2001 Marte Odiseea

Acest articol sau secțiune tratează o misiune astronautică în curs . Prin urmare, informațiile se pot schimba rapid pe măsură ce evenimentele progresează. Dacă doriți să scrieți un articol jurnalistic pe această temă, îl puteți face pe Wikinews . Nu adăuga speculații la zvon.

2001 Marte Odiseea
Emblema misiunii
Imaginea vehiculului
2001 Ilustrația lui Mars Odyssey
Date despre misiune
Operator	NASA
ID NSSDC	2001-013A
SCN	26734
Destinaţie	Marte
Satelit de	Marte
Rezultat	în curs
Vector	Delta II 7925
Lansa	7 aprilie 2001
Locul lansării	CCAFS SLC-17A
Durată	Total : 16 ani Călătorie : 6 luni și 17 zile Misiunea primară : 2 ani și 8 luni Misiuni prelungite : 12 ani
Proprietatea navei spațiale
Putere	750 W
Masa	La lansare : 758 kg Uscat : 376,3 kg
Greutate la lansare	758 kg
Constructor	Lockheed Martin Laboratorul de propulsie cu jet
Sarcină	44,5 kg
Instrumentaţie	Sistem de imagini cu emisie termică (THEMIS) Spectrometru cu raze gamma (GRS) Experimentul de radiație pe Marte (MARIE).
Parametrii orbitali
Data inserării orbitei	24 octombrie 2001 , 02:18:00 UTC
Perioadă	117,84 min
Înclinare	93,2 grade
Excentricitate	0,0115
Axa semi-majoră	3785 km
Site-ul oficial
Programul de explorare pe Marte
Misiunea anterioară Următoarea misiune Orbita climatică pe Marte Orbiterul de recunoaștere al Marte
Editați datele pe Wikidata · Manual

Odiseea Marte din 2001 este o sondă spațială care orbitează planeta Marte , dezvoltată de NASA și construită de Lockheed Martin sub supravegherea Jet Propulsion Laboratory ; ^{[1] [2]} Misiunea implică utilizarea spectrometrelor și a camerelor termice pentru a detecta prezența apei lichide sau a gheții , a studia geologia planetei și a analiza radiațiile care o înconjoară. ^{[3] [4]} Datele colectate vor ajuta la constatarea existenței reale trecute a vieții pe Marte și la înțelegerea radiației pe care viitori astronauți o vor experimenta pe planeta roșie. ^[4] Începând din 2017, nava spațială funcționează în principal ca un repetor pentru comunicațiile cu Mars Exploration Rovers , Mars Science Laboratory și precedentul lander Phoenix . ^{[5] [6]} Misiunea a fost numită în cinstea lui Arthur C. Clarke , evocând numele din 2001: A Space Odyssey .^{[7] [8]}

Odiseea a fost lansată pe 7 aprilie 2001 pe o rachetă Delta II 7925 din complexul de lansare a stației forțelor aeriene Cape Canaveral 17A și a ajuns pe orbita marțiană pe 24 octombrie 2001, la 2:30 UTC. ^{[9] [10]}

La 15 decembrie 2010, a doborât recordul celei mai vechi sonde care funcționa pe Marte , cu 3340 de zile de funcționare, depășind titlul deținut până atunci de Mars Global Surveyor , ^[11] batând de asemenea recordul pentru cea mai longevivă sondă care funcționa pe un planetă diferită de Pământ , Pioneer Venus Orbiter , care a durat 15 ani , 3 luni și 4 zile . ^[12] . În prezent (2017) se află pe o orbită polară în jurul lui Marte la o altitudine de aproximativ 3800 km. ^[13] ; costul întregii misiuni se ridică la aproximativ 297 milioane de dolari . ^[14]

Obiective științifice

Pentru a determina habitabilitatea lui Marte , obiectivul principal al misiunii, Odiseea Marte din 2001 are următoarele obiective științifice: ^[15]

• harta compoziției chimice a suprafeței globale (GRS); ^[16]
• determina abundenta hidrogenului in subsolul superficial (GRS); ^[16]
• dobândiți imagini spațiale și spectrale pe mineralogia de suprafață (THEMIS); ^[17]
• furnizați informații despre morfologia suprafeței marțiene (THEMIS); ^[17]
• caracterizați radiațiile din mediul spațial lângă Marte pentru a determina riscurile pentru viitoarele echipaje umane (MARIE). ^[18]

Dezvoltare

Odiseea Marte din 2001 a fost inițial o componentă a programului Mars Surveyor 2001 sub numele de Mars Surveyor 2001 Orbiter . Inițial a fost destinat să fie lansat cu un lander numit Mars Surveyor 2001 Lander , anulat în mai 2000 ca urmare a eșecului Mars Climate Orbiter și Mars Polar Lander la sfârșitul anului 1999. ^[19] Denumirea ulterioară a sondei ca 2001 Odiseea Marte este un tribut adus viziunii explorării spațiului în lucrările lui Arthur C. Clarke , în special 2001: A Space Odyssey .^[7]

Numele

În august 2000, NASA a evaluat împreună cu o comisie compusă din Mark Dahl, Michael Meyer, Steve Saunders și Don Savage numele care urmează să fie adoptat pentru sondă. ^[20] Dintre mai mult de 200 de propuneri, comisia a optat pentru Recunoștință astrobiologică și inspector elementar , abreviat în ARES (un tribut adus lui Ares , zeul grec al războiului). ^[21] Considerată excesiv de agresivă, comisia a optat pentru Mars Odyssey din 2001 , abandonată anterior din cauza drepturilor de autor și a mărcilor comerciale , după ce a trimis un e-mail către Arthur C. Clarke din Sri Lanka ; autorul celebrei cărți s-a simțit onorat dând numele unei sonde spațiale , acceptând fără ezitare. La 20 septembrie 2000, administratorul asociat al NASA, Ed Weiler, i-a scris administratorului asociat al afacerilor publice solicitând schimbarea numelui de la ARES la Mars Odyssey din 2001 , iar Peggy Wilhide a aprobat schimbarea. ^[22]

Sonda

Schema sondei

Forma lui Mars Odyssey din 2001 , deși nu este bine definită, poate fi plasată într-o cutie imaginară cu dimensiuni (2,2 m × 1,7 × 2,6) m; la lansare, cântărea 725 kg, din care 331,8 kg alcătuiau sonda uscată cu toate sistemele sale, 348,7 kg propulsor și 44,5 kg instrumentele științifice. ^{[23] [24]}

