Structure de la sonde

La structure de la sonde spatiale est réalisée en matériau composite contenant du graphite renforcé de matière plastique, complété par des 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 sonde spatiale est conçue pour résister à une accélération maximale de 5 g durant le lancement^[10]. La masse totale est inférieure à 2 180 kilogrammes, dont 1 149 kilogrammes d'ergols. À l'origine, l'orbiteur pesait 2 180 kilogrammes, mais les ingénieurs ont réussi à réduire le poids de la sonde de 51 kg. 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. La charge utile a une masse de 139 kg. .

Production d'énergie

Les panneaux solaires de la sonde MRO.

L'énergie électrique de la sonde Mars Reconnaissance Orbiter est fournie par deux panneaux solaires, longs 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 un maximum de 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^[11].

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 possède une capacité de stockage d'énergie de 50 Ah, mais la sonde n'ayant pas besoin de toute cette énergie, la batterie ne sera probablement utilisée qu'à environ 40 % de sa capacité, au début de la mission. 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^[11].

Ordinateur embarqué et stockage des données

L'ordinateur principal de Mars Reconnaissance Orbiter est un microprocesseur 32 bits RAD750, comprenant 10,4 millions de transistors, et dont l'horloge interne est cadencée à 133 MHz. Ce processeur est une version du PowerPC750, également appelé G3, qui a été durcie pour résister aux rayons cosmiques. Le processeur est installé sur une carte mère développée spécifiquement. Le processeur RAD750 est le successeur du RAD6000. Ce processeur est beaucoup moins puissant que ceux qui équipent les micro-ordinateurs contemporains mais il est particulièrement fiable dans l'espace, pouvant même fonctionner lors des tempêtes solaires^[12].

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^[12].

Le système d'exploitation du vaisseau, VxWorks, dispose de nombreuses fonctions permettant d'effectuer le suivi et la gestion de l'engin. De nombreux protocoles inclus dans VxWorks lui permettent de diagnostiquer précisément d'éventuelles erreurs^[12].

Systèmes de contrôle d'attitude et de navigation

Les systèmes de navigation et les capteurs fourniront des données aux ingénieurs (position du vaisseau, cap et altitude)^[13] :

• seize capteurs solaires (dont huit de secours) sont placés tout autour du vaisseau, pour déterminer l'orientation de celui-ci par rapport au Soleil ;
• deux viseurs d'étoiles 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.

Quatre roues de réactions sont utilisées pour maintenir l'orientation de MRO y compris lors des pris de vue à très haute résolution qui nécessitent une grande stabilité du pointage. La quatrième roue de réaction est disponible pou remplacer n'importe laquelle des trois autres en cas de défaillance éventuelle. Chaque roue de réaction pèse 10 kg et peut tourner jusqu'à 6 000 tours par minute^[13].

Schéma de la sonde spatiale.

Système de télécommunications

L'antenne grand gain est montée sur le corps de la sonde spatiale. Les opérateurs donnent l'échelle de cette antenne d'une taille exceptionnelle.

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 8 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 6 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^[14].

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^[14].

Système de propulsion

Pour se propulser, la sonde comprend vingt moteurs-fusées monoergols qui brûlent tous de l'hydrazine, un carburant qui produit spontanément des gaz, sans système de mise à feu, en passant sur un catalyseur. MRO emporte 1 220 kg d'hydrazine, dont 70 % est utilisé lors de la manœuvre d'insertion en orbite. L'hydrazine est injectée dans les moteurs en étant mis sous pression par de l'hélium stocké dans un réservoir spécial. Les moteurs sont de trois types^[15] :

• six moteurs-fusées 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 1 020 N. En utilisant plusieurs moteurs plutôt 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 utilisés pour les 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 plongera dans l'atmosphère martienne ;
• huit petits moteurs de 0,9 newton 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 moteurs sont utilisés pour modifier la trajectoire.

