Download this file

PDS_VERSION_ID                    = PDS3
RECORD_TYPE                       = STREAM
LABEL_REVISION_NOTE               = "2007-04-05 LRO:scott   Original;
2007-11-16 GEO:slavney Reformatted;
2010-01-20 GEO:slavney Revised mission phase names; updated tense;
2010-01-29 GEO:slavney Revised Mini-RF personnel;
2010-02-19 GEO:slavney Revised mISSION_START_DATE;
2010-09-28 LRO:scott Revised mission phase dates; revised Mini-RF
status;
2010-10-15 LOLA:jha Added Radio Science description;
2012-09-24 LRO:scott Revised mISSION_DESC text sources, and Mini-RF
status and CONOPS description; updated Mission Phases to include
EXTENDED SCIENCE MISSION.
2014-10-20 LRO:morusiewicz Updated Mission Phases to include SECOND EXTENDED
SCIENCE MISSION.
2014-10-21 GEO:slavney Changed old Mission Phase descriptions to past tense.
2016-09-21 LRO:morusiewicz Updated Mission Phases to include THIRD EXTENDED
SCIENCE MISSION.
2017-09-08 LRO:morusiewicz Corrected typo in Header entry from 2016-09-21
no other changes made."


OBJECT                            = MISSION
  MISSION_NAME                    = "LUNAR RECONNAISSANCE ORBITER"

  OBJECT                          = MISSION_INFORMATION
    MISSION_START_DATE            = 2009-06-18
    MISSION_STOP_DATE             = NULL
    MISSION_ALIAS_NAME            = "LRO"
    MISSION_DESC                  = "

    The majority of the text in this file was extracted and/or modified
    from:
 
    1. Lunar Reconnaissance Orbiter Project Mission Concept of Operations,
    R. Saylor, 431-OPS-000042, 2006. [SAYLOR2006A]
 
    2. Lunar Reconnaissance Orbiter Project Mission Design Handbook, R.
    Saylor, 431-HDBK-000486, 2006. [SAYLOR2006B]
 
    3. Exploration and Science, presentation from LOLA Delta-PDR held on
    October 6, 2005
 
    4. Theory of LEND Science and Observations, presentation from LEND PDR
    held  on September 21-23, 2005
 
    5. Investigation Overview, presentation from LROC PDR held on September
    8, 2005.
 
    6. The Lunar Reconnaissance Orbiter: Plans for the Extended Science Phase,
    R. Vondrak et al, poster session, 43rd Lunar and Planetary Conference,
    March 22, 2012.
 
    7. Bistatic Radar Observations of the Moon Using The Arecibo Observatory &
    Mini-RF Instrument on LRO, D.B.J. Bussey et al, presentation, 43rd Lunar
    and Planetary Conference, March 20, 2012.
 
    LRO was launched on June 18, 2009 on an Evolved Expendable Launch Vehicle
    (EELV). The EELV inserted the orbiter into a direct trajectory to the
    Moon. The orbiter used the on-board propulsion system to enter
    into lunar orbit. After orbiter commissioning, the orbiter entered
    the nominal mission orbit of 50 km. LRO will perform routine measurement
    operations for one year. After one year, LRO may continue operations as
    part of an extended mission operations phase. The duration of extended
    mission is dependent on the orbit. After LRO uses all of the onboard
    fuel, LRO's orbit will degrade and eventually impact the surface of the
    Moon.
 
    The orbiter carried a secondary payload, the Lunar Crater Observation
    and Sensing Satellite (LCROSS), which operated as a separate mission to
    observe the impact of a spent Centaur rocket released over the Moon's
    south pole. (Data from the LCROSS mission are archived separately in
    PDS.)
 
