Mars Reconnaisance Orbiter (MRO)

[Scorus]

WPROWADZENIE
Sonda Mars Reconnaisance Orbiter (MRO) jest orbiterem marsjańskim, mogącym zbierać ogromną ilość danych za pomocą 6 instrumentów, w tym wysokorozdzielczego systemu obrazującego. Do naukowych celów misji należą:
- Scharakteryzowanie obecnego klimatu planety i fizycznych procesów związanych z klimatem, w tym zmian sezonowych i długotrwałych zmian klimatycznych.
- Określenie natury złożonych warstwowanych formacji na planecie, oraz jednoznaczne zidentyfikowanie form trenu kształtowanych przez wodę.
- Wykonanie poszukiwać miejsc prezentujących aktywność wodną i/lub hydrometrmalną.
- Wyszukanie i scharakteryzowanie stref najbardziej odpowiednich dla przyszłych lądowań lądowników badawczych i przeznaczonych do powrotu z próbkami.
- Transmitowanie dużych ilości danych z lądowników marsjańskich.

MRO wykonuje zdjęcia wysokiej rozdzielczości, bada skład powierzchni, poszukuje wody podpowierzchniowej, śledzi pył w atmosferze oraz monitoruje pogodę.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Całkowita masa statku MRO wynosi 2 180 kg, z czego 1149 kg stanowiło paliwo (w czasie startu). Zasadniczą częścią sondy jest główny korpus, czyli tzw. podsystem strukturalny, który łączy i chroni inne podsystemy statku oraz instrumenty naukowe. Jest zbudowany z tytanu, kompozytów węglowych, oraz aluminium ukształtowanego na kształt plastra miodu. Zapewniło to wytrzymałość podczas startu, gdy przeciążenie wynosiło ponad 5 G. Korpus statku ma kształt graniastosłupa sześciokątnego. Do zasadniczej struktury dołączone są dwa skrzydła paneli słonecznych, oraz paraboliczna antena dużego zysku o średnicy 3 metrów. W korpusie znajduje się system napędowy, kontroli orientacji przestrzennej, energii elektrycznej, systemy komunikacyjne, sterowania i obróbki danych, kontroli temperatury, mechaniki, oraz instrumenty naukowe.

Podsystem napędowy składa się łącznie z 20 silników. 6 silników głównych o ciągu 170 N (łącznie 1 020 N) używa hydrazyny, nie wymaga osobnego utleniacza. Służyły one do wprowadzenia sondy na orbitę okołomarsjańską, manewru który zużył 70% całego zapasu paliwa. System ten może uzyskać całkowite delta-V wynoszące 1.4 km/s. 6 silników o ciągu 22 N służy do korekt trajektorii, orz utrzymywania właściwej orientacji przestrzennej podczas manewru wejścia na orbitę Czerwonej Planety. 8 silniczków o ciągu 0.9 N służy do zmian orientacji przestrzennej, jako system zapasowy dla kół reakcyjnych podczas normalnego działania, korekt trajektorii, oraz asyst podczas manewru wejścia na orbitę Marsa. Paliwo używane przez wszystkie silniki znajduje się w pojedynczym zbiorniku usytuowanym w pobliżu centrum korpusu. Jest kierowane do silników za pomocą helu. Jest on zgromadzony w oddzielnym, wysokociśnieniowym zbiorniku. Podczas pracy silników hel jest kierowany poprzez regulatory do zbiornika paliwa, co powoduje przejście paliwa pod dużym ciśnieniem do siników. Hydrazyna do każdego z silników jest doprowadzana przez metalowe przewody. Każdy silnik ma odrębny zawór, dzięki czemu może działać nienależnie. W liniach doprowadzających paliwo są także dodatkowe zawory, wyłączającego grupy silników. Były konieczne podczas prac nad sondą i testów systemu napędowego, ponieważ dostarczały dodatkowego zabezpieczenia przed niekontrolowanym uruchomieniem silników.

Do utrzymywania właściwej orientacji przestrzennej statku, co jest niezbędne podczas wykonywania korekt trajektorii, utrzymywania paneli słonecznych skierowanych na Słońce, oraz anteny wycelowanej na Ziemię służy system kierowania, kontroli, oraz orientacji przestrzennej (Guidance, Navigation, and Control System). Na orbicie okołomarsjańskiej system ten służy do precyzyjnego wyznaczania pozycji statku na orbicie i bardzo precyzyjnego wycelowania instrumentów naukowych. Umożliwia to wykonywanie zdjęć wybranych, małych obiektów na powierzchni. W skład sensorów nawigacyjnych wchodzą sensory Słońca (16 sztuk, 8 zapasowych), szperacze gwiazd, oraz bezwładnościowe jednostki odniesienia (Inertial Measurement Units - IMU). Dwie bezwładnościowe jednostki odniesienia (jedna zapasowa) składają się  z przyspieszeniomierza, oraz laserowego żyroskopu pierścieniowego. Każda jednostka składa się z 3 przyspieszeniomierzy i 3 żyroskopów, po jednym dla każdej osi statku.
W skład urządzeń wykonawczych wchodzą silniki kontroli orientacji oraz koła reakcyjne. Na statku znajdują się 4 sztuki kół reakcyjncyh - po jednej dla każdej osi statku, oraz koło zapasowe. Koła są obracane ze zmiennymi szybkościami za pomocą silniczków elektrycznych. Powoduje to jednocześnie obroty całego statku. Każde koło ma masę 10 kg i może być obracane w tempie 6000 rpm. Jednak koła nie mogą obraca się stale, i czasem muszą być zwalniane, co powoduje obrót statku w przeciwną stronę. Jest on niwelowany poprzez odpalenie silniczków.

Za generowanie, gromadzenie, oraz dystrybucję energii elektrycznej jest odpowiedzialny podsystem energii elektrycznej. Zawiera on dwa skrzydła ogniw słonecznych zainstalowanych po przeciwnych stronach korpusu sondy, oraz dwie baterie nikolowo - wodorowe. Panele słoneczne mają zdolność obracania się za Słońcem. Każde ich skrzydło ma powierzchnię 10 metrów kwadratowych i zawiera 3 744 ogniw słonecznych. Każda komórka może przetworzyć na energię ponad 26% padającego na nią światła, co jest bardzo dobrym wynikiem jeśli chodzi o wydajność. Panele produkują energię o mocy 1000 watów w okolicach Marsa. Panele spełniły także rolę hamulca aerodynamicznego który zmniejszał szybkość sondy podczas hamowania areodynamicznego. W tym procesie zostały znacznie podgrzane przez tarcie o cząsteczki atmosfery. Zostały zaprojektowane do wytrzymania temperatury 200st C. Energia wyprodukowana przez panele zasila systemy sondy na bieżąco, oraz ładuje dwie 32 wlotowe baterie niklowo - wodorowe o pojemności 50 A/h. Baterie są stosowane po nocnej stronie planety. Nie mogą zostać całkowicie rozładowane, ponieważ spowodowałoby to zanik napięcia, dlatego statek nie może wykorzystać ich pełnej pojemności. Jeśli napięcie w obwodach spadłoby poniżej 20 woltów, komputer automatycznie by je wyłączył, co byłoby bardzo poważną awarią. Dla bezpieczeństwa, stosuje się tylko ok. 40% pojemności baterii.

Do utrzymywania właściwej temperatury we wszystkich częściach sondy służą systemy termalne. W ich skład wchodzą radiatory, warstwy powierzchni statku, wielowarstwowa izolacja, oraz grzejniki. Radiatory odbierają nadmiar ciepła z sondy poprzez przewodnictwo cieplne, i wypromieniowują je w przestrzeń. Warstwy powierzchniowe, mające postać farby, służą do kontroli ilości ciepła przyjmowanego z zewnątrz przez różne komponenty sondy. Izolacja cieplna składa się z kilku warstw mylaru oraz podobnych materiałów. Chroni większą cześć statku przed utratą ciepła i nadmiernym nagrzewaniem, a także przed uderzeniami mikrometeorytów. Grzejniki są umieszczone bezpośrednio na częściach wymagających ogrzewania. Są włączane przez termostat, gdy temperatura spada do określonej wartości. Dysponują one łącznie mocą 300 W.

