SMART-1 fue un satélite de la Agencia Espacial Europea diseñado por Suecia que orbitó la Luna . Fue lanzado el 27 de septiembre de 2003 a las 23:14 UTC desde el Centro Espacial Guayanés en Kourou , Guayana Francesa . "SMART-1" significa Pequeñas Misiones para Investigación Avanzada en Tecnología-1 . El 3 de septiembre de 2006 (05:42 UTC), SMART-1 se estrelló deliberadamente contra la superficie de la Luna, poniendo fin a su misión. [3]
La SMART-1 tenía un diámetro de aproximadamente un metro (3,3 pies) y era liviana en comparación con otras sondas. Su masa de lanzamiento fue de 367 kg (809 libras), de los cuales 287 kg (633 libras) no eran combustible.
El cohete fue propulsado por un propulsor de efecto Hall alimentado con energía solar (Snecma PPS-1350 -G) que utilizaba 82 kg de gas xenón contenido en un tanque de 50 litros a una presión de 150 bares en el momento del lanzamiento. El propulsor con motor iónico utilizaba un campo electrostático para ionizar el xenón y acelerar los iones , logrando un impulso específico de 16,1 kN·s/kg (1.640 segundos), más de tres veces el máximo para cohetes químicos. Un kg de propulsor (1/350 a 1/300 de la masa total de la nave) producía un delta-v de unos 45 m/s. El subsistema de propulsión eléctrica pesaba 29 kg con un consumo máximo de energía de 1.200 vatios. SMART-1 fue el primero del programa de Pequeñas Misiones de la ESA para Investigación y Tecnología Avanzadas.
Los paneles solares, que al principio de la misión se habían dotado de una potencia de 1.850 W, fueron capaces de proporcionar al propulsor la potencia máxima de 1.190 W, lo que le proporcionó un empuje nominal de 68 mN, es decir, una aceleración de 0,2 mm/s2 o 0,7 m/s por hora (es decir, algo menos de 0,00002 g de aceleración). Como en todas las naves propulsadas por motores iónicos, las maniobras orbitales no se llevaron a cabo en ráfagas cortas, sino de forma muy gradual. La trayectoria particular que siguió la SMART-1 hasta la Luna requirió un empuje durante aproximadamente un tercio o la mitad de cada órbita. Al alejarse de la Tierra en espiral, el empuje se realizó en la parte del perigeo de la órbita. Al final de la misión, el propulsor había demostrado la siguiente capacidad:
Como parte de la estrategia de la Agencia Espacial Europea para construir naves espaciales muy económicas y relativamente pequeñas , el costo total de SMART-1 fue relativamente pequeño: 110 millones de euros (alrededor de 170 millones de dólares estadounidenses ). SMART-1 fue diseñado y desarrollado por la Corporación Espacial Sueca en nombre de la ESA . El ensamblaje de la nave espacial fue realizado por Saab Space en Linköping . Las pruebas de la nave espacial fueron dirigidas por la Corporación Espacial Sueca y ejecutadas por Saab Space. El gerente de proyecto en la ESA fue Giuseppe Racca hasta que la nave espacial alcanzó la órbita operativa de la Luna. Luego fue reemplazado por Gerhard Schwehm para la fase científica. El gerente de proyecto en la Corporación Espacial Sueca fue Peter Rathsman. El científico principal del proyecto fue Bernard Foing . El gerente del segmento terrestre durante la fase de preparación fue Mike McKay y el gerente de operaciones de la nave espacial fue Octavio Camino.
El experimento Advanced Moon micro-Imager era una cámara en color en miniatura para la obtención de imágenes lunares. La cámara CCD con tres filtros de 750, 900 y 950 nm podía tomar imágenes con una resolución de píxel media de 80 m (unos 260 pies). La cámara pesaba 2,1 kg (unos 4,5 libras) y tenía un consumo de energía de 9 vatios. [4]
El Demonstration of a Compact X-ray Spectrometer era un telescopio de rayos X para la identificación de elementos químicos en la superficie lunar. Detectaba la fluorescencia de rayos X (XRF) de compuestos cristalinos creados a través de la interacción de la capa de electrones con las partículas del viento solar para medir la abundancia de los tres componentes principales: magnesio , silicio y aluminio . La detección de hierro , calcio y titanio dependía de la actividad solar. El rango de detección de rayos X era de 0,5 a 10 keV. El espectrómetro y el XSM (descrito a continuación) juntos pesaban 5,2 kg y tenían un consumo de energía de 18 vatios.
El monitor solar de rayos X estudió la variabilidad solar para complementar las mediciones D-CIXS.