    Once LRO was in the final mission orbit, the six instruments began
    to collect measurement data for the mission.  A technology
    demonstration instrument, the Miniature-Radio Frequency (Mini-RF)
    instrument, also collected data during the nominal mission. At the start
    of the science mission, the status of Mini-RF was changed from
    technology demonstration instrument to science instrument. Mini-RF ceased
    acquiring monostatic radar data in December 2010 due to transmitter
    failure and in 2011 began acquiring bistatic radar measurements.
 
    Radio Science on LRO, while not a formal investigation, includes the
    S-band communication and tracking system, the spacecraft timing system,
    as well as Laser Ranging, a technology demonstration component.  Data
    are collected using various elements of the Mission Operations Center
    and the LOLA SOC.  While the primary function of the radio subsystem is
    to support commanding, telemetry and tracking, the data are also
    scientifically useful.  Range and Doppler data from S-band tracking at
    a worldwide station network aids in refining lunar gravity models as
    well as positioning the spacecraft.  Laser ranging data, which improve
    the precision of orbit determination, in turn improve the accuracy of
    topographic measurement.
 
    A description of the LRO instruments follows:
 
    1. Cosmic Ray Telescope for Effects of Radiation (CRaTER): Harlan Spence
    leads the CRaTER measurement investigation from Boston University (BU).
    The CRaTER instrument measures cosmic ray sources from two different
    directions (looking nadir and zenith). The instrument telescope contains
    a series of five detectors spaced apart that measure the different
    cosmic rays. CRaTER measurement goals are to:
 
    a. Measure and characterize the deep space radiation environment and
       spectra of galactic and solar cosmic rays.
    b. Characterize the biological impacts from the radiation environment.
 
    CRaTER measures the Linear Energy Transfer (LET) spectra behind tissue
    equivalent material. LET spectra are the missing link connecting both
    Galactic Cosmic Rays (GCRs) and Solar Energetic Particles (SEP) to
    potential damage to tissue. CRaTER measures low LET from 200 keV to 100
    MeV and high LET from 2 MeV to 1 GeV.
 
    The CRaTER instrument has both a nadir and zenith field of view. The
    zenith field of view measures the primary sources of GCRs and SEPs. The
    nadir field of view measures sources of radiation from the lunar
    surface.
 
    The instrument operates continuously during the entire orbit and
    operates autonomously. CRaTER nominally generates ~0.5 kbps of data
    but when solar flares are detected, the data rate can increase to ~90
    kbps.
 
    2. Diviner Lunar Radiometer Experiment (DLRE): David Paige leads the
    Diviner measurement investigation from the University of California,
    Los Angeles (UCLA). Diviner includes a 9-channel radiometer  with a
    wavelength range from 0.3 to 200 microns. DLRE makes precise
    radiometric temperature measurements of the lunar surface with the
    following measurement goals:
 
    a. Map global day/night surface temperatures.
    b. Characterize thermal environments for habitability.
    c. Determine rock abundances at landing sites.
    d. Identify potential polar ice reservoirs.
    e. Search for near-surface and exposed ice deposits.
 
    DLRE is a 9-channel radiometer that measures wavelengths from 0.3 to
    200 micron. Measurements have a spatial resolution of less than 500
    m at the 50 km altitude.
 
    DLRE operates continuously during the entire orbit. During most of the
    orbit, the instrument looks at nadir, but the instrument has two gimbals
    which allows it to rotate about both axes. Periodically throughout the
    orbit, the instrument rotates to perform two types of calibration
    activities. The first is a deep space/internal black body calibration.
    The instrument rotates to either deep space or the internal black body
    target for approximately 32 seconds. The deep space/black body
    calibration is performed approximately 12 times per orbit. The second
    calibration activity is the solar calibration activity. The instrument
    has a solar calibration target located just below the main instrument
    drum. During each orbit, the instrument rotates so that the solar
    target is illuminated by the Sun. The solar and the deep space/internal
    black body calibrations are both triggered by onboard event tables. The
    event tables are uplinked periodically throughout each month.
 