Odbieranie i transmisje danych umożliwia system telekomunikacyjny. W jego skład wchodzą: antena wysokiego zysku (High-Gain Antenna - HGA), 2 anteny niskiego zysku (Low-Gain Antennas - LGA), wzmacniacze, oraz transpondery. Każdy z tych komponentów jest ponad 2 razy wydajniejszy od używanych we wcześniejszych misiach marsjańskich. Paraboliczna antena wysokiego zysku HGA ma średnicę 3 metrów. Służy do komunikacji w łączu sonda – Ziemia i Ziemia - sonda w paśmie X (8 GHz) z wysokimi szybkościami. Antenę tą można obracać w kierunku Ziemi, celem jej dokładnego nakierowania. Do transmisji mogą służyć także dwie anteny niskiego zysku LGA pracujące w paśmie Ka (32 GHz). Pasmo Ka jest eksperymentalne, i w przyszłości może posłuży do transmisji danych z szybkością wierzą kilkakrotnie od używanego obecnie standardowego pasma X. Testy te były wykonywane 2 razy w tygodniu w czasie misji nominalnej. Anteny LGA zostały zamontowane nad anteną wysokiego zysku. Jedna z nich znajduje się z przodu talerza HGA, a druga z tyłu. Są poruszane razem z HGA. Oprócz testów inżynieryjnych służyły głównie do transmisji danych z mniejszymi szybkościami po starcie oraz podczas manewru wprowadzenia na orbitę okołomarsjańską. Są też używane w trakcie nagłych awarii. Szybkość transmisji jest tu niższa, ponieważ wiązka radiowa tych anten jest znacznie mniej skupiona niż wiązka anteny wysokiego zysku, a wiec na Ziemię dociera sygnał o mniejszej mocy. Sieć DSN widzi jednak sygnał tych anten nawet gdy statek nie jest nakierowany na Ziemię, i dzięki temu są przydatne podczas awarii. Anteny te mogą transmitować i przyjmować dane.

Pojazd posiada trzy wzmacniacze fal radiowych, które zwiększają moc transmitowanych fal radiowych tak, że mogą być odebrane przez DSN. Dwa wzmacniacze pracują w paśmie X (HGA) i mają moc 100 W, a jeden w paśmie Ka (LGA) i dysponuje mocą 35 W. MRO posada dwa transpondery (w tym jeden zapasowy), z których każdy jest nadajnikiem/odbiornikiem specjalnie zaprojektowanym do łączności na odległości międzyplanetarne. Transondery mają 3 zasadnicze funcie: nadawczą/odbiorczą (przekształcanie sygnałów cyfrowych używanych przez komputer pokładowy na sygnały radiowe transmitowane na Ziemię, oraz przetwarzanie sygnałów radiowych przychodzących z Ziemi na sygnały cyfrowe), transponerową (wykrywanie sygnałów nadchodzących z Ziemi i automatyczne odpowiadanie na nie), oraz nawigacyjną (transmitowanie kilku rodzajów sygnałów, dzięki którym na Ziemi można wykonać dokładne obliczenia szybkości i odległości statku od Ziemi, potrzebne w nawigacji).

Transmisja danych na Ziemię za pomocą anteny wysokiego zysku z maksymalnej odległości od Ziemi (250 milionów kilometrów) osiąga szybkość co najmniej 50 kilobitów na sekundę. W ciągu kilku miesięcy, gdy Mars znajduje się najbliżej Ziemi (100 mln km) łączność może odbywać się z szybkością z szybkością 3 - 4 megabitów na sekundę, co jest wartością większą 10 razy od szybkości transmisji danych z wcześniejszych orbiterów Marsa. Podczas dwuletniej misji podstawowej statek dostarczył dostarczyć 34 terabity danych. Była to większa ilość danych od przesłanej przez wszystkie sondy JPL razem wzięte (do roku 2003). Dane z sondy były odbierane przez 8 godzin na dobę, za pomocą anteny DSN zlokalizowanej w Kalifornii, Hiszpanii lub Australii o średnicy 35 metrów. Okresowo jest także używana antena o średnicy 70 m.

Elementy mechaniczne sondy tworzą podsystem mechanizmów. W jego skład wchodzą trzy zasadnicze urządzenia: system poruszający anteną wysokiego zysku, celem nakierowania jej na Ziemię; oraz dwa systemy poruszające panelami słonecznymi, celem nakierowania ich na Słońce. Każdy z tych mechanizmów zawiera zawieszenia kardanowe, umożliwiające poruszanie anteny i paneli w dwóch osiach. Układy te umożliwiają jednoczesne nakierowanie paneli na Słońce i anteny na Ziemię.

Do kontroli wszystkich funkcji statku służy podsystem sterowania i obróbki danych. Do jego podstawowych zadań należą: zarządzanie wszystkimi formami danych na statku; wykonywanie rozkazów z Ziemi; przygotowywanie danych do transmisji na Ziemię; zbieranie i przetwarzanie informacji ze wszystkich podsystemów i instrumentów naukowych pojazdu; utrzymywanie czasu na statku; obliczanie pozycji sondy na orbicie okołomarsjańskiej; oraz autonomiczne wykrywanie i rozwiązywanie wielu problemów na statku. Do podstawowych składników tego systemu należy  komputer pokładowy, jego oprogramowanie, oraz jednoczęściowy rejestrator danych (Solid State Recorder - SSR). Centralny komputer MRO jest przedstawicielem nowej generacji komputerów statków kosmicznych. Jest oparty na procesorze PowerPC 133 MHz. W standardach astronautycznych jest bardzo szybki. Oprogramowanie jest składnikiem centralnego komputera, i zawiera wiele aplikacji działających w systemie operacyjnym VxWorks. Rejestrator danych jest najważniejszym sprzętem służącym do przechowywania danych naukowych przed ich transmisją na Ziemię. Ma całkowita pojemności 160 gigabitów (surowy pojedynczy, pełny obraz z kamery HiRISE może mieć rozmiar 28 gigabitów). Rejestrator składa się z 700 kości pamięci, z których każda ma pojemność 256 megabitów.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
W skład wyparzenia strikte  naukowego sondy MRO wchodzi 6 instrumentów:
- system obrazujący wysokiej rozdzielczości (High Resolution Imaging Science Experiment - HiRISE);
- kontekstowy system obrazujący (Context Imager - CTX);
- barwna kamera do fotografowania Marsa (Mars Color Imager - MARCI).
- kompaktowy rozpoznawczy spektrometr obrazujący dla Marsa (Compact Reconnaissance Imaging Spectrometer for Mars - CRISM);
- urządzenie sondujące klimat Marsa (Mars Climate Sounder - MCS);
- radar do badań płytkiej warstwy podpowierzchniowej (Shallow Subsurface Radar - SHARAD);

Dodatkowo na pokładzie MRO znajdują się trzy instrumenty inżynieryjne: pakiet komunikacji i nawigacji w paśmie UHF ELECTRA; kamera służąca do nawigacji optycznej (Optical Navigation Camera); oraz pakiet eksperymentu telekomunikacyjnego (Telecommunications Experiment Package).

Dane z przyspieszeniomierzy systemu nawigacyjnego, określanych także jako przyspieszeniomierze do badań struktury atmosfery Marsa (Atmospheric Structure Investigation Accelerometers) zostały użyte do badań struktury atmosfery Marsa poprzez rejestrowanie swatanego przez nią oporu podczas hamowania atmosferycznego. Sonda wykonuje także eksperyment radiowy badania pola grawitacyjnego (Gravity Field Investigation Experiment) dzięki swoim systemom komunikacyjnym.

