Kompendium wiedzy o sondzie MESSENGER

[Scorus]

WPROWADZENIE
Sonda MESSENGER (Mercury Surface, Space Environment, Geochemistry and Ranging) jest pierwszym orbiterem Merkurego, przeznaczonym do wykonania badań powierzchni, otoczenia i wnętrza tej planety. Do podstawowych celów naukowych misji należą: określenie składu zmapowanie składu pierwiastkowego powierzchni z marginesem niepewności 10% i rozdzielczością przestrzenną 1000 km oraz składu mineralnego z rozdzielczością około 20 km; monochromatyczne zobrazowanie ponad 90% powierzchni planety w rozdzielczości 250 m, zobrazowanie stereoskopowe ponad 80% powierzchni, zobrazowanie multispektralne całego globu ze średnią rozdzielczością 2 km, oraz uzyskanie obrazów wybranych obszarów na półkuli północnej z wysoką rozdzielczością w celu poznania geologii i historii geologicznej Merkurego; zbadanie przestrzennej struktury pola magnetycznego z niepewnościami w oszacowaniu jego siły i kierunku mniejszymi od 20%; zmierzenie amplitudy libracji i zbadanie struktury pola grawitacyjnego w celu oszacowania stanu fizycznego i wielkości jądra; określenie składu materiałów zalęgających w ocienionych kraterach w strefach polarnych (głównie północnej) charakteryzujących się wysoką odbijalnością radarową; oraz scharakteryzowanie składu chemicznego egzosfery pod kątem gazów neutralnych oraz jonów przyspieszanych w magnetosferze poprzez uzyskiwanie profili pionowych o rozdzielczości 25 km w funkcji czasu, odległości od Słońca i poziomu aktywności słonecznej. Nominalny czas pracy na orbicie Merkurego wynosi 1 rok ziemski. Misja jest realizowana w ramach programu Discovery, jako jego 7 wyprawa.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Sonda MESSENGER ma kształt zbliżony prostopadłościanu o wymiarach 1.27 m x 0.71 m x 1.05 m. Do korpusu sondy dołączony jest także wysięgnik magnetometru o długości 3.6 m. Zasadnicza konstrukcja pojazdu jest chroniona przed bezpośrednim osiedleniem przez Słońce za pomocą półwalcowej osłony przeciwsłonecznej. Całkowita masa sondy wynosi 1 107 kg. Masa bez paliwa to 507.9 kg, a masa paliwa - 599.4 kg. Sonda została zaprojektowana przez Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (JHU/APL) z Laurel w stanie Maryland. Instytucja ta jest też odpowiedzialna za prowadzenie misji.

Konstrukcja pojazdu jest prosta, chociaż systemy są w pełni podwojone. W czasie jego projektowania szeroko stosowano istniejące technologie. Ilość części ruchomych została ograniczona do minimum. Elementami wymagającymi prac rozwojowych były lekkie zbiorniki paliwa, osłona przeciwsłoneczna, oraz anteny.

Centralną cześć pojazdu stanowi jego system napędowy. Główna struktura mechaniczna została wykonana z kompozytu grafitowo - cyjanowo - estrowego (Graphite-Cyanate Ester - GrCE). Składa się w zasadzie z dwóch pionowych paneli podpierających dwa durze zbiorniki paliwa i z dwóch paneli pionowych. Z tych ostatnich panel górny podpiera z jednej strony zbiornik utleniacza a z drogiej - pomocniczy zbiornik paliwa, dyszę silnika głównego oraz zbiornik helu podnoszącego ciśnienie w systemie napędowym. Ponadto umieszczono na nim baterię, szperacze gwiazd oraz część silników małego ciągu. Panel dolny jest miejscem instalacji większości instrumentów naukowych oraz pozostałych małych silników. Znajduje się też na nim łącznik z górnym stopniem rakiety. Z panelem górnym od dołu łączą się ponadto dwie struktury w postaci podwojonej litery H. Obejmują one częściowo zbiorniki paliwa. Struktura utworzona przez dwa główne panele pionowe jest z pozostałych stron bocznych zamknięta dodatkowymi elementami kompozytowymi. Tworzy to centralną, kwadratową w przekroju kolumnę przenoszącą większość naprężeń. Zbiornik utleniacza mieści się w jej centrum.

Belki podtrzymujące zbiorniki paliwa przenoszą naprężenia do rogów struktury mechanicznej, dzięki czemu panele kompozytowe mogły być relatywnie cienkie. Cienkie płyty miedziane przyłączone do paneli zwiększają ich przewodność elektryczną i pozwalają na uziemienie systemów elektrycznych. Struktura przenosi wszystkie naprężenia na kolumnę centralną. Jest do niej mechanicznie przyłączony łącznik z górnym stopniem rakiety. Jest on wykonany z kutego aluminium. W miejscu przyłączenia do struktury pojazdu jego przekrój jest prostokątny, a następnie przechodzi w okrągły. Jest on zaprojektowany tak, że przenosi naprężenia z rogów kolumny centralnej na okrągły pierścień mocujący z rakietą. Struktura podpierająca osłonę termiczna jest wykonana z rur tytanowych połączonych poprzez zespawanie. Struktura ta podpiera też anteny niskiego zysku, sensor promieniowania słonecznego SAX instrumentu XRS, oraz 4 głowice sensorów Słońca. Powierzchnia osłony słonecznej została dobrana tak, aby środek działania ciśnienia światła słonecznego maksymalnie pokrywał się ze środkiem ciężkości statku. Dzięki wykorzystaniu ciśnienia promieniowania możliwe jest pochylanie pojazdu względem Słońca i rozładowywanie pędu kół reakcyjnych bez użycia silników. Panele słoneczne są utrzymywane przez krótkie wysięgniki z rurek tytanowych, termicznie izolujących ich rozgrzaną powierzchnię od struktury statku kosmicznego. Mechanizm rozkładający panele po starcie jest maksymalnie prosty. Zostały one otwarte przez zawiasy. Następnie ich wysięgniki zostały wysunięte i zablokowane. Podobnie rozkładany był wysięgnik magnetometru. Masa struktury pojazdu to 129.4 kg, a masa okablowania - 26.1 kg. Głównym dostawcą elementów strukturalnych była firma ATK Composite Optics, Inc. z San Diego.

[Scorus]

System napędowy statku (MESSENGER Propulsion System - MPS) pracuje w dwóch trybach. Może wykorzystywać paliwo jednoskładnikowe oraz dwuskładnikowe. W trybie dwuskładnikowym używa hydrazyny (N2H4) oraz czterotlenku azotu (N2O4), a w trybie jednoskładnikowym - tylko hydrazyny. Zespól zbiorników układu napędowego składa się z 3 zbiorników głównych, pojedynczego zbiornika pomocniczego, oraz zbiornika helu używanego do podnoszenia ciśnienia. Mają one masę 39.17 kg. Masa paliwa to 368 kg a utleniacza - 231 kg.

Zbiornik helu jest zbiornikiem tytanowo - kompozytowym. Jest oparty na sprawdzonych zbiornikach typu A2100. Dodano do niego drugi wylot pozwalający na jednoczesne podnoszenie ciśnienia w obiegach paliwa i utleniacza.

Konstrukcja głównych zbiorników paliwa została opracowana specjalnie na potrzeby misji, dzięki czemu są one bardzo lekkie. Są w całości złożone ze stopu tytanu 6Al-4V. Masa jednego zbiornika wraz ze wszystkimi przyłączami jest mniejsza od 9.1 kg. Średnica takiego zbiornika wynosi 559 mm, a grubość ściany - maksymalnie 1.041 mm. Półkuliste sekcje na jego końcach mają grubość ściany około 0.5 mm, a sekcja cylindryczna - około 1.0 mm. W każdym ze zbiorników znajduje się przegroda ze stopu 6Al-4V o szerokości 178 mm i grubości 0.25 mm pozwalając na kontrolę nutacji pojazdu. Na wylocie każdego zbiornika znajduje się tłumik zawirowań również wytworzony ze stopu 6Al-4V. Zbiorniki te są precyzyjnie ustawione wzdłuż długiej osi pojazdu tak, aby zapewnić odpowiednie utrzymanie pozycji środka ciężkości w czasie zużywania paliwa. Dwa zbiorniki paliwa znajdują się po bokach zbiornika utleniacza. Naprężenia ze zbiorników są przenoszone przez szpile mocujące wykonane ze stali 455 przyłączone do centralnego mocowania kompozytowego. Mocowanie boczne zbiorników zapewniają 4 rozpory tytanowe.

Zbiornik pomocniczy jest również wykonany ze stopu 6Al-4V. Jest on używany podczas małych manewrów - w czasie kontroli orientacji przestrzennej lub precyzyjnych korekt szybkości. Pracuje on przy ciśnieniach 1930 - 758 kPa. Zgromadzony w nim zapas paliwa jest uzupełniany w czasie lotu ze zbiorników głównych.

Układ napędowy posiada łącznie 17 silników należących do 3 typów i tworzących 5 modułów o różnej konfiguracji. Silnik główny - silnik umożliwiający osiągniecie dużych zmian szybkości (Large Velocity Adjust Thruster - LVA) to model Leros-1b dostarczony przez Atlanta Research Corporation-United Kingdom Division (ARC-UK). Używa paliwa dwuskładnikowego, mieszanego w stosunku 0.85. Daje ciąg 667 N. Charakteryzuje się impulsem właściwym 316 s. 4 silniki na paliwo jednoskładnikowe o ciągu 22 N są używane do kontroli wektora ciągu w czasie pracy silnika LVA (Thrust Vector Control Thruster - TVC). Ponadto są one użynane do niektórych korekt orbity wymagających małych zmian szybkości. Są to sprawdzone silniki Aerojet P/N MR-106Es. 12 dalszych silników charakteryzuje się ciągiem 4.4 N i impulsem właściwym 220s. Używają one paliwa jednoskładnikowego. Są stosowane do kontroli orientacji przestrzennej, rozładowywania pędu kół reakcyjnych oraz małych korekt orbity. Są to wykorzystywane już wcześniej silniki Aerojet P/N MR-111Cs. 8 silników tego typu połączono w 2 moduły po 4 silniki. Są to grupy silników A i B używane o kontroli orientacji przestrzennej. Dwa silniki tego typu są przeznaczone do uzyskiwania zmian szybkości w kierunku do Słońca (grupa S). Pozostałe 2 silniki pozwalają na uzyskiwanie zmian szybkości w kierunku przeciwnym do Słońca (grupa P). Są one skierowane wzdłuż osi -Y pojazdu i wystają zza osłony przeciwsłonecznej.

