra remplacer n'importe lequel des trois autres en cas de défaillance éventuelle. Chaque gyroscope pèse 10 kg, et peut tourner très rapidement (jusqu'à 6 000 tours par minute).

Notes et références[modifier | modifier le code]

  1. (en) Mars Reconnaissance Orbiter Nears End of Aerobraking - Communiqué de presse de la NASA, 25 août 2006

Annexes[modifier | modifier le code]

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Articles connexes[modifier | modifier le code]

Liens externes[modifier | modifier le code]