[Scorus]

HiRISE
Eksperyment obrazowania powierzchni Marsa w wysokiej rozdzielczości jest kamerą działającą w zakresie optycznym i bliskiej podczerwieni, obrazującą powierzchnię w niezwykle wysokiej rozdzielczości. Jest to instrument obrazujący o największej rozdzielczości w historii planetarnych misji badawczych. Obrazy te mają rozdzielczość około 25 - 32 centymetrów na piksel z orbity nominalnej i umożliwią badania morfologii powierzchni z niespotykaną do tej pory dokładnością. Z reguły do rozpoznania kształtu obiektu potrzebne są 3 piksele, więc najmniejsze rozpoznawalne cechy powierzchni mają wielkość około 1 metra dla obiektów ze znaczącym kontrastem. Kamera ta wykonuje także obserwacje w bliskiej podczerwieni, które umożliwiają zidentyfikowanie części minerałów występujących na powierzchni. Podstawowe cele naukowe zakładają zbadanie szerokiego zakresu zjawisk geologicznych i meteorologicznych, z naciskiem na odróżnienie osadów od form terenu będących skutkiem działalności wodnej, wulkanicznej, eolicznej, lub innej. Do tych celów zaliczają się: scharakteryzowanie aktywności klimatycznej i mechanizmów zmian klimatu;  określenie natury złożonych, uwarstwionych terenów; zidentyfikowanie form terenu ukształtowanych przez wodę; wykonanie poszukiwań miejsc prezentujących działalność wodną i/lub hydrometramlną; oraz zidentyfikowanie i scharakteryzowanie miejsc z najwyższym potencjałem dla lądowań przyszłych misji naukowych i takich, których celem będzie dostarczenie próbek geologicznych na Ziemię. Cele te są realizowanie poprzez uzyskiwanie obrazów wysokiej rozdzielczości pozwalających na scharakteryzowanie cech powierzchni, wykonywanie obrazów stereoskopowych pozwalających na opracowanie map topograficznych i elektronicznych modeli wysokościowych (poprzez nakładanie obrazów z różnych orbit wykonywanych pod nieznacznie różnymi kontami), oraz uzyskiwanie obserwacji w 3 kolorach za pomocą filtrów dla pomiarów fotometrycznych.

Łącznie wszystkie trzy główne urządzenia obrazujące sondy - HiRISE, kontekstowy system obrazujący CTX, oraz spektrometr CRISM stanowią bardzo potężny zestaw narzędzi, który umożliwia między innymi jednoznaczne rozpoznanie skał występujących na powierzchni. Na przykład sonda MGS zaobserwowała wiele warstwowanych osadów, wyglądających na wodne, ale mogących być także nawarstwieniami law lub pyłów. Dzięki połączeniu wysokorozdzielczych obrazów warstw z HiRISE, danych mineralogicznych z CRISM,  oraz kontekstowi geologicznemu z CTX można określić, która z tych opcji jest prawdziwa dla danego obszaru. Cele do fotografowania są typowane na podstawie zdjęć z sond MGS i Mars Odyssey, jak również kamery CTX sondy MRO.

Komponenty HiRISE mieszczą się w strukturze w kształcie walca o średnicy 70 centymetrów i długości 1.4 m. Niska masa instrumentu została uzyskana dzięki zastosowaniu bardzo lekkiej optyki (w tym zwierciadła głównego o średnicy 0.5 m), oraz kompozytów grafitowych. Teleskop instrumentu pracuje w temperaturze 20°C. Instrument charakteryzuje się wysokim stosunkiem sygnału do współczynnika zakłóceń, wynoszącym ponad 150:1. Pole widzenia FOV kamery wynosi 1.14 x 0.18 stopnia. Urządzenie składa się z teleskopu o f/24 (HiRISE Teleskopce), oraz systemu obrazującego umieszczonego w płaszczyźnie jego ogniskowej (Focal Plane Subsystem - FPC).

Światło wpada do odbiciowego, antymagnetycznego teleskopu instrumentu w układzie Cassegraina z 3 zwierciadłami przez otwór wejściowy o średnicy 0.5 m. Odległość ogniskowej wynosi 12 m. Struktura teleskopu jest wykonana z kompozytów grafitowych.  Lekka optyka Zerodur jest wykonana ze szkła. Zwierciadła są zoptymalizowane do ograniczenia dyfrakcji w długim i wąskim polu widzenia FOV w którym prowadzone są obserwacje. Po wejściu do teleskopu  światło jest odbijane przez zwierciadło główne o średnicy 50 centymetrów, pada na zwierciadło wtórne, jest przez nie odbijane, i przechodzi przez przegrody obu zwierciadeł. W następnej kolejności pada na małe zwierciadło trzeciorzędowe, jest przez nie odbijane na pierwsze zwierciadło uginające, a następnie panda na drugie zwierciadło uginające. Przez nie jest kierowane do systemu obrazującego.
W systemie obrazującym płaszczyzny ogniskowej FPS światło z teleskopu najpierw przechodzi przez wchodzący w jego skład zestaw 14 filtrów (po jednym dla każdego detektora CCD - patrz dalej), i ostatecznie trafia na zestaw detektorów CCD. Filtry są umieszczone w odległości 30 mm od wszystkich detektorów. Taka odległość zapobiega problemom ze strony zabłąkanego światła i wielokrotnych odbić od filtrów. Dzięki zastosowaniu filtrów kamera może pracować w trzech zakresach widmowych: 400 - 600 nm (błękitny/zielony – Blue/Green - BG), 550 - 850  nm (czerwony - Red), oraz 800  - 1000 nm (bliska podczerwień - Near Infra-Red - NIR). Obrazy wykonywane za pomocą kanału Red Obejmują obszary o szerokości ponad 6 km z wysokości 300 km przy rozdzielczości przestrzennej 30 - 40 cm. 10 detektorów CCD związanych z tymi filtrami zostało umieszczonych w jednej linii o przekątnej 20 028 pikseli, w celu pokrycia pełnego pola widzenia. Obrazy wykonywane przy takich samych warunkach za pomocą kanałów BG i NIR obejmują obszar o szerokości ponad 1.2 km. Te kanały posiadają po 2 detektory CCD, pokrywające centralne 20% pola widzenia kamery. Dla tych kanałów ilość pikseli wzdłuż przekątnej obrazu wynosić odpowiednio 20 264 oraz 4 048.

Kamera posiada zestaw 14 detektorów CCD (Detector-Chip Assemblies - DCA) z których każdy ma wymiary 2048 x 128 pikseli. Piksele mają szerokość 12 mikrometrów. Jednorazowo ten system CCD może wykonać monochromatyczny obraz o wymiarach 20 000 x 40 000 pikseli. Za pomocą filtrów czerwonego i niebieskiego można także uzyskać obraz barwny, ale w wąskim pasku. Detektory posiadają 128 linii opóźnienia czasowego i integracji (Time Delay and Integration - TDI), umożliwiające wykonywanie obrazów o bardzo wysokim stosunku sygnału do współczynnika zakłóceń. Aby wykonywać zdjęcia w bardzo dużej rozdzielczości przy zadowalającym S/N nie wystarczy zwiększać czas naświetlania - spowodowałoby to rozmycie obrazu. Zastosowano więc 128 linii o szerokości 2048 pikseli w każdym CCD. Sygnał przenoszony jest z linii do linii metodą TDI wraz z ruchem orbitera (jest zsynchronizowany z jego tempem), co pozwala na wydłużenie czasu naświetlania bez konieczności utrzymywania fotografowanego obiektu w tym samym miejscu pola widzenia kamery.

Dane z każdego detektora CCD są odbierane przez osobny moduł przetrwania danych i pamięci CCD (CCD Processing and Memory Module - CPMM), a następnie kierowane do moduł elektroniki HiRISE umieszczonego koło zestawu obrazującego. Przed przesłaniem  na Ziemię są zapisywane przez główny rejestrator statku. Obrazy z HiRISE mają duży rozmiar, ale statek posiada pamięć pokładową 28 gigabitów. Dane mogą być także kompresowane.

Instrument jest prowadzony przez Uniwersytet Stanu Arizona (University of Arizona) w Tucson, USA. Został zbudowany przez firmę Ball Aerospace w Boulder, Kolorado, USA. Całkowity koszt rozwoju HiRISE wyniósł 31 milionów dolarów.

[Scorus]

CTX
Kontekstowy system obrazujący sondy MRO jest kamerą pośrednich rozdzielczości, która dostarcza kontekstu potrzebnego do zinterpretowania danych dostarczanych przez inne instrumenty pojazdu, głównie kamery wysokich rozdzielczości HiRISE i spektrometru CRISM, z którymi działa jednocześnie. Wykonuje zdjęcia powierzchni Marsa z niższą rozdzielczością niż HiRISE, ale obejmujące duży obszar, dzięki szerokiemu polu widzenia. Wiele obrazów z CTX jest skoncentrowanych na małych obszarach obrazowanych przez HiRISE, CRISM, lub oba instrumenty, co umożliwia leprze zinterpretowanie ich danych. W czasie nominalnej części misji urządzenie wykonało przegląd 15% powierzchni planety w stosunkowo wysokiej rozdzielczości, co pozwoliło na zidentyfikowanie wielu celów do obserwacji w wyższej rozdzielczości przez wymienione instrumenty. Jednak zdolność obrazowania dużych obszarów w średniej rozdzielczości pozwoliła także na zbadanie stratygrafii i morfologii wielu formacji powierzchniowych. Pozwoliło to na zebranie informacji na temat zmian powierzchni Marsa w czasie geologicznym, oraz wpływu na nią działalności wody i wiatru.