Silniki mają łączną masę 10.07 kg. W skład innych systemów wchodzą zawory (15.55 kg), układy elektryczne (6.30 kg), struktury mechaniczne (7.44 kg) i elementy kontroli temperatury (3.21 kg). Całkowita masa systemu MPS wynosi 81.74 kg. Większość struktur i układów dodatkowych wykonano z magnezu w celu zmniejszenia masy systemu. W skład systemów dodatkowych wchodzą zawory zamykające, regulatory, zawory izolujące otwierane pirotechnicznie, filtry, zawory napełniające i usuwające paliwo z linii, przenośniki ciśnienia, złącza, mocowania, oraz rury pozwalające na kontrolę przepływu paliwa. System hydrauliczny układu napędowego obejmuje 4 układy - system podnoszący ciśnienie, obieg paliwa, obieg utleniacza oraz moduły silników. MPS łączy się z innymi systemami statku przez 12 połączeń elektrycznych. System kontroli temperatury MPS składa się z grzejników. Są one używane w trakcie lotu kosmicznego do utrzymywania paliwa  w odpowiedniej temperaturze oraz na orbicie Merkurego do jego nagrzewania przed uruchomieniem silników. Grzejniki używane  w trakcie lotu są zainstalowane na zbiornikach paliwa i helu, zaworach silników, panelu zaworów, zaworach napełniających linie oraz na różnych przewodach paliwowych. Grzejniki umieszczone na zbiornikach są kontrolowane przez oprogramowanie statku, a grzejniki w innych miejscach - przez własne termostaty. Ich całkowity pobór mocy wynosi 143 W. Grupa grzejników używanych w trakcie badań Merkurego składa się z grzejników umieszczonych na katalizatorze LVA oraz na jego kołnierzu mocującym. Ich pobór mocy wynosi 69 W.

[Scorus]

Głównym elementem kontroli temperatury jest duża osłona przeciwsłoneczna z tkaniny ceramicznej. Ma ona wymiary 2.54 x 1.82 m. Została opracowana przez 3M Ceramic Textiles z St. Paul i APL. Ponadto sonda posiada radiatory służące do wypromieniowywania nadmiaru ciepła. Kapilary cieplne zostały dostarczone przez firmę ATK z Beltsville. Do utrzymywania temperatury w odpowiednim zakresie służy też wielowarstwowa izolacja, połączenia o niskim przewodnictwie cieplnym, oraz grzejniki. Osłona przeciwsłoneczna chroni statek przed intensywnym promieniowaniem słonecznym wewnątrz orbity Wenus. Tworzy ona łagodne środowisko termiczne pozwalające na zastosowanie standardowej elektroniki i izolacji wielowarstwowej. Większość komponentów statku może pracować w temperaturach od -34°C do +65°C. Niestandardowy projekt kontroli temperatury musiał zostać zastosowany dla paneli słonecznych, osłony termicznej, sensorów Słońca, anten oraz 3 z 6 instrumentów naukowych. Zostały one przystosowane do pracy na orbicie Merkurego, również w trackie przejścia przez peryhelium. Dla przykładu minimalna temperatura paneli słonecznych wyniosła -135°C w czasie zaćmienia podczas przelotu koło Wenus, a maksymalna - +270°C na orbicie Merkurego. W peryhelium orbity Merkurego osłona, panele słoneczne, anteny i sensory Słońca doświadczają naświetlenia 11 razy większego niż na orbicie Ziemi. Osłona przeciwsłoneczna rozgrzewa się wtedy do temperatury około +300°C. W czasie każdego obiegu statek znajduje się dokładnie pomiędzy Słońcem a powierzchnią planety przez okres około 30 minut. W tym okresie jest chroniony przed oświetleniem przez Słońce za pomocą osłony, ale jeden z jego końców jest bezpośrednio wystawiony na promieniowanie odbite z powierzchni. Baterie i szperacze gwiazd są ustawione tak, że struktura statku blokuje większość światła odbitego z powierzchni. Instrumenty wycelowane w powierzchnię, takie jak MDIS wymagały zastosowania wyspecjalizowanego systemu kontroli temperatury. W systemie kontroli temperatury MDIS i szeregu innych komponentów statku zastosowano kapilary didowe. Chronią one podłączone do nich komponenty w czasie gdy radiator pojazdu nagrzewa się z powodu wystawienia na odbite z powierzchni promieniowanie cieplne. Przestają one przewodzić gdy radiator nagrzewa się. Następnie gdy się ochładza wznawiają normalną pracę. Łączna masa elementów systemu kontroli temperatury to 52.2 kg.

[Scorus]

System zasilania jest oparty w dużej mierze na satelicie TIMED (Thermosphere, Ionosphere, Mesosphere, Energetics and Dynamics). Zastosowana konfiguracja izoluje baterię i sieć elektryczną od wahań woltażu z paneli słonecznych i optymalizuje produkcję paneli w zmiennych warunkach pracy. W jego skład wchodzą panele słoneczne, jednostka rozprowadzania zasilania (Power Distribution Unit - PDU), jednostka łącząca z panelami słonecznymi (Solar Array Junction Box - SAJB), bateria, oraz system obracający panele słoneczne (Solar Array Drive Assembly - SADA).

Pojazd posiada 2 obrotowe, prostokątne panele słoneczne, wystające poza osłonę termiczną. Ich rozpiętość wynosi 6.14 metra. Zostały dostarczone przez firmę Northrop Grumman Space Technology. Dostarczą energii 640 W na orbicie Merkurego. Panele te są w 70% są optycznymi reflektorami słonecznymi (Optical Solar Reflector - OSR) i w 30% ogniwami GaAs/Ge. Minimalizuje to wchłanianie ciepła. Temperatura paneli jest kontrolowana poprzez zmienianie ich nachylenia wraz ze wzrastającym poziome naświetlenia. W przypadku anomalii w kontroli orientacji przestrzennej na orbicie Merkurego temperatura paneli może osiągnąć 270°C. Wszystkie zastosowane materiały mogą wytrzymać takie nagrzanie. Panele są ustawiane równolegle do Słońca aż do czasu gdy ich temperatura osiągnie 150°C. Następnie są obracane przez SADA w celu zmniejszenia temperatury. Obroty paneli mogą być wykonywane przez oprogramowanie pokładowe albo przez instrukcje z Ziemi. Energia z paneli bezpośrednio ładuje baterię niklowo - wodorową (NiH2), opracowaną przez EaglePicher Technologies z Joplin i APL. Jest ona złożona z 22 komórek i charakteryzuje się pojemnością 23 A/h. Jest używana w czasie zaćmień. Każda z komór ciśnieniowych baterii zawiera dwie komórki. Normalne napięcie w systemie elektrycznym wynosi 28V. Może się zmieniać w zakresie 20 - 35V w zależności od stanu baterii. Całkowita masa elementów systemu zasilania to 93.9 kg.

Komedy kontrolne dla PDU są wysyłane przez elektronikę statku za pośrednictwem interfejsu MIL-STD-1553. Następnie są kierowane przez płytę główną PDU do jednej lub dwóch kart dekodujących komendy (Command Decoder - CD). Do przełączania i rozprowadzania zasilania służą tranzystory MOSFET (Metal Oxide Semiconductor Field Effect Transistors). PDU zbiera tez dane inżynieryjne dotyczące ładunków, woltaży, temperatur paneli słonecznych i baterii, woltażu z paneli słonecznych, szybkości obrotu kół reakcyjnych oraz ciśnień w zbiornikach paliwa i w baterii. Są one ucyfrawiane 12-bitowo i przesyłane do elektroniki statku za pomocą złącza MIL-STD-1553.

Każdy z dwóch systemów obracających panele słoneczne SADA ma masę 7.84 kg. Pobór mocy wynosi 56 W w czasie obrotu paneli. Zostały dostarczone przez firmę MOOG z Chatsworth. Każda jednostka składa się z jednej jednostki elektroniki (wewnętrznie podwojonej) oraz dwóch silników. Mogą obracać panele o 228 stopni w płaszczyźnie Y-Z. Łuk obrotu jest scentrowany na oś -Z. Są obracane w krokach po 0.02 stopnia ze stałą szybkością 2 stopni na sekundę (100 kroków na sekundę).

[Scorus]

Moduł elektroniki statku (Integrated Electronics Module - IEM) został opracowany przez BAE Systems z Manassas i APL. Jest złożony jest z 5 kart elektroniki w standardzie cPCI (Compact Peripheral Component Interconnect Card). Zastosowano komponenty standardowe, co zmniejszyło koszty w stosunku do ich projektowania na zamówienie. Z punktu widzenia właściwości mechanicznych i termicznych nie było to optymalne, ale ich parametry znajdowały się w zadowalających granicach. Karty te są połączone z płytą główną i umieszczone we wspólnej obudowie. 3 z nich komunikują się  z 32-bitową jednostką PCI pracującą przy 25 MHz. 3 karty - procesor główny (Main Processor - MP); procesor chroniący przed błędami (Fault Protection Processor - FPP) oraz rejestrator jednoczęściowy (Solid-State Recorder - SSR) zostały dostarczone przez firmę BAE Systems według specyfikacji APL. MP i FFP są prawie identyczne. Posiadają procesory RAD6000 działające przy 25 MHz i 10 MHz odpowiednio. MP posiada pamięć RAM o pojemności 8 Mb i EEPROM 4 Mb. SSR jest rejestratorem danych o pojemności 8 gigabitów. Płyta interfejsu (Interface Card - I/F) oraz konwerter (Converter Card - CC) i płyta główna zostały zaprojektowane i zbudowane przez APL według unikalnych wymogów misji. Źródłem czasu jest oscylator krystaliczny (Oven Controlled Crystal Oscillator - OCXO) dostarczony przez firmę Symmetricom. Obudowa została zaprojektowana przez APL i zbudowana przez firmę Nu-Cast. Jest złożona z aluminium, jej ściany mają grubość 1.5 mm. Zawiera złącza cieplne pozwalające na podłączenie kapilar cieplne przebiegających pod panelem strukturalnym statku. Pojazd posiada dwie jednostki IEM zapewniające pełną redundancję. Jednocześnie używana jest tylko jedna. MP w jednostce zapasowej jest normalne wyłączony, a FFP są zasilane. Całkowita masa awioniki to 11.6 kg.