Structura sondei este construită în principal din aluminiu și titan . ^[23] Utilizarea acestui ultim material, mai ușoară, dar mai scumpă, permite conservarea masei , menținând în același timp rezistența . ^[25] Structura metalică a Odiseei este similară cu cea utilizată în construcția avioanelor militare de înaltă performanță. ^{[23] [24] [26]}

Majoritatea sistemelor de la bord sunt redundante; ^[23] Aceasta înseamnă că, în cazul unei defecțiuni a dispozitivului, există un sistem de rezervă gata să o compenseze. Singura excepție este memoria care păstrează datele fotografice provenite din sistemul fotografic cu emisie termică. ^{[23] [27] [28]}

Gestionarea datelor și comenzilor

RAD6000 , inima computerului Odyssey

Toate funcțiile sondei sunt gestionate de subsistemul de comandă și gestionare a datelor, în centrul căruia se află un procesor RAD6000 , o versiune îmbunătățită cu radiații a unui cip PowerPC , utilizată pe majoritatea computerelor Macintosh de atunci. ^{[29] [30] [31]} Cu 128 MB de RAM și 3 MB de Flash ROM , care permite sistemului să mențină date chiar și fără alimentare, subsistemul rulează software-ul de zbor Odyssey și controlează sonda prin intermediul interfeței electronice , care face utilizarea cardurilor pentru a comunica cu periferice externe. ^{[32] [33]} Aceste carduri alunecă în sloturile plăcii de bază ale computerului permițând sistemului să efectueze operațiuni specifice care altfel nu ar fi posibile. Pentru redundanță, există 2 copii identice ale electronicii de interfață și ale computerelor, deci în caz de defecțiune a unității primare ar fi posibilă trecerea la cea de rezervă. ^[34]

Comunicarea cu senzorii Odiseei, care măsoară orientarea sau atitudinea sondei și instrumentele sale științifice, se realizează printr-o altă placă de interfață. Un card I / O principal colectează semnalele de pe toată sonda și le trimite către celălalt subsistem de energie electrică. Interfața subsistemului de telecomunicații Odyssey este gestionată printr-un alt card de legătură în sus / în jos. ^{[34] [35]}

Există două alte carduri în subsistemul de comandă și gestionare a datelor, ambele fiind complet redundante. Cardul de interfață al modulului preia controlul sondei în timpul posibilului pasaj către hardware-ul de rezervă și gestionează timpul sondei. O placă de conversie transformă curentul electric al subsistemului de alimentare în tensiunea corectă, redirecționându-l către celelalte componente ale subsistemului de comandă și gestionare a datelor. ^{[34] [35]}

Cel mai recent card de interfață este un card de memorie de masă unic, non-redundant, de 1 GB, utilizat pentru stocarea imaginilor . ^{[34] [35]}

Întregul subsistem de comandă și gestionare a datelor cântărește 11,1 kg. ^{[34] [35]}

Telecomunicații

Antena cu câștig ridicat a Odyssey a fost montată odată pe magistrala sondei

Subsistemul de telecomunicații Odyssey este compus dintr-un sistem radio care funcționează în bandă X și un altul funcționează în UHF , care permit sondei să comunice cu controlul la sol în toate fazele misiunii. În special, sistemul cu bandă X este utilizat pentru comunicațiile dintre Pământ și orbitator , în timp ce sistemul UHF este utilizat pentru comunicațiile dintre Odiseea și un lander sau rover de pe suprafața Marte . ^{[35] [36] [37]}

Subsistemul de telecomunicații cântărește 23,9 kg. ^{[35] [36] [37]}

Sistem de energie electrică

Tot curentul electric al sondei este generat, stocat și distribuit de subsistemul de energie electrică, care își obține puterea din celulele fotovoltaice de arsenid de galiu. O unitate electrică de distribuție și ghidare conține întrerupătoare care trimit în mod adecvat curentul , stocat într-o baterie de hidrogen cu nichel de 16 Ah , în sistemele de sondă. ^{[32] [33] [38]}

Subsistemul de energie electrică operează cardanele de pe antena cu câștig ridicat și cele 3 module solare și conține o unitate pirotehnică de inițiere , care activează supapele și cablurile de ardere și deschide supapele de propulsie . ^{[32] [38]}

Subsistemul de energie electrică cântărește 86 kg. ^{[32] [38]}

Condus, navigare și control

Folosind 3 perechi redundante de senzori, subsistemul de ghidare, navigare și control determină orientarea sondei sau atitudinea. Un tracker solar este folosit pentru a detecta poziția Soarelui ca o rezervă a camerei stelare, care este utilizată pentru a observa câmpurile stelare. Între fiecare actualizare a acestuia din urmă, o unitate de măsură inerțială colectează informații despre orientarea sondei. ^{[39] [40] [41] [42]}

Acest sistem include, de asemenea, roți cu jet, dispozitive de tip giroscop utilizate împreună cu propulsoarele pentru a controla orientarea sondei. La fel ca majoritatea sondelor, atitudinea sa este menținută în raport cu spațiul pe 3 axe, mai degrabă decât prin rotație . Există un total de 4 roți cu jet, dintre care 3 sunt utilizate pentru controlul primar și una pentru backup. ^{[39] [40] [41] [42]}

Subsistemul de ghidare, navigare și control cântărește 23,4 kg. ^{[39] [40] [41] [42]}

Propulsie

Tehnici Lockheed Martin în timpul asamblării instrumentelor științifice

Subsistemul de propulsie este caracterizat de un set de propulsoare mici și un motor primar . Propulsoarele sunt necesare pentru a efectua manevre de control al atitudinii sondei și de corectare a traiectoriei, în timp ce motorul principal este utilizat pentru a poziționa sonda pe orbita în jurul lui Marte . ^{[43] [44]}

Motorul principal, care adoptă hidrazină ca propulsor și tetraoxid dinitrogen ca oxidant , produce o tracțiune minimă de 640 N. Fiecare dintre cele 4 propulsoare utilizate pentru controlul atitudinii produce o propulsie de 0,98 N. În cele din urmă, se utilizează 4 propulsoare de 22,6 N pentru direcția sondei. ^{[43] [44]}

În plus față de conductele mixte, supapele pirotehnice și filtrele , subsistemul de propulsie include și un rezervor de heliu , gazul utilizat pentru presurizarea rezervoarelor de propulsor și oxidant. ^{[43] [44]}

