W czasie orbitalnej fazy misji do nawigacji są używane głównie pomiary dopplerowskie i śledzenie za pomocą stacji DSN. Ponadto dokładności nawigacji zwiększa śledzenie optyczne utworów powierzchniowych (np kraterów), wykonywane za pomocą obrazów z instrumentu MDIS. Jest ono używane po manewrach dostosowujących parametry orbity oraz po manewrach usuwających nadmiar momentu pędu z kół reakcyjnych. Technika taka została po raz pierwszy zastosowana w trakcie misji NEAR.
W czasie misji nominalnej parametry orbity zmieniają się z powodu działania niewielkich sił - perturbacji grawitacyjnych ze strony Słońca, działania ciśnienia promieniowania słonecznego, działania promieniowania odbitego od powierzchni (efektu albedo), oraz efektów spowodowanych nieregularnościami pola grawitacyjnego planety. Przez okres 88 dni (jeden rok merkuriańkski) wysokości perycentrum zwiększa się do około 500 km. Ponadto perycentrum przesuwa się bardziej na północ (o około 12 stopni) i zwiększa się inklinacja orbity (o około 2 stopnie). Po tym okresie konieczne jest wykonanie dwóch manewrów silnikowych (Orbit Correction Maneuvers - OCMs) pozwalających na powrót na nominalną pod względem wielkości i kształtu orbitę roboczą. Manewry takie trzeba powtarzać co 88 dni. Do ich planowania używane są dane na temat wszystkich efektów zaburzających za wyjątkiem efektu albedo. Pierwsze uruchomienie silnika w parze manewrów tego typu powoduje przyspieszenie pojazdu w apocentrum, powodując redukcje wysokości perycentrum do 200 km. Okres obiegu jest redukowany o około 15 minut. Drugie uruchomienie silników wykonywane jest po pewnym czasie, co pozwala na określenie dokładnych parametrów pierwszego manewru OCM, określenie parametrów nowej orbity oraz zaplanowanie drugiego OCM z uwzględnieniem tych danych. Drugi OCM powoduje zwiększenie szybkości pojazdu w perycentrum. Dzięki temu kształt orbity jest modyfikowany tak, że okres obiegu wynosi ponownie nominalne 12 godzin. Ponieważ osłona przeciwsłoneczna musi chronić górną część statku przed bezpośrednim oświetleniem przez Słońce, okresy w których każdy manewr może zostać wykonany są ograniczone do kilku dni. W tym okresie Merkury znajduje się blisko punktu swojej orbity okołosłonecznej w którym został wykonany manewr MOI, w odległości 0.31 AU od Słońca. Linia łącząca węzły orbity sondy (punkty w których orbita przecina płaszczyznę równika Merkurego) jest wtedy prawie prostopadła do kierunku statek kosmiczny - Słońce.
Wątek: Kompendium wiedzy o sondzie MESSENGER (Przeczytany 1705 razy)