Każdy z instrumentów naukowych posiada własny procesor i zasilacz. Wszystkie instrumenty za wyjątkiem MLA wyposażono jednak w identyczną elektronikę zasilania i obróbki danych. Pozwoliło to na zastosowanie identycznych interfejsów dla zasilania i wymiany danych. Ponadto takiej podejście umożliwiło opracowanie wspólnych modułów oprogramowania wykonujących wiele analogicznych operacji dla poszczególnych instrumentów. Zmniejszyło to czas potrzebny do napisania programowania dla instrumentów oraz zmniejszyło ryzyko związane z ich integracją. Wszystkie instrumenty są ponadto obsługiwane przez wspólne jednostki obróbki danych (Data Processing Unit - DPU). Pojazd posiada 2 egzemplarze DPU, z których jedna jest używana, a druga pozostaje wyłączona jako element zapasowy. Każda z nich zawiera dwa osobne zestawy płyt elektroniki. Jeden zestaw obsługuje systemy kamer MDIS, a drugi - pozostałe instrumenty. DPU łączą się z MP IEM za pomocą interfejsu 1553, a ponadto dla obrazów zastosowano łącze seryjne o szybkości przesyłu danych 4 Mbps. Z instrumentami DPU łączy się za pomocą odrębnego interfejsu UART (Universal Asynchronous Receiver Transmitter) RS-422. Zastosowanie DPU wspólnych dla wszystkich instrumentów znacznie uprościło ich połączenie ze statkiem. Ponadto ułatwiło prace naziemne, ponieważ instrumenty mogły być testowane niezależnie od pojazdu.

[Scorus]

Sonda jest stabilizowana trójosiowo. W skład sensorów nawigacyjnych wchodzą dwa szperacze gwiazd (Star Tracskers - ST), bezwładnościowy układ pomiarowy (Inertial Measurements Unit- IMU), oraz 6 sensorów Słońca (Digital Sun Sensors - DSS).

Szperacze gwiazd są zainstalowane na górnym panelu konstrukcji sondy. Są skierowane wzdłuż osi -Z. Zostały dostarczone przez firmę Galileo Avionica z Florencji we Włoszech. Ich łączna masa wynosi 6.37 kg. Pobór mocy dla każdego z nich w normalnym trybie działania wynosi 12.3 W. Szperacze wykonują obróbkę obrazów gwiazd wewnętrznie i do systemu elektronicznego statku przesyłają dane na temat jego orientacji względem gwiazd. Normalnie włączony jest tylko jeden z nich, a drugi jest jednostką zapasową.

IMU dostarcza danych na temat tempa rotacji statku i przyspieszeń. Jest zbudowany z 4 żyroskopów HRG (Hemispherical Resonance Gyroscopes) i 4 przyspieszeniomierzy Honeywell QA3000. Został dostarczony przez firmę Northrop-Grumman z Woodland Hills. Ma masę 6.85 kg. Maksymalny pobór mocy wynosi 30W, przy włączonych wszystkich żyroskopach i przyspieszeniomierzach. IMU zawiera dwa procesory, z  których jeden jest zapasowy. Normalnie pracuje jeden procesor oraz wszystkie żyroskopy. 4 przyspieszeniomierze są włączane tylko w czasie korekt trajektorii.

Sensory Słońca DSS dostarczają danych w przypadku awarii lub anomalii w pracy pozostałych sensorów nawigacyjnych. Sonda posiada dwa odrębne układy tych sensorów. Każdy z nich jest złożony z pojedynczej jednostki elektroniki (Digital Sun Sensor Electronics - DSEE) oraz trzech głowic (Digital Sun Sensor Head - DSSH). Dwie głowice są umieszczone na przeciwległych rogach jednego  z końców osłony przeciwsłonecznej, a jeden - po przeciwnej stronie sondy względem nich, na jej korpusie. System ten został dostarczony przez firmę Adcole Corporation z  Marlborough. Ma całościową masę 5.93 kg. Pobór mocy wynosi 4.2 W. W obrębie głowic APL wprowadziła modyfikacje pozwalające na pracę na orbicie Merkurego. Wprowadzono między innymi odpowiednie filtry zmniejszające poziom naświetlenia i przyjmowanie ciepła. Sensory te są zawsze włączone, dostarczając danych o położeniu Słońca wzdłuż dwóch kierunków w każdej chwili.

Głównymi urządzenia wykonawczymi systemu kontroli orientacji są cztery koła kreacyjne RSI 7-75/601 dostarczone przez firmę Teldix z Heidelberg w Niemczech. Zostały one zmodyfikowane tak, że ich całościowa masa wynosi tylko 16.61 kg (masa jednego jest mniejsza od 4.2 kg). Pobór mocy wynosi maksymalnie 80 W dla jednej jednostki. Normalnie działają wszystkie cztery, a pobór mocy wykosi zwykle 20 - 30 W. Zostały one zainstalowane na strukturze statku pod osłoną przeciwsłoneczną.

8 silników systemu napędowego o ciągu 4.4N służy do kontroli orientacji w czasie korekt trajektorii oraz do usuwania nadmiaru pędu z kół reakcyjnych. Ponadto mogą one przejąć funkcję kontroli orientacji w przypadku awarii wielu kół reakcyjnych. Całkowita masa systemów kontroli orientacji to 34.1 kg.

[Scorus]

System komunikacyjny składa się z dwóch transponderów (Small Deep Space Transponders - SDSTs), wzmacniaczy (Solid-State Power Amplifiers - SSPAs), dwóch anten wysokiego zysku (High Gain Antena - HGA), dwóch anten średniego zysku (Medium Gain Antenna - MGA), oraz czterech anten niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA). Masa elementów systemu komunikacyjnego to 31.6 kg.

Dwa tanspondery SDST (jeden zapasowy) zostały dostarczone przez firmę General Dynamics. Pozwalają na odbiór i demodulację sygnału z Ziemi, generowanie i modulowanie sygnału transmitowanego na Ziemię, oraz przełączania sygnału z transmisji danych na pomiary dopplerowskie i pomiary odległości używane do nawigacji. Jednorazowo działa tylko jeden z nich. Każdy sygnał przeznaczony o wysłania na Ziemię jest przekazywany do pasywnego łącznika hybrydowego i do wzmacniaczy SSPA. Może on działać w 4 trybach, przekazując sygnał do przednie lub tylnej anteny HGA oraz anten LGA i MGA.

Anteny wysokiego zysku są zlokalizowane na strukturach w kształcie podwójne litery H obejmujących zbiorniki paliwa, po przeciwnych stronach sondy. Jedna z nich wystaje z osłony przeciwsłonecznej. Pozwalają na transmisję danych naukowych i inżynieryjnych z wysokimi szybkościami, wykonywanie pomiarów dopplerowskich do celów nawigacyjnych, oraz przeprowadzanie eksperymentu radiowego RS. Pracują w paśmie X. Przyjmują transmisje z Ziemi przy częstotliwości 7.2 GHz. Sygnał jest transmitowany na Ziemię w częstotliwości 8.4 GHz. Zostały zaprojektowane specjalnie na potrzeby misji. Mają postać macierzy elementów promieniujących w szyku fazowanym (Phased-Array Antenna - PAA). Jest to pierwsze zastosowanie tej technologii w misji planetarnej. Nie zawierają elementów mechanicznych które mogłyby ulec awarii w surowym środowisku termicznym na orbicie Merkurego. Mogą pracować przy temperaturze do 350°C. Pole widzenia tych anten ma szerokość 12 stopni w płaszczyźnie X-Y i 3 stopni prostopadle do niej. Oś centralna wiązki może być elektronicznie obracana o +/-60 stopni stopni. Pełny obrót wiązki o 360 stopni w celu nakierowania na Ziemię może zostać wykonany poprzez zmianę orientacji sondy - obrót wzdłuż osi Y.

Każda antena typu PAA składa się z 9 falowodów. Zostały one dostarczone przez firmę Continental Microwave z Exeter. Każdy z nich jest złożony z 26 elementów promieniujących. Zastosowane falowody dają sygnał spolaryzowany liniowo. Jednak nowa kombinacja monopoli pasożytniczych przymocowanych przy elementach promieniujących oraz pojedynczych nieaktywnych falowodów zamocowanych na obu stronach 9 falowodów promieniujących pozwoliła na uzyskanie sygnału spolaryzowanego kołowo prawo. Dostosowuje to anteny sondy do stacji DSN, których anteny są spolaryzowane kołowo.

Anteny MGA są antenami wiązki wachlarzowej. Są zintegrowane z antenami HGA. Przebiegają wzdłuż długości tych anten, w ich dolnej połowie. Służą głównie do transmisji danych inżynieryjnych.

Anteny LGA zostały zainstalowane na przednim i tylnym końcu statku, na strukturze podpierającej osłonę przeciwsłoneczną. Są używane w trakcie poważniejszych problemów.

Łączność z sondą odbywa się za pomocą anten stacji DSN o średnicy 34 i 70 m. Ilość przesyłanych danych zmienia podczas misji, z powodu różnic w odległości od Ziemi. W czasie misji sygnał potrzebuje od 4 do 14 minut na dotarcie do Ziemi. Produkcja danych w czasie misji nominalnej jest szacowana na ponad 139 gigabitów.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
W skład wyposażenia naukowego sondy wchodzą:
- spektrometr cząstek energetycznych i plazmy (Energetic Particle and Plasma Spectrometer - EPPS);
- magnetometr (Magnetometer - MAG);
- spektrometr do badań składu atmosfery i powierzchni Merkurego  (Atmospheric and Surface Composition Spectrometer - MASCS);
- spektrometr promieniowania gamma i neutronów  (Gamma-Ray and Neutron Spectrometer - GRNS);
- spektrometr promieniowania rentgenowskiego (X-ray Spectrometer - XRS);
- podwójny system obrazujący  (Mercury Dual Imaging System - MDIS);
- wysokościomierz laserowy (Mercury Laser Altimeter - MLA).
Ponadto system komunikacyjny jest wykorzystany do wykonania eksperymentu radiowego  (Radio Science -  RS).  Łączna masa instrumentów to 47.2 kg.

Instrumenty MDIS, MLA, MASCS, sensor promieniowania gamma GRS instrumentu GRNS i system detekcji promieniowania rentgenowskiego z powierzchni MXU instrumentu XRS znajdują się na dolnym panelu pojazdu. Za wyjątkiem GRNS są objęte pierścieniem łączącym z górnym stopniem rakiety. Magnetometr został zainstalowany na wysięgniku o długości 3.6 metra przyłączonym do jednej z dwóch struktur w kształcie podwójnej litery H obejmującej jeden ze zbiorników paliwa. Na strukturze tej umieszczono też instrument EPPS oraz detektor neutronów NS instrumentu GRNS. System SAX instrumentu XRS znajduje się na krawędzi osłony przeciwsłonecznej.