Subsistemul de propulsie cântărește 49,7 kg. ^{[43] [44]}

Structuri

Structura sondei este împărțită în 2 module, unul propulsiv, care conține tancuri, propulsoare și conducte, și unul dintre echipamente, care este compus dintr-un pod de echipamente, care susține componentele de inginerie și MARIE, și un pod științific conectat din suporturi. În partea superioară a podului științific se află THEMIS și GRS cu instrumentele secundare relative și camerele stea, în timp ce puntea inferioară găzduiește cutia electronică a GRS. ^[45]

Subsistemul structurilor cântărește 81,7 kg. ^[45]

Controlul termic

Subsistemul de control termic menține temperaturile fiecărei componente a sondei în limite, utilizând o combinație de încălzitoare , radiatoare , guri de aerisire, pături și vopsele termice. ^[46]

Subsistemul de control termic cântărește 20,3 kg. ^[46]

Mecanisme

Orientarea sondei în timpul fazei de deplasare interplanetară

Mai multe mecanisme utilizate la bordul Odyssey sunt atribuite antenei sale cu câștig ridicat, menținută de 3 dispozitive de orientare în timpul lansării, călătoriei și frânării aeriene . Odată ajuns pe orbita științifică, antena a fost desfășurată cu o balama motorizată și direcționată prin cardanele cu 2 axe. ^[47]

Cele 3 panouri solare au fost de asemenea lansate de 4 dispozitive de blocare care le-au eliberat la scurt timp și a căror vizare depinde de cardanele biaxiale. ^[47]

Ultimul mecanism este sistemul de implementare a brațului GRS. ^[47]

Toate mecanismele combinate cântăresc 24,2 kg. ^[47]

Software de zbor

Odiseea primește comenzile și secvențele sale de pe Pământ și le transferă în acțiuni de sondare prin intermediul software-ului de zbor, care este capabil să efectueze mai multe operațiuni și comenzi imediate simultan. ^{[48] [49] [50] [51]}

Software-ul responsabil pentru achiziția de date este extrem de flexibil. Obține date de pe dispozitive științifice și inginerești și le pune în categorii pe care comenzile de la sol le pot modifica cu ușurință. ^{[48] [49] [50] [51]}

Software-ul de zbor este, de asemenea, responsabil pentru anumite funcții autonome, cum ar fi protecția aptitudinii și defectelor, prin efectuarea unor verificări interne foarte frecvente pentru a determina prezența unei erori. Dacă software-ul detectează o problemă, va efectua automat o serie de operații prestabilite pentru a o remedia și a pune sonda în modul de siguranță în așteptarea comenzilor de la sol. ^{[48] [49] [50] [51]}

Instrumentare științifică

Cele trei instrumente principale ale Odiseei Marte din 2001 sunt: ^[52]

• Spectrometru cu raze gamma (GRS), inclusiv Detectorul de Neutroni cu Energie Mare (HEND) furnizat de Rusia ;
• Sistem de imagistică cu emisie termică (THEMIS);
• Experimentul de radiație pe Marte (MARIE).

Spectometru cu raze gamma

Ilustrație GRS

Spectometrul de raze Gamma este format din 4 componente principale: capul senzorului la razele gamma, spectrometrul la neutroni (NS), detectorul de neutroni de mare energie (HEND, Detector de neutroni de mare energie) și setul electronicului principal. ^[53] Prima componentă este separată de restul structurii printr-un braț lung de 6,2 m , extins după inserția orbitală a sondei, util pentru reducerea interferenței dintre razele gamma în studiu și cele produse de sondă în sine. ^{[54] [55]} Detectoarele și spectrometrele de neutroni, pe de altă parte, sunt montate direct pe autobuz și funcționează activ în misiunea de cartografiere. ^{[56] [57]} Capul senzorului de raze gamma este realizat dintr-un cristal de germaniu de 1,2 kg foarte pur, menținut la o tensiune de aproximativ 3 kV , care se activează numai în cazul unei coliziuni cu o particulă încărcată sau o foton cu energie ionizantă mare, a cărui energie este amplificată, măsurată și convertită digital într-unul dintre cele 16384 canale posibile, producând după câteva secunde o histogramă a distribuției evenimentelor în funcție de energie, sub forma unui spectru gamma . ^{[16] [54] [55] [58]} Capul GRS conține, pe lângă detector, un radiator , un preamplificator la temperatură scăzută, un ecran termic cu închidere și un suport la capătul brațului. ^{[54] [55]}

Cum funcționează GRS

HEND integrează într-un instrument un set de 5 senzori de particule, inclusiv 3 contoare proporționale și 2 scintilatoare , specifice fiecărui nivel de energie, și un set de plăci electronice, care controlează digital funcționarea senzorilor și tensiunea acestora. ^{[57] [59]} Când toți senzorii săi sunt aprinși, HEND permite măsurarea energiei neutronilor la suprafață între 0,4 eV și 10 MeV . ^{[57] [60] [61] [62]} Spectrometrul de neutroni (NS) este conceput pentru a detecta neutronii în 3 clase energetice, termice, epitermale și rapide, fiecare corespunzând gradului în care neutronii liberi, produși de coliziunile cu cosmicul galactic raze , sunt moderate sau aduse în contact cu ceilalți. ^[56] L ' hidrogen este un moderator excelent al neutronilor și detectorul este foarte sensibil la prezența sa la suprafață (până la o adâncime de aproximativ 1 metru), prin care concentrații mari de hidrogen pot indica prezența apei în stare solidă sau lichidă . ^[63]

Harta distribuției globale a hidrogenului pe suprafața marțiană, obținută prin măsurători NS

Atunci când sunt expuși razelor cosmice, nucleele compușilor de pe sol emit energie sub formă de raze gamma, care sunt observate de GRS pentru a cuantifica abundența lor. Spectrometrele HEND și neutronii detectează neutronii expulzați, în timp ce capul senzorului de raze gamma detectează razele gamma, oferind o hartă completă a compoziției suprafeței. ^{[16] [60] [61] [62]}

Spectrometrul a furnizat informații importante despre originea și evoluția lui Marte și despre procesele care l-au modelat în trecut și l-au modelat în prezent. Mai mult, datele furnizate sunt folosite pentru a determina abundența elementelor din regiunile geologice marțiene mai mari, printr-o hartă globală a depozitelor de apă, variația lor de oscilație lângă suprafață și modificările sezoniere la care sunt supuse capacele polare. ^{[16] [64]}

Instrumentul este produsul unui parteneriat între Laboratorul Lunar și Planetar (GRS) al Universității din Arizona, Laboratorul Național Los Alamos (NS) și Institutul de Cercetare Spațială din Rusia (HEND). ^[53]