    DLRE collects approximately 3.5 Gbits of data each day. Besides the
    periodic uplink of new event tables, the instrument operates
    autonomously throughout the orbit. There may be a possibility of
    interference with LROC imaging if a DLRE calibration sequence occurs
    during LROC NAC imaging. DLRE can execute a freeze command that will
    prevent a calibration sequence from occurring. The freeze command is
    inserted just prior to the LROC image commands as part of the spacecraft
    daily command load.
 
    3. Lyman-Alpha Mapping Project (LAMP): Alan Stern leads the LAMP
    measurement investigation from Southwest Research Institute (SwRI). The
    LAMP instrument includes high and low power supplies and a double delay
    line detector. The LAMP instrument measurement goals are to:
 
    a. Provide landform mapping from Lyman-alpha albedos at sub-km resolution
       in and around the permanently shadowed regions of the lunar surface.
    b. Identify and localize exposed water frost.
    c. Demonstrate the feasibility of using starlight and sky-glow for future
       surface mission applications.
 
    LAMP measurements provide additional characteristics on landing sites as
    well as aid in the search for localized exposed water ice. The LAMP
    instrument's sensitivity to ultraviolet (UV) absorption near 1600
    angstrom allows detection of water frost. LAMP also provides images of
    permanently shadowed regions at ~500 m resolution.
 
    The LAMP instrument is powered during the entire lunar orbit, but only
    collects measurement data over the night portion of the orbit. The LAMP
    instrument incorporates a Lunar Terminator Sensor (LTS) that detect the
    terminator line. The LTS contains two sensor channels with each channel
    offset from the LAMP boresight by +/- 1.5 degrees in a plane that
    contains the spacecraft 'in-track' motion (i.e. parallel to the LAMP
    entrance slit  width). When the instrument is approaching the terminator
    line, the instrument high voltages are reduced when passing from dark
    to light to prevent the detector from saturating during the dayside
    portion of the  orbit. The LTS also signals the instrument when the
    terminator (light to dark) is passed and the high voltages are then
    increased for measurement data collection. In case of an LTS failure,
    the ground generates a terminator prediction product that will be used
    to trigger the high  voltage operations from the daily command load.
 
    The LAMP main door has a small hole which allows it to operate over the
    sunlit portion of the orbit. In this mode, the LTS provides the
    software with the signal to open and close the door. When LAMP operates
    over the entire orbit, the data volume per day is doubled to
    approximately 2.14 Gbits.
 
    LAMP routinely collects approximately 1 Gbit of data per day and
    operates autonomously throughout the orbit without any daily operations
    input.
 
    4. Lunar Exploration Neutron Detector (LEND): The LEND measurement
    investigation is led by Igor Mitrofanov from the Russian Institute for
    Space Research. The LEND instrument includes a collimated sensor and
    sensors to detect thermal, epithermal, and high-energy neutrons.
 
    LEND objectives include:
 
    a. Creation of high-resolution hydrogen distribution maps with
       sensitivity of about 100 ppm of hydrogen weight and horizontal
       spatial resolution of 5 km.
    b. Characterization of surface distribution and column density of
       possible near-surface water ice deposits at the Moon's polar cold
       traps.
    c. Creation of a global model of neutron component of space radiation at
       an altitude of 30-50 km above the surface with spatial resolution of
       20-50 km at the spectral range from thermal energies up to 15 MeV.
 
    LEND sensors STN1, STN2, STN3, and SETN detect thermal neutrons and
    epithermal neutrons to characterize the lunar radiation environment.
    Sensors STN1 and STN3 operate as a Doppler filter for thermal neutrons
    from the front side and back side of the instrument. Sensors SETN and
    STN2 have open fields of view. Sensor SHEN detects high energy neutrons
    at 16 energy channels from 300 keV to more than 15 MeV to characterize
    the lunar radiation environment. The SHEN sensor has a narrow field of
    view of about 20-30 degrees. LEND collimated sensors CSETN1-4 detect
    epithermal neutrons with high angular resolution to characterize
    spatial variations of lunar neutron albedo, which depend on content of
    hydrogen in 1-2 m of the regolith. LEND collimated sensors CSETN1-4 and
    SHEN detect epithermal neutrons and high energy neutrons with high
    angular resolution to test water ice deposits on the lunar surface.
 