Układ optyczny instrumentu został zbudowany w układzie katadioptrycznym Cassegraina. Długość ogniskowej wynosi 350 milimetrów. Pole widzenia ma szerokość 5.7 stopnia. Detektor CCD jest liniowy i ma szerokość 5064 pikseli. Z wysokości 300 kilometrów ponad powierzchnią Marsa uzyskiwane przez urządzenie obrazy mają szerokość 30 kilometrów. Maksymalna rozdzielczość wynosi 6 metrów na piksel CCD. Kamera jest pozbawiona filtrów barwnych. Pracuje w świetle widzianym w pojedynczym zakresie spektralnym wynoszącym 500 - 800 manometrów.

Instrument posiada bufor pamięci DRAM o pojemności 256 megabajtów, w celu wykonywania i rejestrowania obrazów obejmujących pas terenu o długości ponad 160 kilometrów. Obrazy obejmują obszar o szerokości 30 kilometrów i długości 160 kilometrów lub więcej.

Instrument CTX został zbudowany przez firmę Malin Space Science Systems z San Diego, Kalifornia, USA.

[Scorus]

MARCI
Barwna kamera do fotografowania Marsa służy do obrazowania powierzchni i atmosfery planety. Do jej najważniejszych celów naukowych należą: badania procesów pogodowych w skali globalnej i lokalnej; badania oddziaływań atmosfery z powierzchnią, zarówno w skali przestrzennej jak i czasowej; oraz rozpoznane cech powierzchni związanych ze zmianami klimatu w przeszłości. Cele te są realizowane odpowiednio przez: monitoring stanu atmosfery planety; badania procesów eolicznych i obszarów polarnych; oraz tworzenie map składu powierzchni. Instrument wykonuje  także obserwacje zmian pogody i klimatu Marsa przebiegające codziennie, sezonowo, lub w dłuższych okresach, oraz zmiany w zawartości ozonu, pyłu i dwutlenku węgla w atmosferze, w celu monitorowania burz pyłowych i zmian w czapach polarnych.

System MARCI składa się z dwóch oddzielnych układów - jednego dla światła widzialnego i jednego dla ultrafioletu. Każdy z nich jest zbudowany z układu optycznego (zestawu soczewek) skupiającego światło na wspólnym detektorze CCD. Detektor CCD ma wymiary 1024 x 1024 piksele. Jest podzielony na 7 prostokątnych obszarów dla każdego z 7 filtrów instrumentu. Obraz jest wykonywany pas po pasie na każdym fragmencie detektora na sutek przesuwania się powierzchni Marsa pod kamerą. Następnie tak uzyskany skan jest składany do postaci obrazu całej powierzchni Marsa w różnych zakresach widma.

Przyrząd może wykonywać obrazy w 7 widmowych kanałach - 5 w zakresie światła widzialnego (423, 550, 600, 650 oraz 725 manometrów) i 2 w zakresie ultrafioletu (250 i 330 nanometrów). Obrazowanie za pomocą filtrów barwnych umożliwia określenie składu chemicznego chmur, które mogą składać się z lodu wodnego, suchego lodu, lub pyłu. Obserwacje w zakresie UV umożliwiają badania zmian w zawartości ozonu, dwutlenku węgla, oraz pyłu w atmosferze. Ozon jest odwrotnym wskaźnikiem zawartości wody w atmosferze Marsa (gdzie jest więcej wody jest mniej ozonu, i odwrotnie).

Obserwacje obejmują całą planetę od horyzontu do horyzontu. Rozdzielczość wynosi od 1 do 10 kilometrów na piksel. Zastosowanie soczewki typu rybie oko w obu składnikach systemu pozwala na osiągniecie pola widzenia aż 180 stopni, co pozwala na obrazowanie całego Marsa nawet gdy MRO obraca się o 20 stopni od nadiru, aby wykonywać obserwacje wybranych celów za pomocą innych instrumentów (MARCI jest skierowany bezpośrednio w nadir). Obraz z MARCI ma szerokość 1000 pikseli, i może mieć długość wielu tysięcy pikseli Jego długość może być zmieniana w zależności od celu w jakim jest wykonywany.

Kamera codziennie wykonuje globalne mapy Marsa. Na każdej orbicie uzyskuje równocześnie 7 zdjęć w różnych długościach fali. W ciągu dnia MRO wykonuje 12 pełnych i prawie całą 13 orbitę. 12 x 7 obrazów dostarczy codziennego zapisu wydarzeń meteorologicznych, a dzięki wykonywaniu ich codziennie przez cały rok MARCI umożliwia udokumentowanie zjawisk meteorologicznych dla wszystkich pór roku.

[Scorus]

CRISM
Kompaktowy rozpoznawczy spektrometr obrazujący dla Marsa został zaprojektowany w celu zmapowania mineralogii powierzchni Marsa. Instrument wykonuje szczególnie poszukiwania minerałów powstających w obecności wody na Marsie. Takie minerały mogły powstawać w gorących źródłach, jeziorach, lub stawach w odległej przeszłości geologicznej Marsa, gdy występowała na nim woda w stanie ciekłym. Chociaż wiele form terenów dostarcza dowodów na obecność ciekłej wody na Marsie w przeszłości geologicznej, dotychczas zdobyto niewiele dowodów na jej obecność w postaci jednoznacznie rozpoznanych osadów powstałych przez długie oddziaływanie z wodą. Instrument poszukuje takich substancji świadczących o obecności wody jak tlenki, niektóre minerały żelaza, gliny, węglany, oraz inne minerały. Bada także geologię, skład, oraz stratygrafię powierzchni Marsa (poszukiwania śladów sedymentacji). Charakteryzuje sezonowe zmiany ilości pyłu w atmosferze, lodowe aerozole w atmosferze, a także uzupełnia inne dane klimatologiczne zbierane przez pozostałe instrumenty MRO. Obserwowane są głównie gładkie dna kraterów, wyrównane prawdopodobnie przez osady, strefy wulkaniczne, w których mogły występować gorące źródła, oraz odsłonięcia ukazujące skały osadowe na ścianach dolin i kanionów.

CRISM jest umieszczony na mechanizmie obrotowym, który pozwala na śledzenie celu obserwacji w czasie gdy statek kosmiczny porusza się nad powierzchnią Marsa.

Instrument składa się ze spektrometru świtała widzialnego, spektrometru podczerwieni, oraz jednostki przetwarzającej dane. Obrotowe zwierciadło umożliwia skanowanie powierzchni. Całkowity zakres widmowy pracy instrumentu wynosi od 400 do 4050 nanometrów (światło widziane i podczerwień krótkofalowa). Jest podzielony na 560 kanałów o szerokości 6.55 nm, które umożliwią zidentyfikowanie większości minerałów na powierzchni Marsa. Detektory są chłodzone radiacyjnie. Prostokątne pole widzenia jednorazowo obejmuje obszar powierzchni o wymiarach 18 m x 10.8 km z wysokości 300 kilometrów ponad planetą. Jest to rozdzielczość 10 razy lepsza od wcześniejszych instrumentów do obserwacji Marsa w podczerwieni, i wystarcza do wykrycia osadów pochodzących z pojedynczego gorącego źródła lub odparowanego jeziora, jeśli takie osady istnieją. Dzięki skanowaniu, urządzenie potrzebuje 3 minut na zobrazowanie obszaru o szerokości kilkuset kilometrów. Przez pierwszy rok misji nominalnej CRISM zobrazował większość planety w rozdzielczości 100 - 200 metrów na piksel w 70 kanałach. Na podstawie tych map zostało wybranych kilka tysięcy celów do dalszych obserwacji w najwyższej rozdzielczości przestrzennej (18 metrów na piksel z wysokości 300 kilometrów) i w 544 kanałach w drugim roku misji.