[Scorus]

EPPS
Spektrometr cząstek energetycznych i plazmy został zaprojektowany w celu wykonania pomiarów energii i rozkładu kątowego jonów i elektronów. Do podstawowych celów tego instrumentu zaliczają się: określenie struktury wewnętrznego pola magnetycznego Merkurego; scharakteryzowanie gazów neutralnych w egzosferze oraz jonów przyspieszonych w magnetosferze; określenie składu osadów o wysokiej odbijalności radarowej w okolicach podbiegunowych; określenie właściwości elektrycznych skorupy, atmosfery i połączenia środowiska wokół planety z przestrzenią międzyplanetarną; scharakteryzowanie dynamiki magnetosfery Merkurego i jej związków z procesami zewnętrznymi i wewnętrznymi; oraz wykonanie pomiarów właściwości plazmy międzyplanetarnej w czasie lotu oraz w okolicach Merkurego.

W przypadku badań struktury pola magnetycznego EPPS pozwala na oddzielenie wewnętrznego pola magnetycznego planety od pól generowanych przez prądy płynące w obrębie magnetosfery. Natężenie tych pól jest podobne do natężenia pola generowanego wewnątrz planety, co utrudnia jego badania tylko za pomocą magnetometru. EPPS może odróżnić wewnętrzne źródło pola magnetycznego od zewnętrznego na trzy różne sposoby. Po pierwsze plazma zewnętrzna wpływa znacząco na otaczające pole magnetyczne gdy jej gęstość energii jest porównywalna do gęstości energii pola magnetycznego. Podczas przelotów Marinera 10 wykryto obszary występowania plazmy o wysokim ciśnieniu. Pomiary ciśnienia plazmy z EPPS pozwalają na wytypowanie obszarów które muszą być wykluczone z analiz konfiguracji wewnętrznego pola magnetycznego. Po drugie badania innych planet pokazały, że cząstki energetyczne są jednym z najczulszych wskaźników zjawisk przejściowych powodujących zmiany w konfiguracji magnetosfery. Po trzecie cząstki energetyczne pozwalają na określenie topologii magnetycznej w sposób nieosiągalny za pomocą pomiarów pola magnetycznego. Np pomiary rozkładu kątowego energetycznych elektronów w okolicach Ganimedesa wykonane przez sondę Galileo były bardzo istotne dla potwierdzenia istnienia i określenia konfiguracji wewnętrznego pola magnetycznego tego księżyca.

W przypadku badań populacji atomów neutralnych i jonów EPPS przyczyni się do poznania składu gazów emitowanych z egzosfery (a więc również z powierzchni), razem z pomiarami w ultrafiolecie wykonywanymi przez instrument MASCS. Środowisko wokół Merkurego badane przez EPPS uczestniczy w generowaniu egzosfery, ale również stanowi przeszkodę w jej badaniu ponieważ wpływa na gazy przed ich pomiarami za pomocą instrumentu. Głównie jonizuje i przyspiesza atomy przed ich wykryciem. Określenie konfiguracji, źródeł i procesów zaniku egzosferycznych atomów neutralnych i magnetosferycznych jonów musi iść w parze ze scharakteryzowaniem struktury i dynamiki środowiska.

W przypadku badań osadów w zacienionych kraterach w strefach polarnych instrument przyczyni się do określenia czy są one złożone z lodu wodnego czy też zawierają siarkę. W tym celu instrument wykona pomiary emisji niskoenergetycznych jonów wodoru i siarki nad strefami polarnymi. Przy interpretacji tych danych konieczne będzie jednak uwzględnienie wpływu środowiska na jony.

Badania właściwości elektrycznych obszaru bliskiego powierzchni są istotne dla poznania dynamiki magnetosfery i roli połączenia pomiędzy planetą a przestrzenią międzyplanetarną w tworzeniu konfiguracji magnetosfery spłaszczanej przez wiatr słoneczny. W tym celu EPPS wykona poszukiwania jonów przyspieszanych bardzo blisko planety. Jeśli Merkury zachowuje się jak obiekt o dużym przewodnictwie elektrycznymi, linie pola magnetycznego będą wymrożone w planetę. W takiej sytuacji pola elektryczne niezbędne do przyspieszania cząstek nie będą mogły penetrować przestrzeni bliskiej planecie. Jeśli granica pomiędzy Merkurym a przestrzenią ma charakter izolatora, wtedy przyspieszanie cząstek będzie zachodziło bardzo blisko jego powierzchni.

Charakteryzacja dynamiki magnetosfery zostanie wykonana na podstawie jednoczesnych pomiarów EPPS i MAG. Instrumenty te pozwolą na określenie konfiguracji wewnętrznego pola magnetycznego, scharakteryzowanie plazmy, cząstek energetycznych i sygnatur pola magnetycznego związanych z granicami w magnetosferze i zjawiskami przejściowymi; zdiagnozowanie atmosferycznych źródeł plazmy; oraz dostarczą sygnatur charakteryzujących przewodność elektryczną powierzchni i obszaru bliskiego niej. Cały ten system znajduje się pod wpływem wiatru słonecznego, dobrze scharakteryzowanego na podstawie danych z sond Helios. Większość jonów w magnetosferze pochodzi prawdopodobnie z wiatru słonecznego. na podstawie pomiarów instrumentu mogą one zostać odróżnione od atomów neutralnych wyrzucanych do egzosfery i jonizowanych w przeciągu godzin.

Badania zmienności środowiska międzyplanetarnego pomiędzy Merkurym a Ziemią przedstawiają wartość samą w sobie. Ponadto określenie różnic w środowisku wokół obu planet jest niezbędne do porównania odpowiedzi ich magnetosfer na wiatr słoneczny. W okolicach obu obiektów populacje cząstek energetycznych, konfiguracje pól magnetycznych i struktury wiatru słonecznego są różne. EPPS wykonał pomiary wysokoenergetycznych jonów i elektronów w środowisku międzyplanetarnym  w czasie zbliżania się do Słońca. Ponadto monitorował przyspieszone jony o średnich energiach ze źródeł międzygwiazdowych i lokalnych. Nominalnie sensor FIPS (patrz dalej) znajduje się pod kątem nie pozwalającym na rejestrowanie wiatru słonecznego. jednak jego pomiary mogą być wykonane na orbicie Merkurego gdy statek kosmiczny jest pozycjonowany na obszar jego odchylania przez magnetosferę.

EPPS: KONFIGURACJA
Instrument EPPS został zainstalowany na boku statku kosmicznego, blisko panelu dolnego, na strukturze w kształcie podwójnej litery H obejmującej jeden ze zbiorników paliwa. Podczas badań Merkurego ta część sondy jest odwrócona od powierzchni planety. Instrument składa się z dwóch części: szybkiego obrazującego spektrometru plazmy (Fast Imaging Plasma Spectrometer - FIPS), służącego do pomiarów plazmy termalnej; oraz spektrometru cząstek energetycznych (Energetic Particle Spectrometer - EPS) służącego do pomiarów energetycznych jonów i elektronów. Masa tego zestawu wynosi tylko 3.1 kg, jest znacznie mniejsza od masy innych instrumentów tego typu.

[Scorus]

EPPS: FIPS

Spektrometr FIPS służy do wykrywania jonów H, 3He, 4He, O, Ne, Na, K, S, Ar, i Fe. Pozwala na pomiary rozkładu przestrzennego energii i kątów torów lotu poszczególny jonów. Rejestruje jony w zakresie energii na ładunek (E/Q) od poniżej 50 eV/Q do 20 keV/Q. Zakres pomiarów masowych to 1  - 40 u/e. Urządzenie jest zupełnie nowe, zaprojektowano je specjalnie na potrzeby misji MESSENGER. Główną z zastosowanych innowacji jest nowa geometria analizatora elektrostatycznego zapewniająca szerokie pole widzenia. Konfiguracja taka została po raz pierwszy zaproponowana w propozycji instrumentów dla misji Solar Probe, ale MESSENGER jest pierwszą soną wyposażoną w detektor plazmy o szerokim doraźny polu widzenia. Urządzenie charakteryzuje się małą masą, objętością i poborem mocy. Pozwala na usunięcie promieniowania ultrafioletowego dzięki czemu może działać w pełnym oświetleniu na orbicie planety. Zapewnia dobrą rozdzielczość pomiarów masowych i rozdzielczość czasową a także posiada duży zakres dynamiczny.

 W skład urządzenia wchodzi analizator elektrostatyczny (Electrostatic Analyzer - ESA), system pomiarów czasu przelotu cząstki (Time-of-Flight System - TOF), oraz elektronika. Masa systemu wynosi 1.41 kg a jego średni pobór mocy to 1.9W (szczytowy 2.1 W). Wymiary to 17.0 x 20.5 x 18.8 cm. Średnia szybkość transmisji danych to 80 bps.

Po wejściu do urządzenia cząstki przechodzą przez ESA. Po wyjściu z analizatora znany jest ich stosunek E/Q, proporcjonalny do zmienianego krokowo napięcia odchylającego.  Następnie są one przyspieszone przez stałe napięcie. Potem wchodzą do sekcji TOF. Przechodzą tutaj przez bardzo cienką folię węglową.  Powstające na jej elektrony uderzają w detektor START będący płytą mikrokanałową (Microchannel Plate - MCP). Po przebyciu znanej odległości cząstki uderzają w detektor MCP STOP. Możliwość rejestracji pozycji za pomocą anody pasmowej detektora START pozwala na określenie kąta przybycia cząstki. Wartość stosunku masy do ładunku (M/Q) danego jonu jest wyprowadzana ze znanego E/Q oraz czasu przelotu. Dane te pozwalają na zrekonstruowanie rozkładu jonów o różnych wartościach M/Q. W nominalnym trybie skanowania system ESA pokrywa cały zakres E/Q w 64 logarytmicznie rozmieszczonych krokach, co zajmuje 65 sekund. Ponadto może tez pracować w trybie szybkim ("rozbłyskowym"), w którym ściśle sprecyzowane kroki są przeprowadzane w czasie 2 sekund.