Specificații

• Masă : 30,5 kg
• Putere : 32W
• Dimensiuni totale: (46,8 × 53,4 × 60,4) cm
• Dimensiunile spectrometrului cu neutroni: (17,3 × 14,4 × 31,4) cm
• Detector de neutroni cu energie ridicată Dimensiuni: (30,3 × 24,8 × 24,2) cm
• Autobuz electronic : (28,1 × 24,3 × 23,4) cm

Sistem de imagistică cu emisii termice

Sistemul de imagistică cu emisii termice la bordul Odiseei Marte din 2001

Sistemul de imagistică cu emisie termică (THEMIS) de la Mars Odyssey din 2001 este conceput pentru a studia mineralogia suprafeței și proprietățile fizice ale Marte, luând imagini termice multispectrale în 9 lungimi de undă infrarosu de la dell cuprinse între 6,8 și 14,9 µm și în 5 vizibile și aproape benzi infraroșii între 0,42 și 0,86 µm . ^{[65] [66]}

În timpul misiunii științifice primare, THEMIS a cartografiat întreaga planetă în timpul zilei și nopții , producând imagini multispectrale în infraroșu, cu o rezoluție de 100 m pe pixel , 60% din planetă în imagini monospectrale în vizibil, la o rezoluție de 18 m. pe pixel și mai multe imagini vizibile în 5 lungimi de undă. ^[17]

Majoritatea materialelor geologice, inclusiv carbonați , silicați , sulfați , fosfați și hidroxizi , posedă benzi de absorbție vibraționale bine definite în infraroșu din care este posibil să se extragă diverse informații de diagnostic asupra compoziției lor. Abilitatea de a identifica o gamă largă de minerale în acest fel face posibilă detectarea mineralelor cheie pentru apă, cum ar fi carbonații și silicații hidrotermali și clasificarea lor în propriul context geologic. ^{[66] [67]}

Obiectivele specifice ale instrumentului sunt: ^{[15] [67]}

• determina mineralogia si petrologia depozitelor asociate mediilor hidrotermale pentru a identifica orice situri care urmeaza sa fie studiate mai exact prin landers si rover ;
• detectează anomaliile termice asociate sistemelor hidrotermale active sub suprafață;
• să studieze procesele geologice la scară mică și caracteristicile posibilelor situri de aterizare prin proprietățile lor morfologice și fizice;
• studiază variațiile sezoniere ale calotelor polare .

THEMIS urmărește spectrometrul de emisie termică (TES) și camera Mars Orbiter (MOC) la bordul Mars Global Surveyor , oferind o rezoluție spațială în infraroșu semnificativ mai bună; scopul său este de fapt îmbunătățirea cartografierii hiperspectrale globale (la 143 benzi) efectuate de sondele TES, MOC și Viking . ^{[65] [66]}

Instrumentul constă dintr-un microbolometru neîncălcit montat pe planul focal infraroșu împreună cu cele 3 oglinzi interne ale telescopului reflector anastigmatic cu o deschidere de 12 cm și f / 1.6. În ciuda faptului că au interfețe de date independente, camerele din vizibil și din infraroșu împărtășesc atât obiectivele, cât și carcasa. Planul focal IR are 320 pixeli crosstrack și 240 pixeli downtrack acoperite cu filtre panglică de 10 până la 1 μm în 9 lungimi de undă. În vizibil, camera are o matrice de 1024 × 1024 pixeli cu 5 filtre. ^{[65] [66]}

Specificații

• Masă: 11,2 kg
• Putere: 14W
• Dimensiuni totale: (54,4 × 37 × 28,6) cm

Experimentul de radiație pe Marte

MARIE, folosit pentru a studia radiațiile marțiene, în configurația de lansare

Experimentul privind mediul de radiație Marte este un spectrometru capabil să măsoare spectrul de energie elementară al particulelor încărcate . Este montat pe puntea științifică Mars Odyssey din 2001 și are un câmp vizual care variază de la 90 ° la 180 ° în funcție de poziția sondei. 9 detectoare separate în interiorul MARIE sunt încorporate într-un întreg care acționează ca un telescop . Această stivă este formată din 2 detectoare A, 2 detectoare sensibile la poziție (PSD), 4 detectoare B și un detector C ( Cherenkov ). ^{[68] [69]} Detectoarele A și B, realizate din siliciu , sunt principalii identificatori de particule. Fiecare detector înregistrează un semnal proporțional cu energia depusă, o funcție a energiei particulelor și a câmpului de încărcare (Z). Particulele cu energie suficientă trec prin toți detectorii; cu toate acestea, unele particule se opresc în stiva de detectoare, iar sarcina și energia unora dintre acestea pot fi deduse pe baza semnalelor de energie depuse și a adâncimii de penetrare. Dacă o particulă intră în telescop într-un con de sensibilitate de 60 ° și are suficientă energie pentru a intra în ambele detectoare A1 și A2, este considerată un eveniment coincident . În acest caz, toate cardurile de detector sunt testate de CPU și datele evenimentului sunt înregistrate. PSD-urile înregistrează, de asemenea, locația umflăturii din interiorul detectorului. ^{[68] [69]}

Energia minimă necesară pentru a forma o coincidență A1A2 corespunde unui proton cu un câmp mai mare decât suma grosimii detectoarelor A1 / PSD1 / PSD2 combinate și o mică fracțiune din grosimea A2. ^{[70] [71] [72]} Fiecare impact se adaugă până la 0,374 g / ^cm2 Si datorita o energie de 19,8 MeV . ^{[68] [69] [70] [71] [72]}

Funcțiile de răspuns unghiular sunt calculate pentru acele particule care formează o coincidență A1A2 și, de asemenea, trec prin detectoarele PSD, deoarece acestea sunt singurele particule ale căror unghiuri de incidență pot fi măsurate. Rețineți că nu toate particulele care dau naștere la coincidențe A1A2 trec prin PSD1 și PSD2, deoarece detectoarele sensibile la poziție sunt puțin mai mici. ^{[68] [70] [71] [72]}

Dacă o particulă lovește unul dintre detectoarele A, evenimentul este eliminat deoarece unghiul de impact și energia pierdută în celelalte carduri de detectare nu sunt cunoscute. De asemenea, orice particule care intră din partea de jos a telescopului nu vor înregistra un eveniment pe detectorul C datorită proprietăților sale direcționale. ^{[68] [70] [71] [72]}

Specificații

• Masă: 3,3 kg
• Putere: 7W
• Dimensiuni totale: (29,4 × 23,2 × 10,8) cm

Prezentare generală a misiunii

Diagrama misiunii

Lansa

Delta II 7925 cu Mars Odyssey 2001 la bord în timpul pregătirilor finale pentru lansare