Urządzenie CRISM zostało opracowane przez Laboratorium Fizyki Stosowanej (Applied Physics Laboratory) Instytutu im. Johna Hopkinsa (Johns Hopkins University - APL). Systemy obrazujące i przetwarzające dane są oparte na przetestowanych kamerach i spektrometrach sond CONTOUR i MESSENGER, co zapewniło ich niezawodność. Całkowity koszt CRISM wyniósł 17.6 miliona dolarów.

[Scorus]

MCS
Urządzenie sondujące klimat Marsa jest radiometrem filtrowym podczerwieni (12 - 50 mikronów) i światła witalnego (300 - 3 000 nanometrów, 0.3 - 3 mikronów) służącym do uzyskiwania pionowych profili temperatury, wilgotności, oraz zawartości pyłu w atmosferze marsjańskiej, w celu opracowania modeli aktualnej pogody na planecie, jej klimatu, oraz umożliwienia przewidywania zmian w przyszłości. Do podstawowych celów naukowych tego instrumentu należą: zmapowanie struktury cieplnej atmosfery w trzech wymiarach i w skalach czasowych od powierzchni do wysokości 80 kilometrów; określenie zawartości pyłu w atmosferze oraz jego globalnych pionowych i czasowych zmian; określenie przestrzennych i czasowych zmian rozkładu pary wodnej w atmosferze do wysokości co najmniej 35 kilometrów, zbadanie sezonowych i przestrzennych zmian ciśnienia atmosferycznego; określenie przestrzennych i czasowych zmian zawartości różnych kondensatów atmosferycznych; oraz monitorowanie bilansu promieniowania obszarów podbiegunowych w celu zbadania przyczyn i sposobu zmian czap polarnych Marsa w odpowiedzi na zmieniające się warunki atmosferyczne i ilość energii słonecznej.

W przeciwieństwie do większości innych instrumentów naukowych MRO, podczas badań Marsa MCS nie jest wycelowany bezpośrednio  w nadir. Obserwuje horyzont Marsa i wykonuje pomiary w obrębie pionowych przekrojów atmosfery, aż do wysokości 5 kilometrów nad powierzchnią. Może on patrzyć do przodu, w tył, lub na krawędź tarczy Marsa w dół w stronę horyzontu. Jego pole widzenia można odchylić o 270 stopni od nadiru. Uzyskane przez instrument profile są łączone w codzienne trójwymiarowe mapy pogodowe, które obejmują cały glob, zarówno jego stronę dzienną jak i nocną. Mapy pokazują temperaturę, ciśnienie, wilgotność, oraz stopień zapylenia w różnych warstwach atmosfery. Dane tego samego typu z satelitów meteorologicznych są używane na Ziemi do badań i przewidywania pogody oraz klimatu.

Instrument MCS jest radiometrem pracującym w 9 kanałach. Do obserwacji w tych zakresach służą dwa teleskopy (teleskop A - Teleskopce A oraz teleskop B - Telescope B). Otwory wejściowe tych teleskopów mają średnice 4 centymetrów. Teleskop A wykonuje pomiary w 6 kanałach (ich funkcje są podane w nawiasach): 0.3 - 3.0 mikrona (światło widzialne i podczerwień, pomiary bilansu cieplnego rejonów polarnych), 11.5 - 12.2 mikronów (zmiany zawartości pyłu i kondensatów na wysokościach 0 - 80 km), 15.0 - 15.7 mikronów (pomiary temperatury na wysokościach 40 - 80 km, oraz ciśnienia), 15.5 - 16.3 mikronów (pomiary temperatury na wysokościach 40 - 80 km, oraz ciśnienia), 16.3 - 16.8 mikronów (pomiary temperatury na wysokościach 20 - 40 km), oraz 20 - 25 mikronów (pomiary temperatury na wysokościach 0 - 20 km). Teleskop B wykonuje pomiary w pozostałych 3 kanałach: 29.4 - 34.5 mikronów (pomiary temperatury na wysokościach 0 - 20 km), 38.5 - 45.5 mikronów (pomiary ruchów pary wodnej na wysokościach 0 - 40 km), oraz  40.8 - 43.5 mikronów (pomiary ruchów pary wodnej na wysokościach 0 - 40 km). Wszystkie kanały używają jako detektora powierzchni czułej na podczerwień złożonej z 21 elementów. Umożliwia on budowanie profili atmosfery z rozdzielczością pionową około 5 kilometrów, co pozwala na tworzenie trójwymiarowych, globalnych map atmosfery do wysokości 100 kilometrów ponad powierzchnią.
Instrument został zbudowany i jest prowadzony przez JPL.

[Scorus]

SHARAD
Radar do badań płytkiej warstwy podpowierzchniowej jest systemem radarowym służącym do sondowania warstwy podpowierzchniowej Marsa do głębokości aż 1 kilometra z wysoką rozdzielczością głębokości. Jego głównym zadaniem jest wykonanie badań warstw podpowierzchniowych pyłu i skał oraz wykonanie poszukiwań płynnej lub zamarzniętej wody pod powierzchnią. Urządzenie wykonuje także poszukiwania podpowierzchniowych kanałów, badania struktury wewnętrznej czap lodowych, oraz pomiary zasięgu i względnych grubości warstw na różnych obszarach.  Struktura zewnętrznej skorupy może być bardzo złożona, więc do właściwej interpretacji danych radarowych są zwykle konieczne obserwacje powierzchni.

Urządzenie SHARAD składa się z anteny zawierającej dipolowy element produkujący fale radiowe, nadajnika, odbiornika, przetwornika analogowo - cyfrowego, oraz jednostki elektroniki. Dwa elementy anteny rozciągają się na 5 metrów od każdej strony statku kosmicznego. W czasie startu i lotu międzyplanetarnego były złożone. Zostały rozłożone dopiero po wejściu na orbitę roboczą, po fazie chamowata atmosferycznego. Instrument transmituje na powierzchnie impulsy fal radiowych (w zakresie 15 - 25 MHz) trwające 85 milisekund ze sznytową mocą promieniowania 10 W, a następnie odbiera fale odbite. Ich zmienione parametry dostarczą informacji na temat właściwości elektrycznych i gęstości materiału od którego zostały odbite. Umożliwia to określenie właściwości elektrycznych skał i piasków, oraz odnalezienie wody. Zidentyfikowanie wody jest łatwe, ponieważ bardzo silnie odbija ona fale radiowe. Zmiany w odbijalności materiałów leżących pod gruntem pokazują także warstwy osadzone w różnych epokach geologicznych. Pomiary takie można przeprowadzić do głębokości teoretycznie 1 kilometra. Faktyczna głębokość penetracji zależy od składu chemicznego górnej skorupy Marsa w miejscu wykonywania pomiarów.

Instrument ma rozdzielczość poziomą 0.3 - 3 kilometrów, i pionową 15 metrów. W porównaniu z radarem MARSIS sondy Mars Express, radar SHARAD skupia się na płytszych warstwach, i ma wyższą rozdzielczość. Urządzenie jest w stanie odróżnić warstwy o różnym składzie tak cienkie jak 10 metrów. Może także odróżnić warstwy lodu od warstw wodonośnych, jeśli takie istnieją. W większości pomiary są wykonywane po nocnej stronie planety. W czasie 2-letniej misji nominalnej MRO instrument SHARAD dostarczył więcej danych niż sonda Magellan podczas całej swojej misji w roku 1990 (za pomocą radaru SAR zmapowała ona 99% powierzchni Wenus).

Instrument SHARAD został dostarczony przez Włoską Agencję Kosmiczną (Italian Space Agency - ASI). Głównym kontrahentem budującym urządzenie była firma Alenia Spazio z Rzymu.

[Scorus]

ELECTRA
Pakiet komunikacji i nawigacji w paśmie UHF, jest instrumentem inżynieryjnym, służącym do odbioru lub przekazywania danych do innych sond marsjańskich z dużymi szybkościami. Umożliwia także dokładną nawigację.

Pod koniec misji podstawowej do Marsa dotarła sonda Phoenix, i ELECTRA została wtedy zastosowana odbioru z niej danych, głównie w początkowym okresie po lądowaniu. Wykonano też testy łączności z łazikami MER, ale dna są z nich odbierane głównie przez 2001 Mars Odyssey.