System ESA działa zarówno jak pułapka dla fotonów UV jak i filtr E/Q. Pozwala na przejście tylko jonów w określonym przedziale stosunku energii do ładunku, definiowanym przez  napięcie zmieniane korkowo w zakresie 0 - 8 kV. Jony wchodzą przez mały pierścieniowy otwór wejściowy. W jego obrębie znajduje się 24 radialnych przestrzeni przez które jony muszą przejść. Szczeliny te ograniczają zarówno pozycje jak i wektory szybkości jonów do małego pasma wzdłuż osi symetrii ESA, eliminując jony które mogłyby krążyć po spirali wewnątrz cylindryczne symetrycznego analizatora. Następnie jony przechodzą przez region w którym ich trajektorie są odginane przez pole elektrostatyczne wytworzone pomiędzy dodatnio naładowaną płytą zewnętrzną a uziemionym cylindrem wewnętrznym. Potem przechodzą przez kolimator. Jego szczeliny są utworzone w powierzchni małych kolistych łuków. Jest on równoległy do osi symetrii ESA tak, że jony nie lecące równolegle do tej osi są usuwane. Rozdzielczość E/Q i czynnik geometryczny ESA są określone przez zakres kątów akceptowanych przez kolimator, obszar jego szczelin, oraz wielkość otworu wejściowego ESA. Po przejściu jonów przez pierwszy region odchylający oraz pierwszy kolimator rola ESA jako filtra E/Q jest zakończona. Jednak atenuacja promieniowania UV nie jest tutaj zadowalająca. Dlatego też jony przechodzą przez drugi region odchylający w kształcie klepsydry  a następnie przez drugi kolimator. Potem są dodatkowo przyspieszane przez spadek potencjału o -15 kV i wchodzą do sekcji TOF. Zwiększenie ich energii pozwala jonom o najmniejsze energii na przejście przez folię węglową i zmniejsza rozrzut energii wszystkich jonów.

W systemie TOF szybkość jonów jest określana na podstawie czasu ich przelotu pomiędzy folią węglową a detektorem MCP STOP, rozdzielonych dystansem około 7 centymetrów. Jon trafiając w folię traci niewielką część swojej energii (e), jest nieznacznie rozpraszany i wychodzi z niej jako atom neutralny albo jon z pojedynczym ładunkiem. Na skutek wewnętrznego rozpraszania jonów emitowane są wtórne elektrony. Elektrony te są odbijane przez równolegle ustawione druty na MCP START, gdzie wytwarzają sygnał START. Po wyjściu z folii jony przelatują przez komórkę TOF i uderzają w MCP STOP wytwarzając sygnał STOP. Czas pomiędzy sygnałem START i STOP jest mierzony przez elektronikę. Czas przelotu jest znany po korekcie czasu przejścia elektronów z folii na MCP START, wynoszącym zwykle 5 ns i zależącym od potencjału w obrębie systemu TOF. Czas przelotu jest mierzony w zakresie 50 - 500 ns.

Poza filtrowaniem E/Q i pomiarami TOF FIPS wykonuje pomiary kierunku nadejścia jonów. W obrębie cylindrycznie symetrycznego ESA trajektoria jonów jest odginana ku jego osi. Kąt azymutalny nie jest jednak zmieniany. Im kąt polarny (pomiędzy kierunkiem lotu jonu a osią ESA) jest większy, tym odleglejsza jest jego pozycja radialna przejścia przez kolimator. System TOF ma na przekroju kształt kolisty z osią symetrii przebiegającą tak samo jak oś ESA. Jony po przejściu przez ESA poruszają się równolegle do tej osi, więc pozycje ich uderzenia w w folię węglowa są takie same jak pozycje przejścia przez kolimator. Optyka elektronowa TOF (równoległe druty) pozwala na rzutowanie pozycji wybitych wtórnych elektronów docierających do detektora START w podstacji obrazu lustrzanego. Anody z tyłu MCP pozwalają na wykrywanie pozycji uderzenia elektronów wychodzących z MCP, tak więc możliwa jest rekonstrukcja rozkładu kątowego jonów.

Elektronika FIPS składa się z pięciu płyt zintegrowanych razem z innymi komponentami sensora. Płyta elektroniki cyfrowej zawiera szybki wzmacniacz impulsów, dyskryminatory czasowe oraz konwerter "czas - dane cyfrowe" pozwalający na pomiar czasu przelotu jonu w TOF. Ponadto zawiera interfejsy oraz układ FPGA (Field-Programmable Gate Array) kontrolujący pracę urządzenia. Płyta elektroniki analogowej zawiera trzy kanały elektroniki kształtującej pulsy pozwalające na pomiary pozycji na elektrodach MCP START. Pojedynczy konwerter analogowo - cyfrowy sprzężony z multiplekserem pozwala na ucyfrawianie amplitudy tych impulsów oraz na zbieranie danych inżynieryjnych. Precyzyjny konwerter cyfrowo - analogowy pozwala na dostarczanie odpowiednich woltaży odchylających jony. Płyta zasilacza wysokiego napięcia pozwala na dostarczanie zasilania do ESA. Woltaże wyjściowe znajdują się w przedziale od +35 V do +15 kV. Zasilacz pozwala na ich gwałtowne zmienianie pomiędzy poszczególnymi krokami. Płyta zasilacza systemu przyspieszającego dostarcza woltażu  -15 kV przyspieszającego jony przed wejściem do systemu TOF. Płyta zasilacza MCP dostarcza napięcia do obu detektorów MCP. Dla każdego może dostarczać kilku różnych napięć, przy czym najwyższe to -3.6 kV.

[Scorus]

EPPS: EPS

System EPS służy do wykonywania pomiarów spektrum energii, identyfikacji, oraz uzyskiwania rozkładu jonów (H, He, CNO, Fe) i elektronów w funkcji energii i - kąta toru lotu. Jest to spektrometr energii i czasu przelotu cząstki (Energy by Time-of-Flight Spectrometer - ExTOF). Pracuje w ogólnym przedziale energetycznym od 15 keV/nukleon do 3 MeV/nukleon (H, He, CNO, Fe) dla jonów, oraz od 15 keV do 1 MeV dla elektronów. Protony są mierzone  w zakresie 25 keV - 3 MeV, cząstki alfa w zakresie  35 keV - 3 MeV, jony CNO w zakresie 70 keV - 3 MeV, a jony żelaza - 120 keV - 3 MeV. Pole widzenia ma wymiary 160 x 12 stopni. Czas integracji jest w pełni programowalny. Instrument ten został opracowany w ramach grantu NASA Planetary Instrument Definition and Development (PIDDP) jako sensor o małej masie i niskim poborze energii do pomiarów cząstek energetycznych, w tym jonów przyspieszonych w pobliżu planet lub komet.

W skład EPS wchodzi system pomiarów energii (Energy Subsystem); system pomiarów czasu przelotu cząstki (Time-of-Flight Subsystem - TOF); oraz zasilacz wysokiego napięcia (High-Voltage/Bias Subsystem - HV). Uzupełnia go system obróbki danych (Digital Processing Subsystem) współdzielony z sensorem FIPS. Składa się z trzech płyt elektroniki. Obejmuje on wspólny zasilacz niskiego napięcia (Low-Voltage Power Supply - LVPS), wspólny procesor zdarzeń (Event Processing Unit - EPU) RTX2010, oraz wspólny układ FPGA (Field Programmable Gate Array). Układy LVPS i EPU są podobne do analogicznych systemów zastosowanych w innych instrumentach sondy. Elektronika cyfrowa oraz oprogramowanie zostały opracowane specjalnie na potrzeby EPS.

Otwór wejściowy urządzenia jest osłonięty osłoną ochronną. Chroni ona folie sensorów przez uszkodzeniami akustycznymi oraz zanieczyszczeniami w czasie startu. Jest odsuwana przez układy pirotechniczne. Za nią znajduje się półkolisty kolimator złożony z czterech płyt z których każda zawiera serię otworów. Taki typ kolimatora jest konieczny dla urządzenia mierzącego zarówno jony i jak i elektrony ponieważ wyłapuje elektrony rozproszone na ścianach kolimatora zmniejszając niepewności w pomiarach kąta toru lotu elektronów. Następnie cząstki przechodzą do komory zawierającej detektory systemu pomiarów energii i elementy układu TOF.

System pomiarów energii składa się z 24 detektorów półprzewodnikowych (Solid-State Detector - SSD) zamontowanych na 6 oddzielnych płytach podstawowych. Każdy taki substrat zawiera detektor w postaci kryształu krzemu o grubości 500 μm podzielonego na cztery niezależne obszary detekcyjne. Całościowa wielkość takiej powierzchni 4 pikseli to 15 x 7 mm. Dwa piksele z lewej strony każdego zestawu są osłonięte cienkimi (50 nm) oknami i służą do detekcji jonów. Piksele z prawej strony są pokryte cienką (1 μm) warstwą aluminium i służą do detekcji elektronów. Zarówno dla jonów jak i elektronów zastosowano dwie wielkości pikseli. W obu przypadkach piksele większe mają powierzchnię 40 milimetrów kwadratowych i służą do pomiarów z wysoką czułością. Piksele mniejsze mają powierzchnię 2 milimetrów kwadratowych i służą do pomiarów z wysokimi szybkościami. Obszar aktywny większego piksela jest więc około 20 razy większy od obszaru piksela mniejszego. Elektronika pozwala na wybieranie dużego lub małego piksela i dostosowywanie w ten sposób zakresu dynamicznego pracy urządzenia. W czasie występowania wysokiej gęstości cząstek wybierane są piksele małe, a w okresach spokojnych - piksele duże. W okresach spokojnych piksele duże również mogą być stosowane w celu poprawienia czynnika geometrycznego.

Sześć zestawów detektorów mierzących energie cząstek zainstalowano na ścianach komory TOF, na jej obwodzie, zaraz za folią STOP. Cząstki które przeszły przez szczelinę wejściową oraz folię STOP uderzają w jeden z detektorów oddając mu część energii. Detektor o grubości 500 μm całkowicie zatrzymuje protony o energiach 9 MeV i elektrony o energiach 440 keV. Elektrony o energiach do 850 keV również są zatrzymywane, ale ze zmniejszoną wydajnością. Detektory współdzielą wspólny system dostarczający ujemny, programowalny woltaż przykładany do ich strony wejściowej. Typowe napięcie operacyjne wynosi -180 V. Każdy detektor posiada własny opornik. Jeśli na jednym z detektorów dojdzie do spięcia, system zasilający zredukuje napięcie o około połowę, co nadal wystarczy do obsługi większości detektorów i pracy przy akceptowalnym niskoszumowym progu detekcji.