Odiseea Marte din 2001 a fost lansată cu succes pe 7 aprilie 2001 la ora 11.02 EDT. ^[73] La aproximativ 53 de minute de la lansare, la 11.55 dimineața EDT, controlul zborului de la Jet Propulsion Laboratory a primit primul semnal de la nava spațială prin antenele Deep Space Network din Canberra , Australia . ^[74]

Ulterior, au fost puse la dispoziție 2 videoclipuri ale lansării:

• Un videoclip de 6 minute al Centrului Spațial Kennedy , care include decolarea , oprirea rachetelor solide și evacuarea, oprirea motorului principal, separarea primei etape, aprinderea celei de-a doua etape și evacuarea carenajelor ; ^[75]
• Un videoclip de 3 minute de la Jet Propulsion Laboratory, care arată oprirea a doua etapă, rotația sondei pornind și separarea de restul rachetei. ^[76]

Fereastra de lansare a orbiterului s-a întins timp de 21 de zile între 7 și 27 aprilie. ^[26] Primele 12 zile au fost prima fereastră de lansare în timpul căreia ar fi posibilă misiunea științifică nominală. Fereastra secundară de lansare a avut loc între 19 și 27 aprilie, dar având o viteză de evacuare mai mare, rezultând o frânare mai lentă, lansarea în această perioadă ar fi putut afecta misiunea științifică. Datele sosirii pe Marte au fost calculate între 24 și 28 octombrie 2001. ^{[26] [77]}

Ferestre zilnice

În fiecare zi în fereastra de lansare a fost posibil să se efectueze până la 2 încercări, separate de 30-60 de minute în funcție de zi; pe 7 aprilie, premiera a fost la 11:02 EDT, urmată de 11:32 EDT , în timp ce în zilele ferestrelor vor fi disponibile mai devreme. ^[77]

Ridicare

Delta II 7925 se ridică de pe CCAFS pentru a transporta 2001 Odiseea Marte pe Marte

Odiseea a decolat de la Complexul de Lansare Spațială 17 de la Stația Forței Aeriene Cape Canaveral , Florida , la bordul unui Delta II 7925 . La 66 de secunde după lansare au fost scoase primele trei motoare solide pentru rachete , urmate de al doilea set o secundă mai târziu și ultimele 3 boostere la 2 minute și 11 secunde după lansare. 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 si concluse 10 minuti e 3 secondi dopo il lancio. ^[78]

A questo punto, il veicolo era in un' orbita di parcheggio ad un' altitudine di 189 km. Una volta raggiunto il punto orbitale corretto, 24 minuti e 32 secondi dopo il lancio, il secondo stadio venne riacceso. ^[79] Per mettere in rotazione il terzo stadio ancora attaccato al secondo vennero avviati dei piccoli razzi. Il terzo stadio successivamente si separò dal secondo per spedire la sonda fuori dall' orbita terrestre verso Marte . Un sistema di controllo della rotazione (consistente in un propulsore posto su un braccio montato a un lato del terzo stadio) mantenne la traiettoria durante la manovra. Circa 33 minuti dopo il lancio lo stadio superiore arrestò la rotazione per separarsi dal 2001 Mars Odyssey e fargli acquisire il miglior orientamento. Qualsiasi rotazione sarebbe successivamente stata rimossa attraverso i propulsori di bordo. ^{[80] [81]}

Circa 36 minuti dopo il lancio vennero estesi i pannelli solari , operazione conclusasi circa 8 minuti dopo. Dopodiché, l' Odyssey iniziò a trasmettere la propria altitudine iniziale per cui l'antenna da 34 m del complesso DSN a Canberra , in Australia , acquisì il primo segnale un'ora dopo il decollo. ^[82]

Viaggio interplanetario

La fase di viaggio interplanetario tra la Terra e Marte durò circa 200 giorni. Iniziò con il primo contatto con il DSN appena dopo il lancio e si estese fino a 7 giorni prima dell'arrivo su Marte. Le attività primarie durante questa fase includevano un checkup della sonda nella sua configurazione di viaggio, monitorandola assieme ai suoi strumenti scientifici, e l'esecuzione delle attività necessarie a determinarne il corretto orientamento. Le attività scientifiche pianificate per la fase di viaggio interplanetario includevano invece controlli sulla salute e sullo stato del carico, la calibrazione degli strumenti e l'ottenimento di alcuni dati da determinati 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° di inclinazione rispetto al Sole. Durante i primi 2 mesi solo la stazione DSN di Canberra fu capace di monitorare la sonda, seguita a maggio dalla stazione di Goldstone , in California , ea inizio giugno da quelle di Madrid e Santiago . ^[83]

Durante la prima fase di missione l' orbiter trasmise dati a Terra impiegando soprattutto l'antenna a medio guadagno e ricevendo i comandi con quella a basso. Solo 30 giorni dopo il lancio l'orbiter iniziò a trasmettere e ricevere attraverso l'antenna ad alto guadagno , secondo sequenze generate e inviate circa una volta ogni 4 settimane durante uno dei passaggi regolarmente pianificati del DSN. ^[83]

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 , volando con entrambe le antenne a medio e alto guadagno puntate verso la Terra ei pannelli solari rivolti verso il Sole . Il suo orientamento venne controllato attraverso rotelle a reazione (dispositivi con rotelle simili a giroscopi ) occasionalmente desaturate per scaricarne il momento attraverso l'accensione dei propulsori del veicolo. ^[83]

Durante il viaggio interplanetario Odyssey accese i suoi propulsori 5 volte in modo da eseguire le opportune correzioni orbitali. La prima di queste avvenne 8 giorni dopo il lancio a causa degli errori di iniezione iniziale verso Marte, seguita da una seconda manovra 82 giorni dopo. Le rimanenti 3 manovre di correzione orbitale vennero usate per direzionare la sonda verso la migliore localizzazione su Marte. Queste vennero pianificate per il 14 settembre, il 17 ottobre e il 24 ottobre, prima dell'arrivo della sonda. Il veicolo comunicò continuativamente per 24 ore con le antenne del Deep Space Network durante tutte le manovre correttive, che vennero eseguite in modalità "volgi e accendi", in cui la sonda si puntava verso l'attitudine desiderata prima di accendere i propulsori. Era chiaro che durante le accensioni la sonda avrebbe potuto non essere puntata verso la Terra, per cui non era pianificata alcuna comunicazione durante questo breve momento critico. ^[84]