Orbita MRO może zostać zoptymalizowana do odbioru danych z określonego punktu na powierzchni Marsa. Większość innych miejsc na Marsie ma możliwość połączenia się z sondą raz, lub dwa razy na dobę. Do odbioru danych z łazika może zostać użyta ELECTRA oraz wyposażenie telekomunikacyjne MRO.

MRO może też pomagać w nawigacji i namierzaniu miejsc lądowań, w czym ELECTRA gra dużą rolę. Procedura taka wygląda następująco. Na miesiąc przed lądowaniem pojazd może odbierać dane z nadlatującej sondy (za pomocą HGA), i przekazywać je do sieci DSN. Jeśli nadlatująca sonda będzie posiadać antenę UHF zgodą z systemem ELECTRA, MRO będzie mógł określić jej odległość i pęd w stosunku do Marsa, co umożliwi bardzo dokładną nawigację. Po lądowaniu MRO może namierzyć lądownik i odbierać od niego dane. Badania przesunięć dopplerowskich w sygnale odbieranym przez MRO i DSN umożliwią bardzo precyzyjne zlokalizowanie miejsca lądowania. Orbiter będzie także przesyłał dane z Ziemi i odbierał informacje z lądowników z bardzo dużą szybkością zwykle przez 5 minut. Umożliwi to łączność z lądownikami nie widzianymi aktualnie przez sieci naziemne. Może się także zdarzyć, że któryś z pojazdów będzie miał problemy z energią, i będzie musiał ograniczyć pobór mocy układu komunikacyjnego. W takim wypadku nie będzie mógł połączyć się bezpośrednio z Ziemią, i będzie całkowicie polegał na MRO.

[Scorus]

Optical Navigation Camera
Kamera służąca do nawigacji optycznej jest instrumentem inżynieryjnym. Dzięki niej została zweryfikowana przydatność obserwacji astronawigacyjnych prowadzonych przez orbiter do precyzyjnego naprowadzania sond zbliżających się na Marsa.

Instrument jest kamerą opartą na CCD. Był stasowany w okresie 30 - 2 dni przed dotarciem sondy MRO na orbitę okołomarsjańską. Fotografował wtedy Phobosa i Deimosa na tle gwiazd. Poprzez porównanie ich teoretycznej pozycji i pozycji obserwowanej ze statku, zespół nawigatorów precyzyjnie wyliczał pozycję statku względem Marsa. Dane te nie były używane przez MRO, ale umożliwiły określenie, czy ta technika jest przydatna podczas późniejszych misji, takich sond jak lądowniki i łaziki, które będą potrzebowały bardzo precyzyjnej nawigacji, aby wylądować w bezpiecznym miejscu. Kamera taka na orbiterze umożliwi precyzyjne naprowadzenie nadlatującej sondy.

[Scorus]

Telecommunications Experiment Package
Pakiet eksperymentu telekomunikacyjnego jest zestawem inżynieryjnym, który posłużył do zademonstrowania przydatności łączności w paśmie Ka (32 GHz). W przyszłości pasmo to może umożliwić łączność z sondami z kilkakrotnie większymi szybkościami niż dzisiaj (z użyciem standardowego pasma X 8 GHz), przy użyciu znaczne mniejszej mocy. Jednak łączność w paśmie Ka jest podatniejszy na zakłócenia ze strony wody w atmosferze Ziemi niż telekomunikacja w paśmie X. MRO wysłał dane zarówno w paśmie X jak i Ka, w celu dostarczenia porównania, co pomoże w projektowaniu systemów komunikacyjnych dla przyszłych misji. Pakiet ten wchodzi w skład systemu komunikacyjnego sondy.

[Scorus]

Atmospheric Structure Investigation Accelerometers
Przyspieszeniomierze do badań struktury atmosfery Marsa są sensorami inżynieryjnymi, będącymi składnikami podsystemu kierowania, kontroli, oraz orientacji przestrzennej. Jednak wykonywane przez nie pomiary zmian szybkości statku podczas manewrów hamowania w atmosferze Marsa posłużyły też do obliczenia oporu atmosfery, jej gęstości, ciśnienia i temperatury. To pozwoliło na wyprowadzenie nowych informacji na temat interakcji pomiędzy górną i dolną atmosferą Marsa, zmian wiatrów sezonowych, oraz wpływu burz pyłowych na gęstość atmosfery. Ponadto dane na temat temperatury i ciśnienia pozwoliły zweryfikować teorię dotyczącą rozbijania cząsteczek wody (która kiedyś występowała na Marsie) przez promieniowanie słoneczne na tlen i wodór uciekający z atmosfery. Oceny temperatury i gęstości atmosfery pozwoliły na ulepszenie modeli procesu tracenia wodoru. Pomiary pozwoliły także na określenie natury zmian właściwości atmosfery wraz z wysokością, szerokością areograficzną, porą roku, porą dnia, odległością Marsa od Słońca, aktywnością meteorologiczną, burzami pyłowymi i aktywnością słoneczną.

Przyspieszeniomierze wchodzą w skład dwóch bezwładnościowych jednostek pomiarowych (Inertial Measurement Unit - IMU), z których jedna jest zapasowa. Normalnie są używane przez system nawigacyjny. Jednak podczas hamowania aerodynamicznego  w czasie przejść sondy przez percynetrum orbity okołomarsjańskiej przyspieszeniomierze te rejestrowały drobne zmiany przyspieszenia próbnika. Zmiany te były wywołane zmianami gęstości atmosfery planety. Oś Z instrumentu była skierowana dokładnie w kierunku wektora szybkości statku kosmicznego. Pomiary były wykonywane na ponad 500 orbitach, na wysokościach tak niskich jak nawet 95 kilometrów, i tak wysokich jak 200 kilometrów. Pomiary te były także istotne dla bezpieczeństwa hamowania aerodynamicznego, ponieważ za duża gęstość atmosfery mogłaby spowodować zbyt duże przegrzanie sondy. Przyspieszeniomierze zostały wcześniej zastosowane w takim charakterze podczas misji Mars Global Surveyor (MGS). Pomiary te wykazały, że nawet średnie burze pyłowe na półkuli północnej powodują potrójny wzrost ścienia atmosfery na półkuli południowej na wysokości hamowania aerodynamicznego. Takie wzrosty ścienia mogłyby zagrozić misji, jeśli statek w porę nie zostałby przeniesiony na wyższą orbitę. Odkryto także fale gęstości w skali globalnej, które także mogłyby zagrozić bezpieczeństwu misji.

[Scorus]

Gravity Field Investigation Experiment
Eksperyment badań pola grawitacyjnego Marsa jest eksperymentem radiowym, w którym został wykorzystany układ telemetryczny sondy, oraz dołączony do niego oscylator ultrastabilny. Mapowanie pola grawitacyjnego Czerwonej Planety polegało na rejestrowaniu przesunięć dopplerowskich w sygnale sondy, związanych z nieregularnościami  pola grawitacyjnego spowodowanych nierównomiernym rozmieszczeniem masy pod powierzchnią. Umożliwiło to opracowanie kolejnej szczegółowej mapy grawitacyjnej Marsa. Badania pola grawitacyjnego umożliwiły oszacowania struktury warstwy podpowierzchniowej w skali kilkuset kilometrów, spoistości planety jako całości, zmian masy w czapach polarnych, rozkładu masy we wnętrzu planety, oraz dynamiki wnętrza Marsa. Drobne zmiany masy wynikające  z powodu kondensowania się dwutlenku węgla pozwoliły na przeprowadzenie oszacowań ilości suchego lodu okadzającego się w dużych szerokościach areograficznych w zimie, i przyczyniły się do lepszego zrozumienia pogody i klimatu Marsa.

Pomiary sygnału radiowego dostarczyły także informacji na temat gęstości górnej atmosfery na wysokości orbity statku kosmicznego, oraz o sezonowych zmianach w miejscach osadzania się na powierzchni zestalonego dwutlenku węgla z atmosfery.