Protection thermique

Le maintien de la température des différents composants de MRO dans la plage de températures adéquates est réalisée à l'aide de différents équipements. L'ensemble de l'engin spatial est recouvert d'une isolation multicouche consituée de multiples couches en mylar ou des matériaux similaires. Ce revêtement constitue une protection contre les dégats que pourraient provoquer l'impact de micrométéorites. Des résistances chauffantes sont fixés sur certains équipements et sont automatiquement mises en marche lorsque la température est trop basse. La consommation cumulée de toutes ces résistances est de 300 Watts. Des radiateurs fixés sur des faces non éclairées par le Soleil permettent d'évacuer la chaleur excédentaire produite par les équipements électroniques^[16].

Instruments scientifiques

CRISM

L'instrument CRISM.

Le spectromètre imageur CRISM (acronyme de Compact Reconnaissance Imaging Spectrometers for Mars) observe dans l'infrarouge et la lumière visible. Il opère dans des longueurs d'onde comprises entre 362 et 3 920 nm (images visibles et en proche infrarouge), mesurant leur spectre grâce à 544 canaux de 6,55 nm de largeur chacun. Il remplit trois objectifs : produire une cartes détaillée de la minéralogie couvrant l'ensemble de la surface martienne en utilisant un sous-ensemble de canaux, cartographier avec une résolution spatiale et spectrale plus importante des régions clés de Mars et mesure les variations spatiales et saisonnières de l'atmosphère. L'instrument a une masse de 32,92 kilogrammes et consomme 47 Watts. Le diamètre de l'optique est de 100 millimètres, le champ de vue est de 2,06° et la longueur focale est de 441 millimètres. La fauchée est 11,1 kilomètres à une altitude de 300 kilomètres. L'optique peut être pointée de +/- 60 degrés dans le sens de déplacement de l'engin spatial. CRISM fonctionne selon trois modes^{[21],[22],[23],[24]} :

• en maintenant son optique pointée vers le nadir de l'engin spatial, l'instrument recueille des images dans un sous-ensemble des 544 longueurs d'ondes avec une résolution spatiale comprise entre 100 à 200 mètres par pixel : 200 mètres pour 55 canaux en mode MSP (Multispectral Survey), 200 mètres pour 154 canaux en mode HSP (Hyperspectral Survey) et 100 mètres en mode MWS (Multispectral Window). C'est le mode utilisé pour la cartographie complète de la planète et identifier les sites présentant un intérêt particulier.
• Pour effectuer des cartographies à haute résolution plusieurs images de la même zone sont prises permettant d'atteindre la résolution spatiale maximale. Pour y parvenir 11 images hyperspectrales du même site sont prises dans chacune des 544 bandes spectrales en faisant pivoter de ±70° la tête optique. La septième photo est prise au moment où le site site se situe au nadir de l'engin spatial. Quatre types de produits peuvent être générés. Les images de type FRT (Full Resolution Targeted observation) ont une résolution spatiale de 18 mètres. Les images de type HRS (Half Resolution Short) et HRL ( Half Resolution Long) ont une résolution spatiale de 36 mètres, le mode HRL se distinguant par la production d'images deux fois plus longues. Enfin dans le mode ATO ( Along-Track Oversampled) l'image produite est plus étroite mais la résolution spatiale atteint 3 mètres.
• Enfin un troisième mode est utilisé pour l'analyse de l'atmosphère.

MCS

L'instrument MCS.

Le radiomètre MCS (Mars Climate Sounder) analyse l'atmosphère martienne dans 9 bandes de fréquence, dont un canal allant du proche ultraviolet au proche infrarouge (0,3 à 3 µm) et huit canaux 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 sur toute l'épaisseur de l'atmosphère entre le sol et une altitude de 80 km. Il observe le limbe de l'atmosphère. L'instrument est monté sur un double cardan qui lui permet de disposer de deux degrés de liberté. Le MCS permet de distinguer les caractéristiques des couches de l'atmosphère avec une résolution verticale de 5 km. Les mesures effectuées sont assemblées pour réaliser des cartes journalières et globales de la température montrant les variations spatiales et temporelles de l'atmosphère de Mars dans le but d'établir un modèle de circulation global de l'atmosphère martienne. MCS permet de suivre l'évolution des calottes polaires en déterminant les propriétés des glaces et en mesurant la température de leur surface. MCS a une masse de 8 kg et comprend deux télescopes de 4 cm d'ouverture avec une focale de f/1,7. L'instrument a déjà été embarqué sur deux sondes spatiales - Mars Observer puis Mars Climate Observer (sous l'appellation PMIRR (Pressure Modulator Infrared Radiometer) - mais n'a retourné aucun résultat du fait de la perte de ces deux engins^[25].