    LEND measurements include:
 
    a. Measurement of thermal neutrons with flux variation greater than 1%
       and altitude-dependent spatial resolution about 50km.
    b. Measurement of epithermal neutrons greater than 0.4 electron Volts
       (eV) with flux variation about 2% (pole) and 10% (equator).
    c. Measurement of high-energy neutrons 0.3 - 15.0 Mega-electron Volts
       (MeV) with flux variations 4% (pole) and 10% (equator).
 
    LEND operates autonomously, collecting data throughout the lunar orbit.
    LEND generates approximately 0.26 Gbits of measurement data per day. In
    order to perform early calibration measurements, LEND became active
    shortly after the first mid course correction (MCC) burn. Operationally,
    LEND is simple and has only three instrument modes: MEASUREMENTS,
    STAND-BY, and OFF. While in MEASUREMENTS mode, instrument electronics
    and detector high voltage are both 'on' and the instrument generates
    measurement and housekeeping data. In STAND-BY mode, instrument
    electronics are 'on', detector high voltage is 'off', and only
    housekeeping data are generated. While in OFF mode, the instrument is
    'off', the instrument external heater is 'on', and only external
    temperature data are generated.
 
    5. Lunar Orbiter Laser Altimeter (LOLA): David Smith leads the LOLA
    measurement investigation from GSFC. LOLA uses a 1064 nanometer (nm)
    laser that expands to provide a five spot pattern on the Moon's
    surface. A telescope receives the reflected light where the Electronics
    processes the return.
 
    The primary LOLA objectives are:
 
    a. Produce a high-resolution global topographic model and global geodetic
       framework that enables precise targeting, safe landing, and safe
       mobility on the Moon's surface. LOLA determines the topography of the
       Moon to geodetic quality from global to landing-site relevant scales.
    b. Characterize the polar illumination environment at relevant temporal
       scales, and image permanently shadowed regions of the Moon on landform
       scales to identify possible locations of surface ice crystals in
       shadowed polar craters.
    c. Identify the locations of appreciable surface water ice in the
       permanently shadowed regions of the Moon's polar cold traps.
    d. Assess meter and smaller-scale features to facilitate safety analysis
       of potential future lunar landing sites.
 
    LOLA has two secondary objectives:
 
    a. Establish a global geodetic reference system for the Moon.
    b. Improve the model of the lunar gravity field to facilitate precision
       navigation and landing.
 
    LOLA has the following capabilities. It measures the distance between
    the spacecraft and the surface which, along with the spacecraft
    position, will allow precise measurements of the lunar shape. The
    instrument lays down a laser spot pattern that provides altimetry
    measurements along- and across-track to enable the surface slope to be
    derived for safe landing. It measures the distribution of elevation
    within the laser footprint for estimation of surface roughness (rock
    size). LOLA also identifies regions of enhanced surface reflectance that
    might indicate the presence of water ice on the surface.
 
    LOLA achieves its measurement objectives as follows:
 
    a. LOLA provides 5 profiles in a 70-meter swath.
    b. The instrument provides full spatial sampling after one year:
       i. ~ 1.2 km average spacing at equator
       ii. ~ 25 m average spacing above 86 degrees north and south
    c. The LOLA ground software performs cross-over analysis of LOLA data-
       topography, slopes, and roughness are the same on both tracks.
    d. LOLA data provide precision information about the orbiter's location-
       S-band tracking data are augmented by Earth-based laser ranges.
    e. LOLA data improve the lunar gravity field model via cross-over
       analysis.
 