Dane te są dokładniejsze niż w przypadku wcześniejszych misji, ponieważ orbita MRO przebiega bliżej planety - około 30% bliżej niż Mars Global Surveyor i 2001 Mars Odyssey. Dzięki temu mapy pola grawitacyjnego mają wyższą rozdzielczość.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI
W skład misji MRO wchodzą następujące fazy: faza startu; faza lotu międzyplanetarnego; faza docierania do Marsa; faza wejścia na orbitę Marsa (Mars Orbit Insertion Phase - MOI); faza hamowania atmosferycznego; faza badań naukowych; oraz faza wymiany danych.

Okno startowe dla MRO otworzyło się 10 sierpnia 2005 roku i trwało do 30 sierpnia. W każdym dniu start był możliwy przez 30 minut. Pierwotnie był zaplanowany na 10.08.2005, jednak odkładano go dwukrotnie. Za pierwszym razem, 10.08.2005r powodem była awaria jednostki redundancyjnego żyroskopu (Redundant Rate Gyro Unit - RRGU) w innej rakiecie tego samego typu co rakieta MRO (Atlas 5). Obawiano się, że podobna awaria może wystąpić w rakiecie MRO. Za drugim razem, 11.0.2005r start został na początku odłożony o 1 godzinę i 10 minut. Przyczyną była burza w okresie tankowania paliwa. Następnie start został odłożony na następny dzień. Przyczyną były problemy z oprogramowaniem kontrolującym czujnik poziomu wodoru w zbiorniku górnego stopnia Centaur. Ostatecznie sonda wystartowała 12 sierpnia 2005 roku, o godzinie 11:43:00 UTC. Miejscem startu był Przylądek Canaveral, stanowisko startowe LC-41 za pomocą rakiety Atlas 5-401.

Start sondy miał miejsce podczas lata na półkuli północnej Ziemi i zimy na półkuli północnej Marsa. Pierwszą fazą startu było odliczanie wsteczne. Następnie został odpalony pierwszy stopień rakiety, który rozpędził statek do szybkości ponaddźwiękowych (4 500 m/s). Następnie stopień pierwszy wyłączył silniki, i został oddzielony od stopnia 2 (później spłonął w Oceanie Atlantyckim). Stopień 2, czyli Centaur po pierwszym uruchomieniu silnika dostarczał napędu przez 9.5 minut. Dzięki temu Cenatur wszedł na parkingową orbitę okołoziemską wraz z sondą. Orbita znalazła się na wysokości 185 kilometrów ponad Ziemią. Orbita umożliwiła odpowiednie usytuowanie statku przed wejściem na trajektorię okołosłoneczną. Następnie została odrzucona owiewka, która spłonęła nad Oceanem Atlantyckim. Pojazd był nadal połączony ze stopniem Centaur. Następnie, nad odpowiednim punktem nad Oceanem  Indyjskim nastąpiło drugie uruchomienie silnika silnika, trwające 10 minut. Okres pomiędzy oboma odpaleniami silnika stopnia 2 wyniósł 33 minuty. Podczas drugiego odpalenia, sonda była skierowana na Słońce, i obracała, co zapewniło jednorodną temperaturę na wszystkich częściach próbnika i stopnia Centaur. Dzięki drugiemu odpaleniu sonda weszła na orbitę okołosłoneczną po 55 minutach i 6 sekundach od startu. Charakteryzowała się ona peryhelium 1.013 AU, aphelium 1.680 AU i inklinacją 3.1°. Po 57 minutach i 54 sekundach od startu sonda oddzieliła się od stopnia Centaur, przez zwolnienie zacisków łącznika. Oddzielnie nastąpiło nad północno - zachodnią Australią. Po krótkim czasie, w którym sonda oddaliła się od rakiety, stopień Centaur wykonał manewr uniknięcia kolizji, który zagwarantował, że nie podąży bezpośrednio na trajektorii sondy i się z nią nie zderzy. Zakończyło to fazę startu, i rozpoczęło fazę lotu międzyplanetarnego. Po odłączeniu się od układu nośnego, pojazd rozłożył także panele słoneczne i antenę wysokiego zysku. Ta konfiguracja została  zachowana przez cała fazę lotu międzyplanetarnego i zbliżania się do Marsa. Łączność z soną została uzyskana po 61 minutach i 26 sekundach od startu.

Lot na Marsa trwał 7 miesięcy. W tym czasie, w fazie lotu międzyplanetarnego miały wykonane 3 z 5 korekt trajektorii (Trajectory Correction Maneuvers - TCMs). Pierwsza korekta, TCM-1, była największa. Została wykonana 27 sierpnia 2005r, począwszy od godziny  22:00 UTC. Trwała 15 sekund, po posoliło na uzyskanie zmiany szybkości 7.8 m/s. Korekta miała na celu nakierowanie sondy na trajektorię transferową do Marsa (podczas startu umyślnie sonda nie zastała skierowana na trajektorię bezpośrednio na Marsa, aby nie podążył na niej także stopień Centaur, nie uderzył w Marsa, i nie zanieczyścił go materiałem biologicznym). Była to także próba generalna silników przed wejściem na orbitę Marsa.

Manewr TCM-2 został wykonany 3 miesiące po starcie, 18 listopada 2005 roku, gdy statek pokonał już 60% drogi do Marsa, i do celu pozostało jeszcze około 40 milionów kilometrów (25 milionów mil). Korekta ta polegała na odpaleniu 6 silników manewrowych na czas 20 sekund. Zmiana szybkości wyniosła 0.75 m/s, i szybkość statku względem Słońca wyniosła 72 kilometry na sekundę (61 000 mil na godzinę).

W dalszym etapie misji plan przewidywał jeszcze 3 korekty trajektorii. TCM-3 była zaplanowana na 1 lutego 2006r, TCM-4  na 28 lutego 2006, a TCM-5A - na 9 lub 10 marca 2006r. Trajektoria sondy była jednak na tyle prawidłowa, że zostały one anulowane. 

W czasie lotu międzyplanetarnego zostały wykonane także testy systemów statku oraz wstępne kalibrowanie instrumentów. Podczas pierwszego tygodnia lotu inżynierzy wykonali liczne testy sprawdzające statek, aby określić, czy jest on w pełni użyteczny, a zespoły instrumentów wysłały zmodyfikowane wersje oprogramowania sterującego sprzętem naukowym. Sprawdzone zostały także silniki, antena wysokiego zysku i żyroskopy. W środkowym okresie rejsu, wykonane zostały także próby anteny UHF instrumentu ELECTRA. Kalibrowane były także inne instrumenty. Dla kamer punktem odniesienia były pola gwiazd, a dla radaru SHARAD -  znane źródła fal radiowych, takie jak Jowisz czy pulsary.
Po zakończeniu fazy lotu międzyplanetarnego, rozpoczęła się faza zbliżania się do Marsa. Rozpoczęła się ona na 45 dni przed wejściem na orbitę planety, i zakończy się wejściem na orbitę. W tym czasie dokładne określanie pozycji statku będzie możliwe dzięki określaniu przesunięć dopplerowskich w sygnale, mierzenie odległości statku od Ziemi (poprzez mierzenie czasu lotu sygnału radiowego z próbnika na Ziemię),  oraz z użyciem techniki DELTA-DOR (Delta-Differential One-way Ranging). Ta ostatnia polega na zbieraniu sygnałów radiowych za pomocą dwóch anten DSN z dwóch źródeł: sondy i znanego radioźródła na na niebie. Antena przez kilkanaście minut odbierała dane ze statku, a następnie obracała się, odbierała fale radiowe ze znanego źródła na sferze niebieskiej, a następnie wracała do odbioru danych z próbnika. Dzięki temu nawigatorzy precyzyjnie wyznali pozycję kontową statku, i jego odległość. Pomiary były wykonywane za pomocą anten rozmieszczonych w  Goldstone, Kalifornii, Kamberze (Australia) i Madrycie (Hiszpania). Od 30 do 2 dni przed osiągnięciem orbity został ponadto wykonany eksperyment nawigacji optycznej.