Autres investigations scientifiques

Démonstrations technologiques

Emetteur radio UHF Electra : version embarquée sur MAVEN.

Lancement et transit vers Mars (août 2005 à mars 2006)

Lancement de la sonde, le 12 août 2005, par une fusée Atlas V (401) dotée d'un étage Centaur-5-SEC.

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

Le lancement de MRO, initialement prévu le 10 août 2005, est repoussé deux jours de suite d'abord à cause d'un problème de gyroscope sur la fusée Atlas V puis du fait d'une anomalie de logiciel. 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 avant d'atteindre Mars^[35].

Quatre corrections de trajectoire sont programmées durant le transit entre la Terre et Mars pour permettre à la sonde spatiale d'atteindre sa destination. La sonde spatiale effectue une première correction le 27 aout avec un changement de vitesse effectif de 7,8 m/s. Après avoir utilisé ses petits propulseurs durant 30 secondes pour plaquer les ergols au fond des réservoirs, les propulseurs principaux sont mis à feu durant 15 secondes. Cette manoeuvre a deux objectifs. D'une part elle permet de placer la sonde spatiale sur la trajectoire vers Mars (le lanceur place volontairement la sonde spatiale sur une trajectoire légèrement erronée pour que celle-ci ne s'écrase pas sur Mars s'il s'avère que l'engin spatial ne fonctionne pas correctement). D'autre part elle permet de vérifier le fonctionnement de la propulsion^[36].

Le fonctionnement des caméras de MRO est vérifié le 8 septembre avec des prises de vue de la Lune, distante de 10 millions de kilomètres, ainsi que des étoiles^[37]. Le 10 mars 2006, alors qu'il se trouve à 40 millions de kilomètres de Mars, la sonde spatiale effectue une deuxième correction de trajectoire en faisant fonctionner durant 20 secondes ses 6 propulseurs secondaires^[38].

L'insertion orbitale autour de Mars a lieu le 10 mars 2006. La sonde survole l'hémisphère sud de la planète, à une altitude comprise entre 370 et 400 kilomètres (190 miles). Les six moteurs principaux de la sonde fonctionnent 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 plaçe 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). Une orbite est bouclée en 35 heures^[39].

Phase d'aérofreinage (mars à novembre 2006)

Pour parvenir à abaisser son orbite sans utiliser d'ergols, MRO utilise après son insertion en orbite l'aérofreinage : durant 6 mois il va effectuer 550 plongées dans l'atmosphère plus dense de Mars au niveau de son périgée. La force de trainée va réduire sa vitesse et donc abaisser son orbite. Pour cette manoeuvre, la sonde spatiale adopte une configuration qui accroit au maximum la surface faisant face à la direction d'avancement. Ce mode de freinage permet de réduire de près de 50 % la quantité d'ergols emportée au lancement. Le freinage atmosphérique se déroule en trois étapes^[40] :

• MRO abaisse 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 reste ensuite à une altitude suffisamment basse pour utiliser le freinage atmosphérique durant cinq 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 utilise ses propulseurs pour queson périgée soit situé hors de l'atmosphère martienne. Cette opération est réalisée le 11 septembre 2006^[41].

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)^[42].

Phase d'étude scientifique

Phoenix photographiée durant sa descente vers le sol martien.