    LOLA Mapping Data Products include the following:
 
    a. Topography with average horizontal resolutions (after one year) of
       1.2 km at equator and of 25 m at latitudes greater than 86 degrees,
       with accuracies of +/-50 m in horizontal and less than 1 m in
       vertical.
    b. Surface slopes with average horizontal resolutions (after one year) of
        50 m with accuracy of less than +/- 0.5 degrees.
    c. Surface roughness with average horizontal resolutions (after one year)
       of 5 m with accuracy of ~30 cm.
    d. Elevations of permanently shadowed regions with average horizontal
       resolutions (after one year) of 25 m with accuracy of ~10 cm.
    e. Reflectance of permanently shadowed regions with average horizontal
       resolutions (after one year) of 50 m with accuracy of +/- 5%.
    f. Polar illumination with average horizontal resolutions (after one
       year) of 50 m with accuracy of less than 1 m.
    g. Landing site surveys (approximately 50).
    h. Global lunar coordinate system with point-to-point distances with
       accuracy of +/- 70 m.
    i. Precision LRO orbits with accuracy of +/- 50 m in horizontal and +/-
       1 m in vertical.
    j. Improved gravity model with a goal of producing a global gravity model
       that is as good as today's nearside gravity model.
 
    6. Lunar Reconnaissance Orbiter Camera (LROC): Mark Robinson leads LROC
    measurement investigation from Arizona State University (ASU). LROC
    consists of two narrow angle cameras (NAC), a wide-angle camera (WAC),
    and a Sequence and Compression System (SCS).
 
    LROC measurement objectives include:
 
    a. Landing site identification and certification, with unambiguous
       identification of meter-scale hazards.
    b. Unambiguous mapping of permanent shadows and sunlit regions.
    c. Meter-scale mapping of polar regions with continuous illumination.
    d. Overlapping observations to enable derivation of meter-scale
       topography.
    e. Global multispectral imaging to map ilmenite and other minerals.
    f. Global morphology base map.
    g. Characterize regolith properties.
    h. Determine current impact hazards by re-imaging 1-2m/pixel Apollo
       images.
 
    The NAC operational concept is as follows:
 
    a. 25 km downtrack (no summing)
    b. 50 cm / pixel - 5 km cross track at 50 km
    c. 10 degree (300 km) 'read-out gap' (less with smaller images)
    d. Image targets at nadir with favorable lighting conditions
    e. Build up complete 1 m/pixel maps from 85.5 degrees to pole (N and S)
    f. Photometric and geometric stereo through repeat coverage.
 
    The WAC operational concept is as follows:
 
    a. Continuous pole-to-pole 50 km swath mapping in all 7 bands possible
    b. Repeat BW coverage at poles every orbit 100 km swath width
    c. Global 100 m/pixel (vis) / 400m/pixel (UV) at 50km and 50-75 degree
       incidence angle.
 
    LROC provides the following capabilities:
 