L'arrivo di Odyssey fotografato dal Mars Global Surveyor

Il controllo della navigazione interplanetaria prevedeva diverse misurazioni interferometriche tra 2 sorgenti radio (ovvero il segnale di telemetria proveniente dall' Odyssey e un quasar o il segnale telemetrico proveniente dal Mars Global Surveyor ) registrate simultaneamente dalle 2 antenne radio. Le misurazioni ottenute sarebbero state quindi archiviate e processate per il test dei sistemi durante il primo e medio viaggio e settimanalmente durante la fase di approccio di Marte. Per i primi 14 giorni dopo il lancio il DSN tracciò continuativamente la sonda prima della fase silenziosa, in cui avvennero solo 3 controlli di 8 ore, prima di riprendere con il tracciamento costante 50 giorni prima dell'arrivo su Marte. ^[85]

Durante questa fase vennero accesi, testati e calibrati tutti gli strumenti scientifici. In particolare, il THEMIS ottenne diverse immagini della Luna e della Terra circa 12 giorni dopo il lancio, indicando il corretto funzionamento dello strumento. ^{[86] [87]} Per quanto concerne il GRS, esso venne testato in 2 periodi differenti, nei quali ciascuno dei 3 sensori dello spettroscopio ai neutroni venne acceso e testato. Infine, il MARIE ottenne costantemente dati sulle radiazioni interplanetarie con lo scopo di determinare le radiazioni tra la Terra e Marte. ^[88]

Infine, tra 60 e 80 giorni dopo il lancio vennero effettuati vari test sull'antenna UHF dell'orbiter attraverso quella da 45 metri della Stanford University . ^[89]

Mars Orbit Insertion (MOI)

La tabella che segue contiene tutte le operazioni eseguite per la manovra di inserzione orbitale marziana il 24 ottobre 2001. Tutti gli orari, pomeridiani , sono riferiti al PDT . ^{[90] [91]}

• 4:56 - circa 2 ore e mezza prima dell'accensione del propulsore principale vengono accesi piccoli razzi di desaturazione per scaricare il momento delle rotelle a reazione;
• 7:06 - i catalizzatori di riscaldamento del catbed (la base del veicolo) vengono accesi con lo scopo mitigare la temperatura permettendo ai motori RCS responsabili di rollio , beccheggio e imbardata della sonda di operare correttamente le opportune accensioni intermittenti;
• 7:12 - le linee di alimentazione del propulsore principale (precedentemente sfiatate da ogni gas residuo) vengono aperte grazie a valvole pirotecniche. 5 minuti dopo, i serbatoi vengono pressurizzati attraverso l'apertura di ulteriori valvole assicurando un regolare flusso di ossidante e propellente durante la combustione . Ogni carica pirotecnica apre una guarnizione creando una linea pulita dal diametro di una matita per permettere al pressurizzante, elio gassoso, di entrare nei serbatoi;

La sonda durante la manovra di inserzione orbitale marziana

• 7:18 - i canali di telecomunicazione vengono spostati dall'antenna ad alto guadagno a quella a medio e basso. Queste antenne sono meno potenti ma possono ricevere e inviare segnali in un arco temporale più ampio. Prima del passaggio dietro Marte la sonda trasmette solo segnali di trasferimento, cioè privi di telemetria . Il motore principale termina la prima accensione e il veicolo viene catturato dalla gravità marziana in un' orbita altamente ellittica attorno a Marte;
• 7:19 - l'antenna del DSN a Goldstone , in California, riceve i segnali di trasferimento di Odyssey , calcolando il moto della sonda in base all' effetto Doppler dovuto alle variazioni di frequenza . Le rotelle a reazione dirigono la sonda nella direzione corretta in preparazione dell'accensione di inserzione orbitale;
• 7:26 – ignizione del motore principale per avviare la Mars Orbit Insertion (MOI);
• 7:36 - il Deep Space Network perde il collegamento con Odyssey a causa del passaggio dietro Marte;
• 7:36 – dietro Marte e senza comunicazioni, la sonda entra nell'ombra marziana per 2 minuti;
• 7:39 - Odyssey raggiunge il periapside a 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 e il software di protezione contro i guasti viene riattivato;
• 7:56 – da Terra Odyssey emerge sull'orizzonte di Marte, e le antenne del Deep Space Network provano a contattarlo;
• 8:00 – i serbatoi di Odyssey vengono meccanicamente isolati con valvole pirotecniche in modo tale da evitare pressurizzazioni eccessive;
• 8:01 - Odyssey avvia le telemetrie e inizia a trasmettere dati a 40 bps . 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 .

Aerofrenaggio

Rendering artistico della sonda durante la fase di aerofrenaggio

Odyssey trascorse 3 mesi circa in aerofrenaggio , sfruttando la frizione degli strati superiori dell' atmosfera marziana per rallentare e stabilizzare la propria orbita circolare . Utilizzando l' atmosfera di Marte per rallentare la sonda, anziché i motori, vennero risparmiati più di 200 kg di propellente (che permisero alla missione di essere lanciata con un vettore più economico rispetto agli altri). ^[92] L'aerobreaking finì a gennaio, e Odyssey avviò la missione di mappatura il 19 febbraio 2002, terminandola ad agosto 2004. ^[93]

Mappatura e missione scientifica primaria

La missione scientifica primaria iniziò circa 90 giorni dopo la cattura della sonda in orbita marziana e durò 917 giorni terrestri. L'inclinazione di Odyssey è di 93,1°, risultando in un'orbita quasi eliosincrona , con periodo orbitale appena inferiore alle 2 ore. Le tracce di suolo mappate sono longitudinalmente separate da circa 29,5° e vengono sorvolate ogni 2 sol, o giorni marziani. ^{[94] [95] [96]}

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 e immagini nel visibile con una risoluzione di circa 18 metri per pixel. 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 fino alla fine della missione primaria. ^{[94] [95] [96]}

Mappa globale dei neutroni epitermici sulla superficie di Marte, catturata dal GRS nel 2002

Ripetitore per le telecomunicazioni

I rover Sojourner , Opportunity e Curiosity a confronto

Attualmente Odyssey opera come ripetitore per le telecomunicazioni tra la Terra ei 2 rover della NASA operativi sulla superficie del pianeta. Circa l'85% delle immagini e dei dati ottenuti dai Mars Exploration Rovers , Spirit e Opportunity , sono stati ricevuti grazie a Odyssey . L'orbiter supportò anche il Mars Reconnaissance Orbiter durante i suoi primi mesi di aerobreaking nel 2006, monitorando le condizioni atmosferiche, ^[97] e aiutò nella selezione di potenziali siti di atterraggio per lander e rover, tra cui il Phoenix Mars Lander , che atterrò con successo nel 2008. ^[98] Nel 2016, lo strumento THEMIS ha aiutato nella selezione del sito di atterraggio del lander InSight , previsto il lancio nel 2018, designando Elysium Planitia come il più idoneo per la sua missione di lunga durata. ^[99]