Mesures prises pour prolonger la mission jusqu'à la décennie 2020

La NASA a besoin de disposer durant la décennie 2020 de plusieurs orbiteurs martiens, pour pouvoir relayer les données collectées par ses rovers qui travaillent à la surface (Mars 2020, Curiosity...). Or les engins disponibles, notamment MRO, sont vieillissants. L'agence spatiale américaine a décidé, au début de l'année 2018 de prendre des mesures pour prolonger au maximum la vie de MRO, notamment pour garantir la retransmission des données de Mars 2020. Le contrôle d'attitude de MRO repose en mode de fonctionnement normal sur une centrale à inertie, dont elle emporte deux exemplaires. Le premier exemplaire, arrivé en fin de vie après 58 000 heures d'utilisation, a été remplacé il y a plusieurs années par l'unité de secours, qui compte début 2018 52 000 heures d'utilisation. Pour préserver cette dernière, arrivée presque au bout de son potentiel théorique et qui reste indispensable pour les corrections orbitales, le mode survie ou des manœuvres exceptionnelles liées par exemple à l'arrivée d'un nouvel engin spatial, la NASA a décidé d'utiliser en fonctionnement normal le viseur d'étoiles à la place de la centrale à inertie. Cet équipement utilise une caméra pour identifier les étoiles dans son champ de vue et déterminer l'orientation de l'engin spatial.

Les deux batteries constituent un autre élément critique de MRO, également menacées de panne. Celles-ci sont sollicitées à chaque fois que la planète Mars s'interpose entre le Soleil et MRO, soit environ 40 minutes durant chaque orbite de deux heures. Pour prolonger leur durée de vie, il a été décidé d'augmenter leur charge, de mettre en marche les résistances chauffantes — chargées de maintenir la température de l'engin spatial dans des plages correctes lorsqu'il passe dans l'ombre de Mars — avant cette phase, pour réduire l'utilisation de la batterie durant l'éclipse et enfin de modifier l'orbite de MRO pour réduire la durée du passage sur le côté nuit de la planète. Ce changement de l'orbite, consistant à reculer l'heure de passage au-dessus de l'équateur, a un impact sur les observations : réduction de la durée des périodes de l'année où les pôles peuvent être observés, réalisation et interprétation plus difficile des observations d'un même site pour détecter les changements^[48].

Arret de l'instrument CRISM

Le 3 avril 2023, l'instrument CRISM, qui fonctionnait depuis 2017 en mode dégradé à la suite de l'arrêt successif des trois cryoréfrigérateurs, est mis hors service. Cet instrument avait joué un rôle crucial dans les résultats de la mission en détectant et cartographiant les argiles et les sulfates présents à la surface de la planète révélateur d'un climat passé beaucoup plus clément^[49].

Caméra à haute résolution HiRISE

La caméra à haute résolution HiRISE a produit depuis le début de la mission (situation à 2022) plus de 70 000 images, de 1000 mégapixels chacune, avec une résolution spatiale descendant jusqu'à 25/35 centimètres par pixel. , Compte tenu de cette résolution particulièrement élevée, les zones photographiées ne couvrent que 2 à 3% de la surface de Mars. Le choix des régions imagées résultent d'une sélection murement réfléchie : zones explorées ou susceptibles d'être explorées par les astromobiles martiens, régions présentant un intérêt scientifique important. Les résultats scientifiques obtenus grâce à HiRISE peuvent être évalués par le nombre d'articles scientifiques ayant fait l'objet d'une revue par des pairs exploitant les fournies par HiRISE : plus de 1 500 articles étaient recensés en 2022^{[Note 1],[50]}.

Voici certains des résultats les plus importants^[50] :