MRO dotarł do Marsa 10 marca 2006 roku. Został wtedy wykonany manewr wejścia na orbitę okołomarsjańską (Mars Orbit Insertion - MOI), w tym wypadku polarną. Manewr umożliwił wychwyt pojazdu przez pole grawitacyjne Czerwonej Planety. Na początku procedury ciśnienie w systemie napadowym zostało podniesione (był to moment w którym utracono sondę Mars Observer), a następnie rozpoczęło się przeorientowanie statku do orientacji właściwej do manewru wejścia na orbitę. Silniki zostały uruchomione o godzinie 21:24:32 UTC. W czasie manewru pojazd był widziany przez sieć DSN, ale jego sygnał został utracony, gdy wleciał za tarczę Marsa (w jego cień, wtedy zasilanie umożliwiły baterie), na 21 minut przed zakończeniem odpalenia silnika głównego, o 21:46:09 UTC. Odpalenie silników zostało zakończone o 21:52:20 UTC. Statek ukazał się ponownie po około 30 minutach, o 22:16:01 UTC. MRO bez problemów nawiązał łączność z Ziemią, co potwierdziło sukces manewru. Po kilku minutach stwierdzono, że manewr przebiegł praktycznie zupełnie prawidłowo. Silnik pracował przez 1641 sekund, zmiana szybkości wyniosła 1 km/s. Ciąg był o 2% niższy od planowanego, dlatego też oprogramowanie wydłużyło manewr o 33 sekundy. Sonda znalazła się na orbicie o zaplanowanych parametrach.
Pierwotna orbita była silne eliptyczna - jej perycentrum znajdowało się na wysokości 279 km (planowano 300 km), natomiast apocentrum - 44 500 km (planowano 45 000 km). Okres obiegu wynosił 35 godziny (czyli bardzo blisko planu, który przewidywał okres 35.4 godziny). Inklinacja wynosiła 93.3°. W czasie wejścia na orbitę, i podczas kolejnej fazy, czyli hamowania aerodynamicznego konfiguracja pojazdu była bardo podobna jak w fazie rejsu, z wyjątkiem przestawnia anteny wysokiego zysku do pozycji, w której zapewniła ona równowagę paneli słonecznych, podczas przelotów przez górne warstwy atmosfery Marsa. 24 marca 2006r wykonane zostały pierwsze testowe obserwacje powierzchni.

Po wejściu na orbitę i sprawdzeniu stanu pojazdu, rozpoczęła się faza hamowania aerodynamicznego, która trwała 6 miesięcy.  Umożliwiła ona przejście na niską, polarną orbitę roboczą. W czasie tej fazy pojazd wykorzystał tarcie górnych warstw atmosfery, aby zmniejszyć swoją szybkość, i przez to ukołowić i obniżyć orbitę. Przygotowania do tego procesu zostały wykonane 30 marca 2006 roku, gdy statek odpalił swoje silniki o pośrednim ciągu na okres 58 sekund w apocentrum orbity. Obniżyło to perycentrum orbity do 333 kilometrów (207 mil). Hamowanie rozpoczęło się 3 tygodnie po wejściu na orbitę wokół Marsa, 31 marca 2006 roku, gdy sonda po raz pierwszy przeszła przez apocentrum obniżonej orbity. Hamowanie zostało wykonane w trzech fazach. Faza początkowa trwała tydzień, a pojazd wykonał w jej trakcie 5 obiegów. Na tym etapie pojazd obniżył swoje perycentrum do wysokości niezbędnej do wykonania właściwego hamowania. Faza główna trwała 5.5 miesiąca (445 obiegów). Rozpoczęła się, gdy pojazd znajdował się na wysokości, na której występują pożądane gęstości atmosfery. Statek regularnie przelatywał przez górne warstwy atmosfery Marsa, podczas przejść przez perycentrum. Manewry te były wykonywane bardzo ostrożnie. Gdyby statek przeleciał zbyt blisko powierzchni, mógłby się zbytnio nagrzać, a jeśli przeleciałyby zbyt wysoko - hamowanie zakończyłoby się zbyt wcześnie. Dlatego czasem były konieczne małe manewry silnikowe podnoszące lub obniżające jego perycentrum, w celu utrzymania statku w wymaganym "korytarzu". Atmosfera była także monitorowana przez przyspieszeniomierze, oraz instrument MCS, co pozwoliło na wykrycie zgrubień atmosfery związanych z jej ogrzewaniem. Głównych informacji na temat stanu atmosfery dostarczą jednak instrumenty MOC i TES na sondzie MGS, oraz THEMIS na Mars Odyssey. Dane te dostarczyły codziennej pomocy dla nawigatorów i inżynierów planujących manewry. Faza końcowa trwała 5 dni (64 orbity). Statek podwyższył swoje perycentrum, co spowodowało zacieśnienie orbity. PO zakończeniu hamowania perycetrum zostało podwyższone tak, że nie przebiegało już w atmosferze. Manewr ten wymagał odpalenia silników na 6 minut i został wykonany 30 sierpnia 2006 roku. Był to koniec chowania aerodynamicznego.

Po zakończeniu hamowania rozpoczęły się przygotowania do początku programu naukowego. W tym czasie statek wykonał 3 małe manewry porządkowania obity (Orbit Trim Maneuvers - OTMs), które spowodowały osiągniecie głównej orbity naukowej. Zastsowano w nich 6 silników o średnim ciągu. Operacja ta trwała 2 tygodnie. 5 września 2006 odbył się manewr trwający 210 sekund. Perycentrum zostało podniesione z 216 km do 320 km. Inklinacja została zmodyfikowana o niecały stopień, do 92.5°. Kolejny manewr odbył się 11 września. Trwał 12.5 minuty. Dzięki niemu uzyskano ostateczną orbitę, z perycentrum na wysokości 250 km nad biegunem południowym i apocentrum na wysokości 316 km nad biegunem północnym. Statek wykonywał 12 obiegów dziennie, po orbicie synchronicznej ze Słońcem tak że, obszar równikowy zawsze był obserwował o godzinie 3:00 p.m. miejscowego czasu słonecznego.

21 września rozłożono dwie anteny radaru SHARAD. Operacja przebiegła bez problemu. Następnie zostały wykonane testy instrumentów. Odrzucone zostało pokrycie CRSIM. Instrumenty były kalibrowane i konfigurowane. Pierwszy obraz z HiRISE o wysokiej rozdzielczości został uzyskany 29 września.

Po testach instrumentów badania naukowe nie były jeszcze możliwe z powodu koniunkcji ze Słońcem w dniach 07.10.2006 - 08.11.2006. Pojazd pozostawał wtedy w trybie bezpiecznego oczekiwania. Na Ziemi inżynierowe pracowali nad skonfigurowaniem orbitera.

Po zakończeniu koniunkcji rozpoczęła się naukowa faza misji. Zasadniczy program naukowy trwał od końca pierwszej koniunkcji Marsa ze Słońcem w listopadzie 2006 roku do początku drugiej koniunkcji ze Słońcem w listopadzie 2008r. Badania objęły wtedy w przybliżeniu pełny rok marsjański. Program rozszerzony misji rozpoczął się oficjalnie 10 grudnia 2008r.

Podczas badań Marsa wykonywanie obserwacje są znacznie bardziej złożone niż podczas wcześniejszych misji. Każdego dnia statek wykonuje pełne obrazowanie całego globu za pomocą MARCI, przeglądy wybranych regionów za pomocą CTX, oraz obserwacje setek wybranych celów w wysokiej rozdzielczości. Wiele pomiarów jest wykonywanych jednocześnie, za pomocą wielu instrumentów. Podczas fazy naukowej pokład statku z instrumentami naukowymi jest skierowany w kierunku nadiru Marsa. Jednocześnie panele słoneczne są przez cały czas skierowane na Słońce, a antena wysokiego zysku - na Ziemię. Kilka razy dziennie pojazd wykonuje także ruchy boczne, które trwają jednorazowo około 15 minut. Mają na celu wykonanie obserwacji celów naukowych wysokiego priorytetu, które nie znajdują się bezpośrednio pod statkiem. Pojazd może się obracać o 30 stopni względem nadiru.

Po zakończeniu programu podstawowego, pojazd miał rozpocząć fazę wymiany danych, w której będzie przeznaczony głównie do wymiany danych pomiędzy innymi sondami. W przypadku łazików MER w wymianie danych uczestniczy jednak głownie sonda 2001 Mars Odyssey, która nadal pozostaje w dobrym stanie. MRO zostanie prawdopodobnie użyty do zasadniczej wymiany danych z łazikiem MSL. Tymczasem orbiter jest wykorzystywany głównie do dalszych badań Marsa.