    a. Landing site identification and certification
         i. Unambiguous identification of 1 m hazards with 0.5 m/pixel and
            MTF greater than 0.2 at Nyquist, for blocks and small craters
        ii. 5 km swath with two NACs
       iii. Topography.
    b. Polar illumination
         i. WAC repeat synoptic coverage at high time resolution (every
            orbit) over full year: 80 degrees to 90 degrees to 88 degrees;
            full overlap 88 degrees to 90 degrees every orbit; excellent
            repeat coverage 85 degrees to 90 degrees
        ii. NAC meter scale mapping of poles: summer mosaics of each pole for
            morphology and permanent shadow from 85.5 degrees to the pole;
            winter repeat coverage observations of highly illuminated
            peaks/ridges, capable of finding smallest usable unit of
            'perma-light'
    c. High resolution topography
         i. Stereo coverage: point cross track, limited by project
            constraints and orbit progression, is easy at poles and more
            difficult at equator; two NACs offset ~50 lines downtrack for
            correlation and remove spacecraft pointing variation;
            5 meter (or better) correlation patch
        ii. Photometric stereo: three images at different lighting; 1 to
            2 m/pixel (bin for SNR); directly supports landing site
            certification and science analysis
    d. Multispectral mapping
         i. WAC uv/visible: 315, 360, 415, 560, 600, 640, 680 nm;
            global visible map at 100 m/pixel; global UV map at 400 m/pixel;
            map TiO2 soils (hold H, He); pyroclastic glasses (volatiles);
            olivine (magmatic processes)
        ii. Meshes with Clementine 100-200 m/pixel (415, 750, 900, 950, 1000)
    e. Global morphology: 100 m/pixel global map with 55-75 degree incidence
       angle - critical for mapping, basemap, crater counts (current best LO
       50-600 m/pixel, poorest on farside); key for establishing relative age
       dates (ultimately absolute); resource assessment; context imaging
    f. Current impact rates
         i. Re-image Apollo pan coverage at same lighting (high and low
            Sun) at 1 m/pixel
        ii. Rates of impacts from 0.1 m to 10 m bolides poorly known (x100
            difference in current models)
       iii. Should have been 950 craters ❯10 m/diameter formed since 1972
            (crater ~10x impactor)
        iv. Re-image 1 percent of Moon at 1 m/pixel should find at least 9
            craters
         v. Critical measurement for understanding most dangerous impact
            hazards on Moon.
 
    7. Miniature-Radio Frequency (Mini-RF): Ben Bussey of the Johns Hopkins
    University Applied Physics Laboratory (JHU/APL) leads the Mini-RF
    measurement investigation. JHU/APL is responsible for instrument
    operations. Mini-RF is a Synthetic Aperture Radar (SAR) that consists of
    a fixed planar antenna mounted on an external spacecraft surface, and a
    cable harness between the electronics and the antenna. It operated on a
    non-interference basis during the nominal mission. After Mini-RF ceased
    acquiring monostatic radar data in December 2010, it began acquiring
    bistatic radar measurements in 2011.
 
    Mini-RF measurements include:
 
    a. Imaging from 50km altitude surface areas that have been imaged by
       Forerunner with the same dual polarization, resolution, and S-band
       frequency as was used by Forerunner. The Forerunner instrument is
       on the ISRO Chandrayaan-1 mission to the Moon.
    b. Imaging polar areas with both S- and X-band, and at both baseline and
       zoom resolutions
    c. Acquiring data in a continuous transmit mode that is applicable for
       topography generation using post processing techniques
    d. Conducting a set of experiments to test the usability of Mini-RF
       hardware as a communications asset.
    e. Acquiring bistatic radar measurements from a high-power signal
       transmitted from the Arecibo Observatory Planetary Radar and reflected
       off the lunar surface.
 
    Mini-RF Conops has six primary components:
 
    a. The communications experiment consists of two 10-minute data takes,
       approximately 24 hours apart, that occurred during the instrument
       commissioning phase, before the nominal mission.
    b. SAR Data Acquisition during nominal mission: Mini-RF acquired one
       4-minute SAR data strip every month. Within this strip it is possible
       to alternate between different SAR modes, e.g. S or X band, baseline
       or zoom resolution. In addition, twice a year, Mini-RF acquired four
       2-minute strips from four consecutive orbits.
    c. Continuous Mode Data Acquisition during nominal mission:  Mini-RF
       acquired one 4-minute SAR data strip every month. Additionally, twice
       a year, Mini-RF acquired four 2-minute strips on four consecutive
       orbits.
    d. Mini-RF Exploration Utilization Plan (MEUP): additional polar campaign
       data acquisitions were allowed during late nominal mission and early
       science mission during periods where the Beta angle is greater than
       60 degrees (to mitigate impact on spacecraft solar array).
    e. During the science mission, a primary goal was to acquire significant
        global-scale s-band zoom data.
    f. Starting in 2011, Mini-RF was used to collect the first ever planetary
       bistatic radar images at non Beta=0 angles, to determine if the Moon's
       polar craters contain ice. These measurements can be used for studies
       of the composition and structure of pyroclastic deposits, impact
       ejecta and melts, and the lunar regolith.
 