Detektory wyposażone w cienkie okna rejestrują zarówno jony jak i elektrony, ale pozwalają na nich odróżnienie dzięki pomiarom jednoczesnym z pomiarami systemu TOF. Ponieważ elektrony nie wchodzą do TOF, sygnał powstający przy uderzeniu elektronu w detektor jest odrzucany przez elektronikę obróbki zdarzeń. Ponieważ efektywność pobudzania TOF przez protony jest niewielka, wiele z nich również jest odrzucana. Warstwa aluminium na detektorach elektronów pozwala na zatrzymanie protonów o energiach do 110 keV. Dzięki temu zapobiegają one pobudzaniu detektora przez większość protonów w magnetosferze Merkurego. Protony o energiach powyżej 110 keV pobudzają detektor, ale elektronika obróbki zdarzeń sprawdza, czy powstaje przy tym również sygnał START i STOP w TOF. Jeśli sygnały te powstają, wtedy sygnał z SSD jest odrzucany, ponieważ nie pochodzi od elektronu. Protony które nie wytworzyły sygnału START lub STOP mogą być pomylone z elektronami. W takim wypadku dane z detektorów jonów służą do oceny stopnia zanieczyszczenia pomiarów elektronów przez protony.

System pomiaru energii posiada sześć kanałów elektroniki dla obróbki danych z detektorów jonów i sześć takich kanałów dla detektorów elektronów. W zależności od komend z Ziemi do łańcucha włączane są małe lub durze piksele. Jest możliwe używanie jednocześnie dużych pikseli dla elektronów i małych dla jonów oraz odwrotnie. Każdy z łańcuchów składa się ze wzmacniacza ładunku Amptek oraz unipolarnego wzmacniacza kształtującego.

System TOF obejmuje komorę TOF, powierzchnie anod oraz elektronikę. Napięcia dostarcza do niego oddzielny zasilacz wysokiego napięcia. Komora TOF ma kształt płaskiego cylindra o średnicy około 10 cm. W jej obrębie znajduje się przednia folia wejściowa (folia START), tylna folia wyjściowa (folia STOP), powierzchnie odchylające elektrony wtórne, oraz detektory START i STOP w postaci płyt mikrokanałowych (Microchannel Plate - MCP) tworzących jeden stos. Tor lotu jonów ma długość około 6 cm. Jony przechodzące przez folie produkują wtórne elektrony. Są one kierowane na detektory MCP gdzie wytwarzają sygnały START i STOP. Ponadto folie filtrują promieniowanie UV które byłoby źródłem tła w pomiarach detektorów SSD i MCP. Folia przednia składa się z poliamidu pokrytego warstwami aluminium z obu stron. Substrat poliamidowy jest podpierany przez siatkę ze stali nierdzewnej o gęstości 40 drutów na cal. Pochodzące z tej folii elektrony wtórne wytwarzają sygnał START. Folia tylna ma podobną konstrukcję, ale jest pokryta palladem a nie aluminium. Produkowane w niej elektrony wytwarzają sygnał STOP.

Optyka elektrostatyczna systemu TOF jest złożona z soczewki skupiającej umieszczonej wzdłuż obwody komory TOF, pod folią okrążającą komorę. Soczewka ta zbiera i przyspiesza niskoenergetyczne elektrony ku środkowi komory.  W środku komory tory elektronów są odginane przez stożek odginający, formując 90-stopniową wiązkę padającą na detektory MCP. Każdy z dwóch detektorów MCP posiada powierzchnię aktywną o wielkości 40 mm. Posiadają pory o szerokości 10 μm. Stosunek ich długości do średnicy to 60 do 1. Pracują przy napięciu 2 000 - 2 400 V z zyskiem około 5x10^6 przy  2 200 V. Za detektorami znajdują się anody zbierające wychodzące z nich elektrony. Ponieważ dla sygnału START i STOP używany jest pojedynczy stos MCP konieczne było podzielenie anod. Zestaw sześciu anod umieszczonych wzdłuż części obwodu stosu MCP bliższej folii przedniej odbiera elektrony tworzące sygnał START. Pojedyncza anoda w kształcie łuku umieszczona wzdłuż obwodu stosu bliższego folii STOP odbiera elektrony tworzące sygnał STOP. Podzielenie zestawu anod START pozwala na określenie kąta nadejścia cząstki.

Sygnały z pojedynczej anody STOP oraz sześciu anod START są przesyłane do płyty elektroniki TOF za pośrednictwem kabli. Sześć sygnałów START przechodzi najpierw przez rozdzielacze 6 Om. Jeden z sygnałów wyjściowych z rozdzielaczy jest dostarczany bezpośrednio do wzmacniacza ładunku i dyskryminatora. Jeśli jest on wyższy od zadanego progu detekcji stanowi stwierdzenie, że w jeden z sześćiu zespołów detekcyjnych uderzyła cząstka. Inny sygnał jest wysyłany do kombinatora RF produkującego pojedynczy sygnał START, który jest wzmacniany i przesyłany do dyskryminatora CFD (Constant Fraction Discriminator). Sygnał STOP również przechodzi przez rozdzielacz 6 Om. Jeden z jego sygnałów wyjściowych jest wzmacniany i przesyłany do dwóch dyskryminatorów. Ich próg jest dobrany tak, że na podstawie wielkości impulsu z MCP możliwa jest przybliżona identyfikacja jonu. Inny sygnał z rozdzielacza jest wzmacniany i przesyłany do CFD. Chip TOF opracowany przez Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (APL) przyjmuje sygnały START i STOP z CFD i produkuje sygnał cyfrowy reprezentujący okres czasu pomiędzy oboma sygnałami.

Zasilacz wysokiego napięcia EPS znajduje się na wspólnej płycie obwodów. Dostarcza on wysokiego napięcia do deflektorów elektronów oraz detektorów MCP. Ma on cztery wyjścia: -2 900 V dla stożka odchylającego kierującego elektrony na MCP, -2 600 V dla folii przedniej i tylnej, -2 100 V dla przedniej strony MCP i -100 V dla strony tylnej MCP. Wraz ze spadkiem zysku MCP w czasie misji konieczne będzie podwyższenie napięcia, do maksymalnie  2 600 V. Woltaż na pierwszych dwóch wyjściach jest regulowany przez diody Zener tak, że napięcie na drugim wyjściu jest zawsze wyższe od woltażu na przedzie MCP o 500 V, a na wyjściu pierwszym o 800 V. Wysokie napięcie jest dostarczane przez standardowy transformer oraz powielacz Cockrofta-Waltona. W celu całościowego opróżnienia detektorów SSD wymaga około −180 V. Zasilacz może dostarczyć do nich napięcia do −240 V. Jest ono w pełni programowane w zakresie od -6 do -240 V w odstępach 1V. dzięki zastosowaniu osobnego opornika dla każdego detektora poszczególne detektory są izolowane od siebie. W przypadku spięcia na jednym z nich pozostałe nie zostaną uszkodzone. Napięcie to jest dostarczane za pomocą powielacza Cockrofta-Waltona, ale na miejscu transformera zastosowano induktor rezonacyjny. Jest on obsługiwany przez tranzystor używający zegara dostarczanego przez FPGA. Systemy zasilające MCP i deflektory oraz systemy obsługujące SSD mają własne obwody mierzące napięcia i ładunki. W przypadku systemu dla SSD napięcie nie jest mierzone bezpośrednio. Mierzona jest moc i ładunek. Parametry są odczytywane 1000 razy na sekundę i kierowane do oprogramowania. Następnie są przesyłane do systemu telemetrycznego. Ponadto FPGA porównuje odczyty napięcia z zaprogramowanym progiem i wyłącza zasilacz przy jego przekroczeniu.

System obróbki cyfrowej EPS jest odpowiedzialny za funkcje związane z komendami i kontrolą pracy urządzenia. Posiada interfejsy ze wszystkimi podsystemami, w tym z komponentami FIPS i EPU. Jest oparty na dwóch układach FPGA Actel SX72 (zabezpieczonych przed promieniowaniem) z zewnętrznymi pamięciami. System ten akceptuje i wykonuje polecenia z programowania. Ponadto stanowi interfejs dla FIPS. FPIS jest z nim połączony za pomocą pojedynczego kabla 32-szpilkowego zawierającego linie zasilania oraz przesyłu danych i komend. Wszystkie komendy dla operacji FIPS są przesyłane za pomocą obwodu I2P (Inter-Integrated Circuit). Ponadto odczytuje on dane inżynieryjne z FIPS. Szybki niskonapięciowy interfejs różnicowy pozwala na przesyłanie do 20 000 pakietów danych na sekundę. Są one gromadzone w buforze FIFO (First In, First Out), gdzie oprogramowanie ma do nich bezpośredni dostęp. Elektronika cyfrowa wykonuje też wszystkie zadania związane z pomiarami EPS.

Wszystkie komponenty EPS (kolimator, komora TOF, zespoły detektorów SSD) zostały zainstalowane na pojedynczej strukturze mechanicznej. Jest do niej przymocowany radiator. W czasie pracy temperatura elektroniki musi znajdować się w przedziale od -35°C do +35°C. W czasie wyłączenia może mieć temperaturę od -45°C do +45°C. Temperatura SSD musi znajdować się poniżej -5°C na wszystkich częściach orbity za wyjątkiem punktu przysłonecznego. Kontroli temperatur w tym zakresie nie mógł zapewnić statek kosmiczny, dlatego też urządzenie jest od niego odizolowanie termicznie i posiada własny system kontroli temperatury. Jest on złożony z radiatora wykonanego ze złota pokrytego teflonem oraz grzejników kontrolowanych przez termostaty. Radiator jest skierowany w stronę zenitu, co zmniejsza przyjmowanie ciepła pochodzącego z powierzchni planety. Pozostałe części urządzenia za wyjątkiem otworu wejściowego są pokryte izolacją wielowarstwową.

[Scorus]

MAG
Magnetometr sondy MESSENGER służy do pomiarów pola magnetycznego w każdym punkcie orbity sondy. Jego głównym celem naukowym jest określenie struktury pola magnetycznego Merkurego i jego oddziaływań z wiatrem słonecznym. Instrument pozwala na scharakteryzowanie pola magnetycznego generowanego we wnętrzu planety; scharakteryzowanie pola powstającego na skutek oddziaływań z plazmą wiatru słonecznego; oraz na zbadanie granic w magnetosferze i występujących w niej prądów i fal plazmowych. Dane te, wraz z pomiarami cząstek naładowanych z instrumentu EPPS pozwalają na badania burz magnetycznych oraz rekonekcji w magnetosferze.