Missione estesa

Il 30 settembre 2008 ( sol 2465) la sonda alterò la propria orbita migliorando la sensibilità del THEMIS dandogli la possibilità di mappare meglio la mineralogia marziana, pur dovendo disattivare il GRS onde evitare surriscaldamenti. ^[100]

Mappa raffigurante la distribuzione globale di potassio sulla superficie marziana , ottenuta grazie alle osservazioni del GRS

Il 28 ottobre 2003 il carico del MARIE smise di funzionare dopo un grande evento solare che bombardò Odyssey . ^{[101] [102]} Gli ingegneri della missione credono che la causa principale sia attribuibile al danneggiamento di un chip da parte di una particella solare, causando la distruzione del computer dello strumento. ^[103]

Uno dei tre giroscopi fallì nel giugno 2012, ma il disegno di Odyssey ne includeva un quarto di scorta, per cui dopo tre settimane in modalità provvisoria la sonda tornò perfettamente operativa. ^[104]

L'11 febbraio 2014 il controllo missione accelerò lo spostamento graduale di Odyssey verso un'orbita non eliosincrona entro novembre 2015, per permettere l'osservazione delle variazioni di temperatura superficiale immediatamente dopo l'alba e il tramonto in migliaia di regioni marziane. ^[105] Questo spostamento permetterebbe di approfondire le conoscenze sulla composizione del terreno, sui processi di variazione della temperatura e sui geysers alimentati dallo sgelo del ghiaccio secco presente nei pressi dei poli marziani. ^[105]

Il 19 ottobre 2014, a seguito del flyby della cometa Siding Spring , la NASA riportò che il 2001 Mars Odyssey ^[106] , assieme al Mars Reconnaissance Orbiter ^[107] e il MAVEN ^[108] , non aveva riportato danneggiamenti. ^{[109] [110]}

Acqua su Marte

Immagine del Cratere Gale , sito di atterraggio del rover Curiosity , catturata da THEMIS nel giugno del 2015

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 della superficie marziana, ^{[111] [112]} la cui distribuzione globale venne successivamente mappata. ^[113]

Il 31 luglio 2008 la NASA annunciò che il lander Phoenix aveva confermato la presenza di acqua su Marte, come predetto dall'orbiter nel 2002, ^{[114] [115] [116] [117] [118] [119]} per cui c'era speranza di trovare luoghi in cui potevano esserci composti organici e, probabilmente, vita microscopica .

Odyssey e Curiosity

Nel 2012 il THEMIS venne utilizzato allo scopo di selezionare un sito di atterraggio per il Mars Science Laboratory (MSL). ^[120] Inoltre, diversi giorni prima dell'atterraggio di Curiosity l'orbita di Odyssey venne alterata onde assicurare il ricevimento dei segnali del rover durante i suoi primi minuti sul suolo marziano, ^[121] continuando a operare come ripetitore dei segnali UHF del rover per il resto della missione, facilitata dall'orbita della sonda che passa esattamente 2 volte al giorno sul MSL, per cui è possibile pianificarne con regolarità i contatti con la Terra. ^[121]

Risultati scientifici

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

Le ricerche scientifiche del 2001 Mars Odyssey hanno supportato la strategia di inseguimento dell'acqua dei MER nell'ambito del Mars Exploration Program , raggiungendo i seguenti obiettivi: ^{[122] [123] [124]}

• Determinare i luoghi dove sorse la vita su Marte: nonostante Odyssey non trasporti strumenti per rilevare vita su Marte , i dati raccolti dalla missione permettono di capire dove un ambiente marziano sarebbe in grado di sostenere la vita. Uno dei requisiti fondamentali per la vita come quella terrestre è la presenza di acqua liquida . Per la prima volta su Marte, una sonda venne equipaggiata per rilevare acqua nei pressi della superficie e mappare i depositi minerari dati dall'attività acquatica passata; ^{[125] [126] [127] [128]}
• Caratterizzare il clima di Marte : Marte oggi è troppo freddo e ha un'atmosfera troppo sottile per supportare acqua liquida sulla superficie. Tuttavia, Odyssey ha scoperto che gran parte dell'acqua marziana è intrappolata sotto la superficie in forma solida . La sonda ha dunque misurato la quantità di ghiaccio permanente al suolo ei suoi cambiamenti stagionali. Inoltre gli studi fatti sulla geologia morfologica ei minerali (soprattutto quelli che si formano in presenza di acqua) hanno aiutato a comprendere il ruolo dell'acqua nell'evoluzione del clima marziano sin dalla formazione del pianeta avvenuta circa 4,5 miliardi di anni fa; ^{[123] [129]}
• Caratterizzare la geologia marziana : il Mars Odyssey ha mappato gli elementi chimici (ad esempio carbonio , silicio , ferro ecc.) ei minerali che costituiscono il pianeta rosso, aiutando a comprendere lo sviluppo morfologico cronologico del pianeta. Gli elementi chimici sono i mattoni dei minerali, i quali sono i mattoni delle rocce , e tutti questi si relazionano con la struttura e geologia della superficie marziana, e il loro studio permette di comprendere la storia geologica e climatica di Marte e il suo potenziale di vita presente o passata; ^{[123] [130]}
• Preparare l'esplorazione umana: lo strumento MARIE ha fornito una prima panoramica sui livelli di radiazioni su Marte relazionandoli ai potenziali rischi affrontati da possibili equipaggi futuri. L'esperimento ottenne dati durante il viaggio interplanetario e in orbita, in modo che i futuri progettisti di missione sapranno ottimizzare al meglio i viaggi abitati verso il pianeta rosso. ^{[131] [132] [133]}

Costi ed estensioni della missione

Un'immagine ottenuta grazie al GRS a bordo del 2001 Mars Odyssey che mostra i cambiamenti stagionali sulle calotte di Marte

Nell'aprile e ottobre 2001 la NASA pubblicò 2 documenti contenenti informazioni riguardanti il lancio e l'arrivo della sonda in orbita marziana; tra le varie informazioni veniva riportato che il costo complessivo della missione, escluse le estensioni successive al luglio 2004, era di 297 milioni di dollari, di cui 165 milioni per lo sviluppo della sonda e degli strumenti scientifici, 53 milioni per il veicolo di lancio Delta II 7925 e 79 milioni per le operazioni e le elaborazioni scientifiche. ^{[91] [134]}

