Orbitador climático de Marte
El Mars Climate Orbiter (anteriormente llamado Mars Surveyor '98 Orbiter) fue una sonda espacial robótica lanzada por la NASA en diciembre El 11 de enero de 1998, para estudiar el clima marciano, la atmósfera marciana y los cambios en la superficie y para actuar como relé de comunicaciones en el programa Mars Surveyor '98 para Mars Polar Lander. Sin embargo, el 23 de septiembre de 1999, la comunicación con la nave espacial se perdió de forma permanente cuando entró en inserción orbital. La nave espacial se encontró con Marte en una trayectoria que lo acercó demasiado al planeta, y fue destruida en la atmósfera o escapó de la vecindad del planeta y entró en una órbita alrededor del Sol. Una investigación atribuyó la falla a un desajuste de medición entre dos sistemas de software: unidades métricas de la NASA y unidades habituales de EE. UU. del constructor de naves espaciales Lockheed Martin.
Antecedentes de la misión
Historia
Después de la pérdida del Mars Observer y el inicio de los crecientes costos asociados con la futura Estación Espacial Internacional, la NASA comenzó a buscar sondas más pequeñas y menos costosas para misiones científicas interplanetarias. En 1994, se estableció el Panel sobre tecnología de naves espaciales pequeñas para establecer pautas para futuras naves espaciales en miniatura. El panel determinó que la nueva línea de naves espaciales en miniatura debería estar por debajo de 1000 kg (2200 libras) con instrumentación altamente enfocada. En 1995, comenzó un nuevo programa Mars Surveyor como un conjunto de misiones diseñadas con objetivos limitados, costos bajos y lanzamientos frecuentes. La primera misión del nuevo programa fue Mars Global Surveyor, lanzada en 1996 para cartografiar Marte y proporcionar datos geológicos utilizando instrumentos destinados al Mars Observer. Siguiendo a Mars Global Surveyor, Mars Climate Orbiter llevó dos instrumentos, uno originalmente destinado a Mars Observer, para estudiar el clima y el tiempo de Marte.
Los principales objetivos científicos de la misión incluían:
- determinar la distribución de agua en Marte
- controlar el tiempo diario y las condiciones atmosféricas
- cambios récord en la superficie marciana debido al viento y otros efectos atmosféricos
- determinar los perfiles de temperatura de la atmósfera
- monitorear el vapor de agua y el contenido de polvo de la atmósfera
- buscar evidencia del cambio climático pasado.
Diseño de naves espaciales
El autobús Mars Climate Orbiter medía 2,1 metros (6 pies 11 pulgadas) de alto, 1,6 metros (5 pies 3 pulgadas) de ancho y 2 metros (6 pies 7 pulgadas) de profundidad. La estructura interna se construyó en gran parte con soportes de nido de abeja de compuesto de grafito/aluminio, un diseño que se encuentra en muchos aviones comerciales. Con la excepción de los instrumentos científicos, la batería y el motor principal, la nave espacial incluía doble redundancia en los sistemas más importantes. La nave espacial pesaba 638 kilogramos (1407 lb).
La nave espacial estaba estabilizada en 3 ejes e incluía ocho propulsores monopropulsores de hidracina: cuatro propulsores de 22 N (4,9 lbf) para realizar correcciones de trayectoria y cuatro propulsores de 0,9 N (3,2 ozf) para controlar la actitud. La orientación de la nave espacial fue determinada por un rastreador de estrellas, dos sensores solares y dos unidades de medición inercial. La orientación se controlaba disparando los propulsores o usando tres ruedas de reacción. Para realizar la maniobra de inserción orbital de Marte, la nave espacial también incluyó un cohete de motor principal LEROS 1B, que proporcionó 640 N (140 lbf) de empuje al quemar combustible de hidracina con oxidante de tetróxido de nitrógeno (NTO).
La nave espacial incluía una antena de alta ganancia de 1,3 metros (4 pies y 3 pulgadas) para transmitir datos con Deep Space Network en la banda x. El transpondedor de radio diseñado para la misión Cassini–Huygens se utilizó como medida de ahorro. También incluía un sistema de radiofrecuencia UHF bidireccional para transmitir comunicaciones con Mars Polar Lander en un aterrizaje previsto el 3 de diciembre de 1999.
La sonda espacial se alimentó con un panel solar de 3 paneles, lo que proporcionó un promedio de 500 W (0,67 hp) en Marte. Desplegado, el panel solar medía 5,5 metros (18 pies 1 pulgada) de largo. La energía se almacenó en baterías de níquel-hidrógeno de 12 celdas y 16 amperios por hora. Las baterías estaban destinadas a recargarse cuando la matriz solar recibiera la luz del sol y alimentara la nave espacial a medida que pasaba por la sombra de Marte. Al entrar en órbita alrededor de Marte, la matriz solar se utilizaría en la maniobra de aerofrenado, para reducir la velocidad de la nave espacial hasta lograr una órbita circular. El diseño se adaptó en gran medida a partir de las directrices de la Iniciativa de Tecnología de Pequeñas Naves Espaciales descritas en el libro Tecnología para Pequeñas Naves Espaciales.