   8.  Radio Science (RS):  Gregory Neumann of the Goddard Space Flight Center
   (GSFC) leads the Radio Science data collection effort.  Data and
   Documentation are generated by the Universal Space Network, White Sands
   Complex, Deep Space Network, the LRO Project, and the LOLA Science
   Team. The Goddard Geophysical Astronomical Observatory provides satellite
   laser ranging data and coordinates data from International Laser Ranging
   Service partners in other countries.
 
   Radio Science Data consist of primary and ancillary data; where the latter
   are needed for the processing or interpretation of the former.  The
   specific files that are being archived by the RS team are:
 
   a. Tracking Data
      The Station Raw Tracking Data support tracking of the orbiter and
      generation of orbit and mission products.  Each ground station (WS1 and
      the USN stations) creates data in a format identified as the Universal
      Tracking Data Format (UTDF) as described in publication 453-HDBK-GN
      (May 2007).
   b. Weather Data
      These ascii files are generated by various ground stations and record
      information such as time, temperature, pressure, relative humidity and
      wind speed.
   c. Small Forces Files
      These files include the updated parameters for thruster calibration
      based on all information from past maneuvers.  An assessment is made of
      the maneuver execution based on pre- and post-maneuver orbit solutions
      and telemetry, which is then used to determine a thrust scale factor
      for future maneuvers using the same thruster set.
   d. Laser Ranging Data (normal point and full rate)
      These data consist of one way range measurements via laser pulse
      time-of-flight from Earth to LRO, using one of LOLA's laser detectors.
      This is essential to meeting the spacecraft's precision orbit
      determination requirement, but also has secondary scientific value.
 
 
    Mission Phases
    ==============
 
    LAUNCH  2009-06-18  (2009-169)
 
    The launch phase began with launch vehicle lift-off and lasted about 90
    minutes until payload separation. The payload had achieved the
    trans-lunar trajectory.
 
    ------
    CRUISE  2009-06-18 to 2009-06-23 (2009-169 to 2009-174)
 
    The early cruise phase began with payload separation and lasted about 90
    minutes until observing mode began. The orbiter performed Sun
    acquisition, ground acquisition, and deployments. Initial planning for
    a mid-course correction (MCC) occurred during this phase.
 
    The mid-cruise phase began with observing mode and lasted about a day
    until completion of the mid-course correction (MCC). During this phase
    propulsion checks were performed, final MCC planning was done, and the
    MCC was executed.
 
    The late cruise phase began with completion of the mid-course
    correction (MCC) and lasted until the lunar orbit
    insertion (LOI) sequence began. During this phase the CRaTER and LEND
    instruments performed early activation tasks, the orbiter underwent
    functional checks, and LOI planning was done.
 
    ------
    LUNAR ORBIT ACQUISITION  2009-06-23 (2009-174)
 
    The lunar orbit acquisition phase began with the start of the
    lunar orbit insertion (LOI) sequence and lasted until
    the commissioning orbit was attained.
 
    ------
    COMMISSIONING  2009-06-23 to 2009-09-14  (2009-174 to 2009-257)
 
    The commissioning phase began with attainment of the 30x216 km
    commissioning orbit and lasted until the mission orbit was
    achieved. During this phase orbiter and instrument checks and
    calibrations were performed and the orbit was adjusted to the mission
    orbit.
 
    ------
    NOMINAL MISSION  2009-09-15 to 2010-09-15  (2009-258 to 2010-258)
 
    The nominal mission phase began with the attainment of the
    mission orbit and continued for 1 year. During this phase
    routine operations, non-routine operations, and measurement data
    processing were performed.
 