W przypadku badań wewnętrznego pola magnetycznego instrument pozwoli na lepsze scharakteryzowanie jego momentu dipolowego. Badania pola indukowanego pozwolą na skorygowanie pomiarów pola wewnętrznego. Ponadto będą niezbędne do poznania procesów indukowania pola ma Merkurym, przyspieszania cząstek, uwolnień energii typu substorm i rekonekcji w magnetosferze. Do innych celów badawczych związanych z magnetosferą należą: badania oddziaływań fal plazmowych z cząstkami; badania dynamiki ogona magnetosfery, w tym uwolnień energii typu substorm; określenie struktury i dynamiki magnetopauzy w warunkach silnych oddziaływań z wiatrem słonecznym; oraz scharakteryzowanie prądów płynących wzdłuż linii pola magnetycznego i łączących powierzchnie planety z magnetosferą.

Instrument MAG jest trójosiowym magnetometrem transduktorowym. Jego konstrukcja opiera się na doświadczeniach zebranych podczas 50 lat misji kosmicznych. W szczególności zastosowano w nim rozwiania użyte w takich misiach jak AMPTE/CCE (Active Magnetosphere Particle Tracers Explorers/Charge Composition Explorer), UARS (Upper Atmospheric Research Satellite), ACE (Advanced Composition Explorer ) i NEAR. Instrument charakteryzuje się masą całkowitą 4.9 kg i poborem mocy na poziomie 4.2 W. Został umieszczony na wysięgniku o długości 3.6 metra. Jest on zlokalizowany na jednej ze struktur w kształcie podwójnej litery H obejmującej jeden ze zbiorników paliwa, niedaleko sensorów systemu EPPS. W czasie badań Merkurego wysięgnik wskazuje kierunek przeciwny do Słońca. Sam magnetometr składa się z sensora oraz jednostki elektroniki.

Pomiary na orbicie planety są prowadzone w zakresie dynamicznym +/- 1 530 nT z rozdzielczością 0.047 nT. Do kalibracji naziemnej posłużył zakres +/-51 300 nT (rozdzielczość 1.56 nT). Dane są ucyfrawiane do 16 bitów. Częstotliwość próbkowania może być zmieniana pomiędzy  0.01, 0.1, 1, 10, 20, lub  40 Hz. Pomiary mogą być wykonywane w odstępach pomiędzy 0.025 a 1 s.

[Scorus]

Sensor instrumentu ma wymiary 8.1 x 4.8 x 4.6 cm i masę 184 g. Składa się z trzech ustawionych prostopadle do siebie rdzeni transduktorowych w formie pierścieni. Niewielkie odchylenia od dokładnego ustawienia prostopadłego wynikające ze sposobu ich montażu mechanicznego są korygowane w czasie obróbki danych na podstawie informacji zebranych w trakcie kalibracji naziemnej. W celu zapewnienia normalnych warunków temperaturowych bezpośrednio pod sensorem zainstalowano stożkową osłonę przeciwsłoneczną. Sensor nie nagrzewa się do temperatury większej od +20°C w czasie przejścia przez perycentrum orbity, ponieważ przez większą cześć czasu obiegu znajduje się w kompletnym ocienieniu i jego temperatura wynosi około -40°C. Do temperatury +20°C musiałby nagrzewać się kilka godzin. Systemy najbardziej wrażliwe na temperaturę mogą pracować przy -55°C. Zastosowany grzejnik pozwala na pracę w temperaturze od -15°C do -40°C. Pobór mocy grzejnika wynosi nominalnie 0.93 W (maksymalnie 2 W). W celu uniknięcia wprowadzania zakłócającego pola magnetycznego zasilanie jest dostarczane do grzejnika poprzez transformer pracujący przy częstotliwości  54 kHz. Stabilność zysku sensora jest zagwarantowana dzięki wykonaniu rdzeni z materiałów dobrze scharakteryzowanych w innych misjach kosmicznych, np Voyager. Zmiana zysku jest mniejsza od 0.25% w zakresie temperatur od -40°C do +50°C.

Wysięgnik sensora jest złożony z dwóch sekcji w postaci rurek wykonanych z kompozytu węglowego. Są one połączone za pomocą zawiasów przesuwanych przez sprężyny. Jeden z zawiasów znajduje się przy korpusie statku a drugi - w środku długości wysięgnika. Wszystkie komponenty, w tym zawiasy, sprężyny, szpile blokujące i tłumik nie magnesują się. Tłumi rozprasza energię kinetyczną uwalnianą podczas rozkładania wysięgnika. Szpile blokujące zabezpieczają zawiasy po rozłożeniu wysięgnika. Kabel łączący sensor z elektroniką przebiega we wnętrzu wysięgnika. Całość jest pokryta izolacją wielowarstwową. Całkowita masa wysięgnika wynosi 2.66 kg a masa kabla - 408 g.

Jednostka elektroniki instrumentu ma wymiary 13.0 x 10.4 x 8.6 cm i masę 835 g. Znajduje się w obudowie z aluminium o ścianach grubości 2 mm. Może przyjąć całkowitą dawkę promieniowania na poziomie 20 kRad. W skład elektroniki wchodzą obwody obsługujące sensor i obrabiające sygnał, logika kontrolna konwersji analogowo - cyfrowej, jednostka obróbki zdarzeń (Event Processing Unit - EPU), pamięć, konwerter zasilania, kontroler grzejnika sensora, oraz interfejs z jednostką obróbki danych (Data Processing Unit - DPU) obsługującą instrumenty sondy. Poszczególne komponenty elektroniczne znajdują się na czterech płytach o wymiarach 4 x 4 cale zintegrowanych z ramą wewnątrz obudowy. Jedna z płyt zawiera komponenty elektroniki analogowej sensora oraz wzmacniacze. Druga zawiera trzy konwertery analogowo - cyfrowe dla każdego rdzenia oraz elektronikę cyfrą kontrolującą konwersję analogowo - cyfrową. Na trzeciej znajduje się EPU oraz interfejs z DPU. Na czwartej znajduje się zasilacz niskiego napięcia (Low-Voltage Power Supply - LVPS) wraz z kanałami konwersji analogowo - cyfrowej o niskiej rozdzielczości dla danych charakteryzujących pracę instrumentu. LVPS dostarcza zasalanie do EPU i pozostałej elektroniki instrumentu, co jest kontrolowane przez elektronikę statku kosmicznego. Ponadto w obrębie jednostki elektroniki znajduje się piąta płyta odizolowana od pozostałych, obsługująca grzejnik sensora. Jest ona obsługiwana przez procesor statku kosmicznego a nie przez DPU, co gwarantuje włączenie grzejnika w okresie gdy instrument jest wyłączony. System EPU jest połączony z LVPS za pomocą obwodu I2C (Inter-Integrated Circuit) co pozwala na zbieranie danych dotyczących temperatury sensora, temperatury elektroniki i ładunku wejściowego sensora razem z trzema redundancyjnymi kanałami próbkującymi pole magnetyczne z rozdzielczością 14-bitową.

Instrument ostał opracowany przez Goddard Space Flight Center (GSFC) i Johns Hopkins University Applied Physics Laboratory (JHU/APL).

[Scorus]

MASCS
Spektrometr do badań składu atmosfery i powierzchni Merkurego jest instrumentem pozwalającym na wykonywanie pomiarów spektrometrycznych w zakresie ultrafioletu, światła widzialnego, oraz bliskiej podczerwieni. Pozwala on na uzyskiwanie spektrogramów powierzchni w świetle odbitym i tym samym na badania składu mineralnego z rozdzielczością przestrzenną około 5 km. Ponadto pozwala na wykonywanie profili zwartości znanych pierwiastków w egzosferze w funkcji wysokości w celu poznania składu i struktury egzosfery oraz na poszukiwania nie wykrytych jeszcze pierwiastków. Do podstawowych celów naukowych związanych z badania egzosfery zaliczają się: badania jej składu, struktury i zmian w czasie; określenie procesów odpowiedzialnych za wytwarzanie i utrzymanie egzosfery; określenie relacji pomiędzy składem egzosfery i składem powierzchni; oraz stwierdzenie, czy osady w kraterach polarnych mają charakter lotny i czy wpływają na procesy zachodzące w obrębie egzosfery. Do celów naukowych związanych z badania geologii i historii Merkurego zaliczają się: określenie mineralogii powierzchni i jej różnic pomiędzy różnymi jednostkami geologicznymi; oraz określenie tempa zmian powierzchni związanych z pogodą kosmiczną i kraterowaniem, w tym określenie znacznie tych procesów przy interpretacji danych spektralnych.

W przypadku badań składu i struktury egzosfery instrument pozwala na: uzyskanie profili zawartości znanych pierwiastków (H, O, Na, Ca i K) z rozdzielczością pionową porównywalna z  wysokością egzosfery (25 - 50 km) i rozdzielczością poziomą (wzdłuż szerokości i długości geograficznej) 10 - 20 stopni; oraz na czułe poszukiwania przewidywanych, ale jeszcze nie wykrytych substancji (Si, Al, Mg, Fe, S, OH). Do badań tych szczególnie przydatny jest spektrometr ultrafioletu UVVS (patrz dalej), ponieważ pokrywa szeroki zakres spektralny (115 - 600 nm), posiada średnią rozdzielczość spektralną (0.6 nm) i wysoką czułość (próg detekcji ok. 100 Rayleighów). Pozwala tym samym na dokładnie scharakteryzowanie składu egzosfery oraz na określenie rozkładu pionowego i poziomego najpospolitszych pierwiastków. Dane te są podstawą do określenia procesów zachodzących w egzosferze, badań związków pomiędzy egzosferą a powierzchnią, oraz badań oddziaływań w układzie powierzchnia - egzosfera - magnetosfera.