En un esfuerzo por simplificar las implementaciones anteriores de computadoras en naves espaciales, Mars Climate Orbiter presentó una sola computadora con un procesador IBM RAD6000 que utiliza un POWER1 ISA capaz de funcionar a 5, 10 o 20 MHz. El almacenamiento de datos se mantendría en 128 MB de memoria de acceso aleatorio (RAM) y 18 MB de memoria flash. La memoria flash estaba destinada a ser utilizada para datos muy importantes, incluidas copias triplicadas del software del sistema de vuelo.
Instrumentos científicos
- Radiometro infrarrojo regulado de presión (PMIRR)
El radiómetro infrarrojo modulado por presión (PMIRR) utiliza canales radiométricos de banda estrecha y dos celdas de modulación de presión para medir las emisiones atmosféricas y superficiales en el infrarrojo térmico y un canal visible para medir las partículas de polvo y los condensados en la atmósfera y en la superficie en longitudes y estaciones variables. Su investigador principal fue Daniel McCleese en JPL/CALTECH. Posteriormente se lograron objetivos similares con Mars Climate Sounder a bordo del Mars Reconnaissance Orbiter. Sus objetivos:
- Mapa de la estructura térmica tridimensional y de tiempo de la atmósfera de la superficie a 80 km de altitud.
- Mapear la carga de polvo atmosférica y su variación global, vertical y temporal.
- Mapa la variación estacional y espacial de la distribución vertical de vapor de agua atmosférica a una altitud de al menos 35 km.
- Distinguir entre condensados atmosféricos y mapear su variación espacial y temporal.
- Mapear la variabilidad estacional y espacial de la presión atmosférica.
- Vigilar el equilibrio de radiación polar.
- Mars Color Imager (MARCI)
Mars Color Imager (MARCI) es un sistema de imágenes de dos cámaras (ángulo medio/ángulo amplio) diseñado para obtener imágenes de la superficie y la atmósfera marcianas. En condiciones adecuadas, son posibles resoluciones de hasta 1 kilómetro (3300 ft). El investigador principal de este proyecto fue Michael Malin en Malin Space Science Systems y el proyecto se reincorporó en Mars Reconnaissance Orbiter.
En condiciones adecuadas, resoluciones de hasta 1 kilómetro (3300 ft) es posible. El investigador principal de este proyecto fue Michael Malin en Malin Space Science Systems y el proyecto se reincorporó en Mars Reconnaissance Orbiter. Sus objetivos:
- Observe los procesos atmosféricos marcianos a escala mundial y sinóptica.
- Estudio detalles de la interacción de la atmósfera con la superficie a una variedad de escalas tanto en el espacio como en el tiempo.
- Examine las características de la superficie característica de la evolución del clima marciano con el tiempo.
Diagrama de Marte Climate Orbiter
Mars Climate Orbiter during assembly
Mars Climate Orbiter sometido a pruebas acústicas
Mars Climate Orbiter, en noviembre de 1998
Perfil de la misión
| Fecha | Hora (UTC) | Evento |
|---|---|---|
| 11 de diciembre 1998 | 18:45:51 | Spacecraft lanzado |
| 23 de septiembre 1999 | 08:41:00 | La inserción comienza. Orbiter profundiza la matriz solar. |
| 08:50:00 | Orbiter se convierte en la orientación correcta para comenzar la quemadura principal del motor. | |
| 08:56:00 | Orbiter dispara dispositivos pirotécnicos que abren válvulas para comenzar a presurizar los tanques de combustible y oxidación. | |
| 09:00:46 | Comienza la quemadura principal del motor; se espera que dispare durante 16 minutos 23 segundos. | |
| 09:04:52 | Comunicación con naves espaciales perdidas | |
| 09:06:00 | Orbiter esperaba entrar en la ocultación de Marte, fuera de contacto radio con la Tierra. | |
| 09:27:00 | Esperaba salir de la ocultación de Marte. | |
| 25 de septiembre 1999 | Misión declaró una pérdida. Razón por pérdida conocida. No hay más intentos de contactar. |
Lanzamiento y trayectoria
La sonda Mars Climate Orbiter fue lanzada el 11 de diciembre de 1998 a las 18:45:51 UTC por la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio desde el Complejo de Lanzamiento Espacial 17A en la Estación de la Fuerza Espacial de Cabo Cañaveral en Florida, a bordo de un vehículo de lanzamiento Delta II 7425. La secuencia completa de encendido duró 42 minutos y llevó a la nave espacial a una órbita de transferencia Hohmann, enviando la sonda a una trayectoria de 9,5 meses y 669 millones de km (416 millones de millas). En el momento del lanzamiento, Mars Climate Orbiter pesaba 638 kg (1407 lb) incluido el propulsor.