    ------
    SCIENCE MISSION  2010-09-16 to 2012-09-15 (2010-259 to 2012-259)
 
    The science mission began at the completion of one year of nominal
    operations (officially at 15:40 UTC on September 16, 2010). It lasted 2 
    years. During this phase, objectives that had not been determined were 
    to be realized, and impact planning and prediction would be performed.
    The beginning of this phase marked the transition of LRO
    programmatic control from the NASA Exploration Systems Mission
    Directorate (ESMD) to the NASA Science Mission Directorate (SMD).
 
    ------
    EXTENDED SCIENCE MISSION  2012-09-15 to 2014-09-14 (2012-259 to 2014-257)
 
    The extended science mission began at the completion of the two-year
    Science mission (officially at 01:50 UTC on September 15, 2012). It lasted
    2 years. During this phase, objectives included: understanding the 
    bombardment history of the Moon; interpreting lunar geologic processes; 
    mapping the global lunar regolith; identifying volatiles on the Moon; 
    and measuring the lunar atmosphere and radiation environment.

    ------
    SECOND EXTENDED SCIENCE MISSION  2014-09-15 to 2016-09-14 (2014-258 to 
    2016-258)

    The second extended science mission (ESM2) began at the completion of 
    the two-year Extended Science Mission (ESM1).  The Second Extended 
    Science Mission began officially at 01:14:43 UTC on September 15, 2014. 
    

    THIRD EXTENDED SCIENCE MISSION  2016-09-15 to 2018-09-14 (2016-259 to 
    2018-259)

    The third extended science mission (ESM3) began at the completion of 
    the two-year Second Extended Science Mission (ESM2).  The Third 
    Extended Science Mission began officially at 00:39:44 UTC on 
    September 15, 2016. It will last at least 2 years or until the orbiter 
    impacts the lunar surface.  
    
    Note: the Third Extended Science Mission, a.k.a. the
    Cornerstone Mission, is a result of the Cornerstone Mission proposal. 
    For consistency with data products, use of ESM3 or Third Extended 
    Science Mission is the agreed upon nomenclature."


    MISSION_OBJECTIVES_SUMMARY    = "

    The primary objective of the Lunar Reconnaissance Orbiter (LRO) mission
    is to conduct investigations that support future human exploration of
    the Moon.  Specific LRO mission objectives are:
 
    1. Characterize the lunar radiation environment, biological impacts, and
    potential mitigation. Key aspects of this objective include determining
    the global radiation environment, investigating the capabilities of
    potential shielding materials, and validating deep space radiation
    prototype hardware and software.
 
    2. Develop a high-resolution global, three-dimensional geodetic grid of
    the Moon and provide the topography necessary for selecting future
    landing sites.
 
    3. Assess in detail the resources and environments of the Moon's Polar
    Regions.
 
    4. Provide high spatial resolution assessment of the Moon's surface
    addressing elemental composition, mineralogy, and regolith
    characteristics."

  END_OBJECT                      = MISSION_INFORMATION

  OBJECT                          = MISSION_HOST
    INSTRUMENT_HOST_ID            = "LRO"

    OBJECT                        = MISSION_TARGET
      TARGET_NAME                 = "MOON"
    END_OBJECT                    = MISSION_TARGET
  END_OBJECT                      = MISSION_HOST

  OBJECT                          = MISSION_REFERENCE_INFORMATION
    REFERENCE_KEY_ID              = "SAYLOR2006A"
  END_OBJECT                      = MISSION_REFERENCE_INFORMATION

  OBJECT                          = MISSION_REFERENCE_INFORMATION
    REFERENCE_KEY_ID              = "SAYLOR2006B"
  END_OBJECT                      = MISSION_REFERENCE_INFORMATION
END_OBJECT                        = MISSION
END