La prima estensione della missione venne eseguita nell'agosto 2004, con un budget di 35 milioni di dollari fino a settembre 2006. ^[135] Il 1 ottobre 2006 la missione venne estesa ulteriormente a tempo indeterminato per analizzare i cicli stagionali di Marte con l'ausilio di un nuovo software di volo capace di selezionare immagini ad alta priorità e una nuova orbita dalla quale osservare direttamente le regioni polari, continuando a fungere da ripetitore per le comunicazioni dei MER in superficie. ^[136] Il 13 ottobre 2008 la missione venne ulteriormente estesa di 2 anni, ^[137] seguita da una quarta estensione fino al settembre 2012, ^[138] prevedendo che il propellente rimasto sarebbe stato sufficiente ad alimentare la sonda almeno fino al 2015, ^[139] ma nel febbraio dello stesso anno erano rimasti 21,6 kg di propellente con un consumo medio annuale di 1,4 kg, allungando la durata della missione per altri 6 anni. ^[140]

Al 2015 i costi complessivi della missione, inclusi sviluppo, assemblaggio, test, lancio e operazioni, ammontavano a circa 508 milioni di dollari. ^[140]

Si prevede che la sonda, viste le ottime condizioni, rimarrà operativa almeno fino al 2026. ^[141]

Galleria d'immagini

• 

  Traiettoria di volo del 2001 Mars Odyssey

• 

  L'assetto della sonda durante la fase di aerobraking

• 

  Configurazione della sonda durante la missione primaria

• 

  La sonda come ripetitore per i lander ei rover in superficie

• 

  Le dimensioni del 2001 Mars Odyssey rispetto al Mars Global Surveyor e al Mars Reconnaissance Orbiter

• 

  Grafico che mostra le quantità di radiazioni rilevate dallo strumento MARIE nel 2003

Note

Bibliografia

• ( EN ) 2001 Mars Odyssey by Christopher T. Russel (University of California, USA) , su books.google.it .
• ( EN ) NASA - 2001 Mars Odyssey Launch Press Kit - April 2001 ( PDF ), su jpl.nasa.gov .
• ( EN ) NASA - 2001 Mars Odyssey Arrival Press Kit - October 2001 ( PDF ), su jpl.nasa.gov .
• ( EN ) NASA Facts - JPL - 2001 Mars Odyssey ( PDF ), su mars.jpl.nasa.gov .

Voci correlate

• Esplorazione di Marte
• Missioni su Marte
• Marte (astronomia)
• Missioni spaziali in corso

Altri progetti

• Wikimedia Commons contiene immagini o altri file su Mars Odyssey

Collegamenti esterni

• ( EN ) Sito della missione , su mars.jpl.nasa.gov .
• ( EN ) Profilo di missione del 2001 Mars Odyssey , su solarsystem.nasa.gov . URL consultato il 15 novembre 2018 (archiviato dall' url originale il 16 novembre 2012) .
• ( EN ) Sky & Telescope: "Mars Odyssey Pays Early Dividends" , su skyandtelescope.com . URL consultato il 14 luglio 2017 (archiviato dall' url originale il 2 febbraio 2013) .
• ( EN ) BBC News story on Mars Odyssey observations of apparent ice deposits , su news.bbc.co.uk .
• ( EN ) Mars Trek , su marstrek.jpl.nasa.gov . URL consultato il 14 luglio 2017 (archiviato dall' url originale il 15 agosto 2015) .

V · D · M Esplorazione di Marte
Sorvoli	Mariner 4 · Mariner 6 e 7 · Mars 4 · Rosetta · Dawn · Mars Cube One
Orbiter	Mariner 9 · Mars 2 · Mars 3 · Mars 5 · Mars 6 · Viking 1 · Viking 2 Orbiter · Phobos 2 · Mars Global Surveyor · 2001 Mars Odyssey · Mars Express · Mars Reconnaissance Orbiter · Mars Orbiter Mission · MAVEN · Trace Gas Orbiter · Emirates Mars Mission · Tianwen-1
Lander e rover	Mars 3 · Viking 1 · Viking 2 ( Viking 2 Lander ) · Mars Pathfinder ( Sojourner ) · Spirit · Opportunity · Phoenix Mars Lander · Curiosity · Schiaparelli · InSight · Perseverance · Zhurong
Missioni future	Mars Sample Return (dopo il 2020) · ExoMars (seconda parte 2022) · Mars Orbiter Mission 2 (2024) · Martian Moons Exploration (2024)
Programmi	Programma Aurora · Programma Mars Scout · Programma Mariner · Programma Phobos · Programma Viking
Voci correlate	Marte · Colonizzazione di Marte · Missioni marziane fallite · Oggetti artificiali su Marte · Missioni con equipaggio su Marte · Astrobiology Field Laboratory · Mars Surveyor 2001 Lander · Cratere Gale · Interplanetary Transport System · Low-Density Supersonic Decelerator · Mars 2022 Orbiter · Mars Exploration Program · Mars Helicopter Scout · ExoMars Trace Gas Orbiter · Deep Space Transport · Rosalind Franklin (rover) · Kazačok (lander)
Nota: Il grassetto indica le missioni in corso di svolgimento.

V · D · M Jet Propulsion Laboratory
Missioni correnti	ACRIMSAT · AIRS · ASTER · GALEX · Jason 1 · InSight · Interferometro Keck · LBT · Mars 2020 · 2001 Mars Odyssey ·MISR · MLS · MRO · MSL · QuikSCAT · TES · TOPEX/Poseidon · Voyager
Missioni passate	Cassini-Huygens · Dawn · Deep Impact · Deep Space 1 · Deep Space 2 · Explorer · Galileo · Genesis · GRACE · GRAIL · Herschel Space Observatory · IRAS · Kepler · Magellan · Mariner · Mars Climate Orbiter · Mars Exploration Rover · Mars Global Surveyor · Mars Observer · Mars Pathfinder · Mars Polar Lander · NSCAT · Pioneer · Phoenix · Ranger · Rosetta · SeaSat · SIR · SME · SRTM · Stardust · Surveyor · Spitzer · SVLBI · Ulysses · Viking · WIRE · WFPC
Missioni future	Psyche · Lucy · Europa Clipper
Organizzazioni collegate	Caltech · NASA · Deep Space Network · Goldstone Complex

Portale Astronautica

Portale Marte