• Avant la mission MRO les seuls processus à la surface de Mars recensés de manière documentée étaient les tempêtes de poussière à grande échelle et la fonte/reconstitution saisonnière des calottes polaires. Les images prises par HiRISE ont permis d'identifier plusieurs phénomènes dynamiques répartis sur toutes les latitudes et ayant lieu à toutes les saisons. Parmi les processus qui ont pu être photographiés par HiRISE figurent la formation de cratères d'impact, le transport de la poussière et du sable par le vent, différents types de glissement de terrain, des changements affectant les glaces polaires et d'autres effets touchant les dépots saisonniers de dioxyde de carbone. De manière non prévue, les changements de la surface de Mars induits par ces processus se sont révélés particulièrement importants. Ils démontrent que le climat actuel est capable de remodeler la surface de la planète.
• Les relevés spectroscopiques effectués depuis l'orbite ainsi que les investigations menées par les astromobiles à la surface de Mars ont profondément modifié notre compréhension de la composition de la surface et de l'histoire de Mars. Mars comporte une croute basaltique recouvertes de matériaux anciens portant la trace minéralogique d'interactions avec l'eau à l'état liquide. Les données de HiRISE ont joué un rôle essentiel dans l'interprétation géographique et stratigraphique des données minéralogiques qui ont elles-mêmes permis l'identification des formations géologiques associées notament aux anciennes vallées fluviales (confirmées par les investigations menées in situ par les astromobiles).
• Ces dernières décennies plusieurs événements photographiés ont été interprétés à tort comme étant le résultat du surgissement d'eau liquide à la surface de Mars. Ces événements sont beaucoup mieux expliqués par des processus secs. Toutefois des observations ont permis d'identifier des événements géologiquement récents (Amazonien) impliquant la présence de l'eau liquide qui ont été par ailleurs confirmés par l'observation de cratères modifiés par des cours d'eau à l'origine de deltas et des cônes alluviaux. Les images prises par HiRISE des cratères d'impact récents et d'escarpements mettant à découvert la glace souterraine ont permis d'identifier la limite supérieure des couches de glace d'eau enfouies sous la surface et fourni des informations sur sa structure verticale.
• Le processus de condensation et de sublimation de la glace de dioxyde de carbone présente au niveau des calottes polaires est à l'origine de différentes formations qui s'étendent pôles aux latitudes moyennes. HiRISE, en prenant à plusieurs reprises des photos de ces formations, a permis de détecter les changements les affectant. Ainsi à chaque printemps des avalanches de blocs de glace dégringolent de la calotte polaire nord. Les images d'HiRISE ont permis par ailleurs de cartographier la stratigraphie des calottes polaires permettant d'identifier l'évolution historique de celles-ci y compris les phases durant lesquelles elles avaient complètement disparu. Les images des cratères polaires ont permis de mesurer le rythme contemporain d'accumulation de la glace.
• De nombreuses formations géologiques ont été photographiées par HiRISE dont les cratères d'impact, les formations volcaniques et tectoniques, les canaux, les pics centraux des caratères et les tubes lavaires, le volcanisme sédimentaire, les digues et fractures cimentées par l'eau, les reliefs glaciaires et périglaciaires, les monticules fracturés, les glissements de terrain, les terrains polygonaux, les canaux inversés, les couches de substrat rocheux et de dépôts sédimentaires, ...

Spectromètre CRISM

Les objectifs fixés à l'instrument CRISM ont été définis à partir des résultats fournis par les prédécesseurs : le spectromètre visible/infrarouge OMEGA de la mission Mars Express (Lancée en 2003), les données fournies par les astromobiles MER (2003) et le spectromètre infrarouge thermique THEMIS de l'orbiteur Mars Odyssey (2004). Les résultats devaient répondre à trois questions^[51] :

• Ou et quand Mars a-t-il connu des environnements continuellement humides ?
• Quelle est la composition de la croute de Mars ?
• Quelles sont les caractéristiques du climat actuel de Mars ?

SHARAD

Le radar Sharad a permis d'effectuer des sondages de la structure interne de Mars jusqu'à 3 kilomètres de profondeur sur plus de 55% de la surface de Mars (situation fin 2022) avec une couverture quasi complète des régions polaires ainsi que de nombreuses régions situées aux latitudes moyennes. Les données recueillies ont permis de mieux comprendre les structures souterraines et les propréités des calottes glaciaires ainsi que des dépots sédimentaires et d'origine volcanique. Ces données ont également abouti à de nouvelles découvertes concernant les structures plus profondes et le comportement de l'ionosphère^[55].

Les calottes polaires se sont révélées être des structures riches et particulièrement complexes comportant plusieurs douzaines de strates s'étendant jusqu'à 3 kilomètres de profondeur. Les données recueillissent fournissent des informations sur l'histoire du climat de la planète de la fin période amazonienne. L'analyse par Sharad de cônes de débris en forme de lobe et d'autres structures à l'apparence glaciaire situés aux latitudes moyennes confirment qu'il s'agit de glaciers (glace d'eau) recouverts de débris. D'autres terrains situés aux latitudes moyenne s'avèrent contenir également de la glace d'eau à des concentrations plus faibles. SHARAD a été également utilisé pour déterminer la structure interne et les propriétés des coulées de lave, des dépôts de cendre et des terrains sédimentaires. Les signaux de l'instrument sont déformés par leur passage dans l'ionosphère martienne, ce qui donne des informations sur l'évolution spatiale et temporelle des concentrations d'électrons elles-mêmes liées au champ magnétique rémanent de la planète^[55].