Esquema de lanzamiento de Delta II con Mars Climate Orbiter
Lanzamiento Mars Climate Orbiter por la NASA en un vehículo de lanzamiento Delta II 7425
Trayectoria interplanetaria Mars Climate Orbiter
Procedimiento de Aerobraking para colocar Mars Climate Orbiter en órbita alrededor de Marte
Encuentro con Marte
Esta imagen de Marte el 7 de septiembre de 1999, es la única imagen adquirida por la Orbiter.
Diagrama que compara las trayectorias previstas y reales de las Orbiter
Mars Climate Orbiter inició la maniobra de inserción orbital planificada el 23 de septiembre de 1999, a las 09:00:46 UTC. El Mars Climate Orbiter dejó de tener contacto por radio cuando la nave espacial pasó detrás de Marte a las 09:04:52 UTC, 49 segundos antes de lo esperado, y nunca se restableció la comunicación. Debido a complicaciones derivadas de un error humano, la nave espacial se encontró con Marte a una altitud inferior a la prevista y fue destruida en la atmósfera o volvió a entrar en el espacio heliocéntrico después de abandonar Marte. atmósfera. Desde entonces, Mars Reconnaissance Orbiter ha completado la mayoría de los objetivos previstos para esta misión.
Causa de la falla
El problema aquí no fue el error; fue el fracaso de la ingeniería de sistemas de la NASA, y los controles y equilibrios en nuestros procesos, para detectar el error. Por eso perdimos la nave espacial.
—Edward Weiler, administrador asociado de la NASA para la ciencia espacial
El 10 de noviembre de 1999, la Junta de Investigación de Accidentes del Mars Climate Orbiter publicó un informe de la Fase I, que detalla los supuestos problemas encontrados con la pérdida de la nave espacial.
Anteriormente, el 8 de septiembre de 1999, se calculó la Maniobra de corrección de trayectoria 4 (TCM-4) y luego se ejecutó el 15 de septiembre de 1999. La intención era colocar la nave espacial en una posición óptima para una maniobra de inserción orbital. eso llevaría a la nave espacial alrededor de Marte a una altitud de 226 km (140 millas) el 23 de septiembre de 1999.
Sin embargo, durante la semana entre TCM-4 y la maniobra de inserción orbital, el equipo de navegación informó que parecía que la altitud de inserción podría ser mucho más baja de lo planeado, alrededor de 150 a 170 km (93 a 106 millas). Veinticuatro horas antes de la inserción orbital, los cálculos ubicaron al orbitador a una altitud de 110 km (68 millas). 80 km (50 millas) era la altitud mínima a la que se pensaba que Mars Climate Orbiter sería capaz de sobrevivir durante esta maniobra.
Durante la inserción, el orbitador tenía la intención de pasar rozando Marte' atmósfera superior, aerofrenando gradualmente durante semanas, pero los cálculos posteriores a la falla mostraron que la trayectoria de la nave espacial la habría llevado a 57 km (35 millas) de la superficie. A esta altitud, la nave espacial probablemente habría saltado violentamente de la atmósfera más densa de lo esperado, y habría sido destruida en la atmósfera o reingresado al espacio heliocéntrico.
La causa principal de esta discrepancia fue que un software básico suministrado por Lockheed Martin produjo resultados en una unidad habitual de los Estados Unidos, contrarios a su Especificación de interfaz de software (SIS), mientras que un segundo sistema, suministrado por la NASA, esperaba esos resultados. resultados en unidades SI, de acuerdo con el SIS. Específicamente, el software que calculó el impulso total producido por los disparos de los propulsores produjo resultados en segundos de libra-fuerza. Luego, el software de cálculo de la trayectoria usó estos resultados, que se esperaba que estuvieran en newton-segundos (incorrecto por un factor de 4.45), para actualizar la posición prevista de la nave espacial.
Aún así, la NASA no responsabiliza a Lockheed por la pérdida de la misión; en cambio, varios funcionarios de la NASA han declarado que la propia NASA tuvo la culpa de no realizar las comprobaciones y pruebas adecuadas que habrían detectado la discrepancia.
La discrepancia entre la posición calculada y la medida, que resulta en la discrepancia entre la altitud de inserción de la órbita deseada y la real, la habían notado anteriormente al menos dos navegantes, cuyas preocupaciones fueron descartadas porque "no siguieron las reglas sobre el llenado". [el] formulario para documentar sus inquietudes". Se convocó una reunión de ingenieros de software de trayectoria, operadores de software de trayectoria (navegadores), ingenieros de propulsión y gerentes para considerar la posibilidad de ejecutar la Maniobra de Corrección de Trayectoria-5, que estaba en el cronograma. Los asistentes a la reunión recuerdan un acuerdo para realizar TCM-5, pero finalmente no se hizo.
Costos del proyecto
Según la NASA, el costo de la misión fue de $327,6 millones ($515,39 millones en 2021) en total para el orbitador y el módulo de aterrizaje, que comprende $193,1 millones ($303,79 millones en 2021) para el desarrollo de naves espaciales, $91,7 millones ($144,27 millones en 2021) para su lanzamiento y 42,8 millones de dólares (67,33 millones de dólares en 2021) para las operaciones de la misión.