Dla badań mechanizmów tworzenia i utarty egzosfery UVVS dostarczy danych pozwalających na scharakteryzowanie procesów zachodzących w jej obrębie. Rozkład sodu i innych pierwiastków dających silne linie emisyjne pozwoli na określenie procesów odpowiedzialnych za ich wprowadzanie do egzosfery. Po określeniu oddziaływań z powierzchnią głównych pierwiastków możliwe będzie odpowiednie zinterpretowanie danych na temat składu egzosfery i zidentyfikowanie dominujących procesów generujących ją. Skorelowanie danych z UVVS z danymi z EPPS i MAG będzie dodatkowym narzędziem do badań tych procesów. Pole magnetyczne kontroluje emisję jonów wybijanych z powierzchni oraz efektywność utarty jonów tworzonych na skutek fotojonizacji w obrębie magnetosfery. Przy skorelowaniu lokalnych zmian w składzie egzosfery z miejscami precypitacji cząstek naładowanych na powierzchni można będzie określić wkład oddziaływań powierzchni z plazmą w generowanie egzosfery.  Ponadto możliwe będzie określenie wkładu odgazowywania skorupy oraz poszukiwania utworów powierzchniowych mogących być źródłami podwyższonej zawartości sodu i potasu w niektórych miejscach. Będzie to wymagało wyeliminowania innych możliwych źródeł nieregularności, wynikających głównie z oddziaływań z magnetosferą, wiatrem słonecznym oraz słonecznym promieniowaniem UV i EUV. Poza rejestracją gazów neutralnych UVVS może też rejestrować niektóre jony dające silne linie, np Ca+ i Mg+. W jego zakresie spektralnym znajdują się też silnie linie rezonansowe S+, Si+ i Al+. Pomiary zawartości atomów neutralnych w egzosferze oraz powstających z nich jonów w ogonie magnetosfery pozwolą na określenie tempa utraty jonów ze środowiska wokół planety.

Jeśli chodzi o relacje pomiędzy składem powierzchni i egzosfery instrument przyczyni się przede wszystkim do badan składu powierzchni. Po ilościowym scharakteryzowaniu źródeł i procesów prowadzących do utarty substancji w egzosferze oraz oddziaływań pomiędzy gazem a powierzchnią pomiary zawartości takich pierwiastków jak Ca, Mg, Al, Fe pozwolą na określenie ich relatywnej zawartości na powierzchni. Pomiary zawartości pierwiastków w egzosferze razem ze spektrogramami powierzchni, danymi z GRNS i obrazami multispektralnymi z MDIS pozwolą tym samym na skorelowanie składu egzosfery i powierzchni.

W przypadku badań osadów polarnych UVVS pozwala na poszukiwania pokładów lodu wodnego na podstawie pomiarów zawartości grupy OH powstającej podczas rozpadu cząsteczki wody. Woda powinna dostawać się do egzosfery na skutek odparowywania podczas zderzeń, odgazowywania i sublimacji. Następnie pod wpływem promieniowania UV jej cząsteczki powinny rozpadać się dając grupę hydroksylową. Podobne procesy powinny też dostarczać siarki, jeśli osady polarne są złożone z siarki pierwiastkowej.

W obszarze badań powierzchni ważnym zadaniem MASCS jest dokładne scharakteryzowanie spektralne płaskich równin. Określenie różnic w składzie mineralnym w obrębie oraz pomiędzy równinami pozwoli na zrozumienie ewolucji skorupy oraz składu płaszcza Merkurego. Ponadto dane tego typu pozwolą na określenie natury obszarów o wysokim albedo i kolorze spektralnie czerwonawym, wykrytych na dnie niektórych kraterów na podstawie zdjęć z Marinera 10.

Istotnym problemem w interpretacji danych spektralnych na temat powierzchni Merkurego jest silne działanie pogody kosmicznej powodującej aglutynację i zeszklenie materiału powierzchniowego. Aglutynacja powoduje przesunięcia środków linii spektralnych oraz stłumienie ich głębokości. Powoduje to trudności w identyfikacji pasm żelaza, zwłaszcza FeO przy koncentracji poniżej 10%. W celu określenia wpływu tych efektów instrument zbierze dużą ilość spektrogramów wyrzutów materii z młodych kraterów pochodzących z okresu kuiperiańskiego. Nawet jeśli skład starej powierzchni nie będzie mógł zostać określony, obserwacje słabo zmienionego materiału wyrzuconego z młodych kraterów będą próbką lokalnego składu skorupy.

Instrument MASCS został zainstalowany na panelu dolnym statku MESSENGER, na jego stronie która podczas badań Merkurego jest wycelowana w kierunku nadiru. Jest ulokowany wewnątrz łącznika z górnym stopniem rakiety, kolo MLA i MDIS. Oś jego teleskopu jest zgodna z osią +Z statku, a szczelina wejściowa spektrometru UV - z osią +-Y. Za wyjątkiem otworu wejściowego cały instrument jest otoczony izolacją wielowarstwową. System ten składa się z dwóch kanałów: spektrometru UV i światła widzialnego (Ultraviolet-Visible Spectrometer - UVVS); oraz spektrografu światła widzialnego i bliskiej podczerwieni (Visible-Infrared Spectrograph - VIRS). Światło do obu kanałów jest wprowadzane za pomocą wspólnego teleskopu. Konfiguracja teleskopu i UVVS jest prawie identyczna z konfiguracją instrumentu UVS (Ultraviolet Spectrometer) sondy Galileo. Jest on złożony z monochromatora postaci płaskiej siatki dyfrakcyjnej oraz detektorów w postaci trzech fotopowielaczy (Photomultiplier Tube - PMT) rejestrujących daleki ultarfiolet (Far Ultraviolet PMT - FUV-PMT, 115 - 190 nm), ultrafiolet środkowy (Medium Ultraviolet PMT - MUV-PMT, 160 - 320 nm), oraz światło widzialne (Visible Light PMT - VIS-PMT, 250 - 600 nm). Typowa rozdzielczość dla pomiarów w zakresie dalekiego ultrafioletu wynosi 0.3 nm. Dla środkowego ultrafioletu i światła widzialnego rozdzielczość jest zmienna, wynosi od 0.7 nm przy 200 nm do 0.45 nm przy 600 nm. Kanał ten jest zoptymalizowany do badań struktury i składu egzosfery oraz uzyskiwania spektrogramów powierzchni w zakresie spektralnym poniżej 300 nm. Pozwala na uzyskiwanie profili zawartości znanych pierwiastków (H, O, Na, K, Ca) w funkcji wysokości, na obserwacje w określonych długościach fal pozwalające na wykrycie substancji przewidywanych (Si, Al, Mg, Fe, S, OH), oraz na skanowanie spektralne w zakresie 115 - 600 nm pozywające na poszukiwania pierwiastków zupełnie nowych. Kanał VIRS mieści się w górnej części instrumentu i jest połączony z teleskopem za pomocą krótkiej wiązki światłowodowej. Znajduje się on poza ścieżką optyczną instrumentu, jego dodanie jest główną modyfikacją w stosunku do UVS sondy Galileo. Używa on wklęsłej siatki dyfrakcyjnej oraz dwóch detektorów w postaci liniowych macierzy fotodiod do rejestracji światła widzialnego (Visible Light - VIS) w zakresie 300 - 1 050 nm oraz bliskiej podczerwieni (Near-Infrared - NIR) w zakresie 850 - 1 450 nm. W obu przypadkach rozdzielczość wynosi 4.7 nm (rozproszenie 2.33 nm na piksel). Jest zoptymalizowany do uzyskiwania spektrogramów powierzchni. Teleskop jest chroniony przed zanieczyszczeniami przez kalpę wyposażoną w okno złożone z MgF2. Moduł elektroniki zawierający procesory kontrolujące konfigurację instrumentu, skanowanie spektralne UVVS i łączący instrument ze statkiem kosmicznym znajduje się z boku montażu UVVS. Oba kanały pozwalają na uzyskiwanie spektrogramów powierzchni w zakresie środkowego ultrafioletu, podczerwieni i światła widzialnego umożliwiających pomiary zawartości minerałów żelaza (cecha spektralna przy 1 μm), szkliw zawierających żelazo i tytan (cecha przy 340 nm), oraz żelaza rodzimego (silne pasmo przy 250 nm) z rozdzielczością przestrzenną 5 km lub lepszą. Masa instrumentu wynosi 3.1 kg, a pobór mocy - 6.7W. Urządzenie ma wymiary 195 x 205 x 310 mm.

Konstrukcja mechaniczna MASCS została zbudowana tak, ze stanowi jedną jednostkę. Na początku prac nad nim planowano zastosowanie kopii instrumentu UVS z osobno zamocowanym spektrometrem VIRS. Jednak zintegrowanie obu spektrometrów w jednej strukturze pozwoliło na zmniejszenie masy urządzenia. Obudowa posiada 5 ścian. Ściana boczna stanowi podstawę dla sekcji VIRS. Sekcja UVVS stanowi pojedynczy element umieszczony wewnątrz obudowy. Za wyjątkiem zwierciadła jest zamocowana na dnie obudowy, a jej komponenty są przyłączone do płyty prostopadłej do osi optycznej. Płyta ta jest równoległa do szczelin wejściowej i wyjściowej spektrometru, więc teleskop i PMT są zainstalowane na jej jednej stronie a mechanizm siatki dyfrakcyjnej - na drugiej. Zasilacz wysokiego napięcia jest zamontowany bezpośrednio nad zestawem PMT. Jego podstawa stanowi zamknięcie przedniej części instrumentu. Tylną część zamyka osobna płyta. Zwierciadło UVVS jest umieszczone na komórce wytworzonej w tylnej części obudowy. Podobnie jak w przypadku innych komponentów optycznych jest ono chronione przed wibracjami w czasie startu a pomocą twardych podkładów oraz sprężyn. Podstawa instrumentu jest przymocowana do statku kosmicznego za pomocą trzech mocowań. Mają one postać pofalowanych stopek złożonych z magnezu. Pofalowanie łagodzi współczynnik niedopasowania rozszerzalności cieplnej magnezu oraz materiału kompozytowego z którego wykonany jest panel struktury statku. Na każdej takiej stopce znajduje się tytanowy kapturek zapewniający odpowiednią sztywność w trackie startu. Pod każdą stopką znajduje się tytanowa podkładka minimalizująca przenikanie ciepła z panelu statku. Bezpośrednie mocowanie zapewniają szpile. Obudowa i większość innych elementów struktury mechanicznej instrumentów jest wykonana z magnezu w celu zmniejszenia masy urządzenia. Zwiększyło to koszty, ale pozwoliło na zmniejszenie masy o 0.4 kg w stosunku do aluminium, co jest dużą wartością dla instrumentu o masie 3.1 kg. Niektóre małe części są wykonane z aluminium. Użyto go tam, gdzie różnica w masie pomiędzy aluminium i magnezem jest niewielka. Powierzchnie magnezowe są niklowane w celu zabezpieczenia przed korozją i przewodnictwem. Większość powierzchni obudowy jest pomalowanych czarną farbą w celu poprawienia ich właściwości termicznych i optycznych.