Notes

Références

Bibliographie

NASA documents liés à la mission

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• Francis Rocard, Planète rouge : dernières nouvelles de Mars, Paris, Dunod, coll. « Quai des Sciences », 2003-2006, 2^e éd., 257 p. (ISBN 978-2-10-049940-3 et 2-10-049940-8)

Description des instruments scientifiques - Résultats scientifiques - articles des concepteurs des instruments

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  Description de l'instrument MCS.
• (en) Alfred S. McEwen, Maria E. Banks et al., « The High Resolution Imaging Science Experiment (HiRISE) during MRO’s Primary Science Phase (PSP) », Icarus, vol. 205, n^o 1,‎ janvier 2010 (DOI 10.1016/j.icarus.2009.04.023)
  Description de la caméra HiRISE et resultats à l'issue de la mission primaire.
• (en) Alfred S. McEwen, Maria E. Banks et al., « The High Resolution Imaging Science Experiment (HiRISE) during MRO’s Primary Science Phase (PSP) », Icarus, vol. 205, n^o 1,‎ janvier 2010 (DOI 10.1016/j.icarus.2009.04.023)
  Description de la caméra HiRISE et resultats à l'issue de la mission primaire.
• (en) S. Murchie, R. Arvidson et al., « Compact Reconnaissance Imaging Spectrometer for Mars (CRISM) on Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) », Journal of Geophysical Research, vol. 112, n^o E05S03,‎ 2007, p. 1-57 (DOI 10.1029/2006JE002682, lire en ligne [PDF])
  Description du spectromètre CRISM.
• (en) Michael C. Malin, James F. Bell III et al., « Context Camera Investigation on board the Mars Reconnaissance Orbiter », Journal of Geophysical Research, vol. 112, n^o E05S04,‎ 2007, p. 1-25 (DOI 10.1029/2006JE002808, lire en ligne [PDF])
  Description de la caméra Context.

Résultats

• (en) Alfred McEwen, Shane Byrne et Candice Hansen « Results from MRO's High Resolution Imaging Science Experiment (HiRISE), 2006-2022 » (septembre 2022) (DOI 10.5194/epsc2022-38, lire en ligne) [PDF]
  —16th Europlanet Science Congres
  Résultats obtenus à l'aide de l'instrument HiRISE de 2006 à 2022.
• (en) « CRISM's Investigations and New Discoveries (2006-present) », sur CRISM, Applied Physics Laboratoiry - Université John Hopkins (consulté le 14 septembre 2023)
  Résultats obtenus à l'aide de l'instrument CRISM.
• (en) Nathaniel E. Putzig, Roberto Seu, Gareth A. Morgan, Isaac B. Smith, Bruce A. Campbell, Matthew R. Perry, Marco Mastrogiuseppe et al., « Science results from sixteen years of MRO SHARAD operations », Icarus, vol. x,‎ 20 juillet 2023, p. 1-13 (DOI 10.1016/j.icarus.2023.115715, lire en ligne)
  Résultats obtenus à l'aide de l'instrument SHARAD actualisé fin 2022

Articles connexes

Mars

• Mars
• Géologie de Mars
• Atmosphère de Mars

Exploration spatiale de Mars

• Exploration de Mars
• Mars Global Surveyor : mission ayant précédé MRO en jouant un rôle similaire
• Mars Exploration Rover

Techniques spatiales

• Aérofreinage

Liens externes

• (en) Site officiel de la mission MRO sur le site du centre JPL de la NASA
• (en) Site de l'instrument CRISM
• (en) Dossier de presse de la NASA fourni pour le lancement de la sonde
• (en) Description de la mission dans le catalogue des missions tenu par la NASA
• (fr) Descriptif de la mission MRO sur le site de Philippe Labro
• (fr) Dossier consacré à MRO sur le site Futura-Sciences (description des instruments et de la mission)