El espectrómetro infrarrojo Smart-1 era un espectrómetro infrarrojo para la identificación de espectros minerales de olivino y piroxeno . Detectaba longitudes de onda de 0,93 a 2,4 μm con 256 canales. El paquete pesaba 2,3 kg y tenía un consumo de energía de 4,1 vatios. [5]
El paquete de diagnóstico de propulsión eléctrica debía recopilar datos sobre el nuevo sistema de propulsión del SMART-1. El paquete pesaba 0,8 kg y tenía un consumo de energía de 1,8 vatios. [6]
El experimento de potencial, electrones y polvo de la nave espacial. El experimento pesaba 0,8 kg y tenía un consumo de energía de 1,8 vatios. Su función era medir las propiedades y la densidad del plasma alrededor de la nave espacial, ya sea como una sonda Langmuir o como una sonda de campo eléctrico. SPEDE observó la emisión del motor de iones de la nave espacial y la "estela" que la Luna deja al viento solar . A diferencia de la mayoría de los otros instrumentos que tienen que apagarse para evitar daños, SPEDE podría seguir midiendo dentro de los cinturones de radiación y en las tormentas solares, como las tormentas solares de Halloween de 2003. [7] [8] Fue construido por el Instituto Meteorológico Finlandés y su nombre fue elegido intencionalmente para que su acrónimo sea el mismo que el apodo de Spede Pasanen , un famoso actor de cine, productor de películas e inventor finlandés. Los algoritmos desarrollados para SPEDE se utilizaron más tarde en el módulo de aterrizaje Philae de la ESA . [8]
Experimento de telemetría, seguimiento y control en banda Ka . El experimento pesaba 6,2 kg y tenía un consumo de energía de 26 vatios. El transpondedor de banda Ka fue diseñado como precursor para que BepiColombo realizara investigaciones científicas de radio y monitoreara el rendimiento dinámico del sistema de propulsión eléctrica.
El SMART-1 fue lanzado el 27 de septiembre de 2003 junto con el Insat 3E y el eBird 1 por un cohete Ariane 5 desde el Centro Espacial Guayanés en la Guayana Francesa . Después de 42 minutos fue liberado a una órbita de transferencia geoestacionaria de 7.035 × 42.223 km. Desde allí utilizó su Propulsión Primaria Eléctrica Solar (SEPP) para salir gradualmente en espiral durante trece meses.
La órbita puede verse hasta el 26 de octubre de 2004 en spaceref.com, cuando la órbita era de 179.718 × 305.214 km. En esa fecha, después del impulso de motor número 289, el SEPP había acumulado un tiempo de funcionamiento total de casi 3.648 horas de un tiempo total de vuelo de 8.000 horas, es decir, un poco menos de la mitad de su misión total. Consumió unos 58,8 kg de xenón y produjo un delta-v de 2.737 m/s (46,5 m/s por kg de xenón, 0,75 m/s por hora de tiempo de funcionamiento). Se encendió de nuevo el 15 de noviembre para un encendido planificado de 4,5 días para entrar completamente en órbita lunar. Llevó hasta febrero de 2005 usar el propulsor eléctrico para desacelerar hasta la órbita final a 300-3.000 km sobre la superficie de la Luna. [9] El rendimiento al final de la misión demostrado por el sistema de propulsión se indica arriba.
Tras su último perigeo el 2 de noviembre [10] , el 11 de noviembre de 2004 pasó por el punto de Lagrange L 1 Tierra-Luna y entró en la zona dominada por la influencia gravitatoria de la Luna , y a las 1748 UT del 15 de noviembre pasó el primer periseleno de su órbita lunar. La órbita osculadora en esa fecha era de 6.704 × 53.208 km, [11] con un período orbital de 129 horas, aunque la órbita real se completó en sólo 89 horas. Esto ilustra el impacto significativo que tienen las quemas del motor en la órbita y marca el significado de la órbita osculadora, que es la órbita que recorrería la nave espacial si en ese instante cesaran todas las perturbaciones, incluido el empuje.
El 15 de febrero de 2005 la ESA anunció una ampliación de la misión SMART-1 por un año, hasta agosto de 2006. Esta fecha se aplazó posteriormente al 3 de septiembre de 2006 para permitir más observaciones científicas desde la Tierra. [12]
El SMART-1 impactó en la superficie de la Luna, como estaba previsto, el 3 de septiembre de 2006 a las 05:42:22 UTC , poniendo fin a su misión. Moviéndose a aproximadamente 2.000 m/s (4.500 mph), el SMART-1 generó un impacto visible con telescopios terrestres desde la Tierra. Se espera que esto no sólo proporcione algunos datos que simulen el impacto de un meteorito , sino que también permita exponer materiales del suelo, como el hielo de agua, a un análisis espectroscópico .
La ESA estimó originalmente que el impacto ocurrió en 34°24′S 46°12′O / 34.4°S 46.2°O / -34.4; -46.2 . [13] En 2017, el lugar del impacto fue identificado a partir de los datos del Lunar Reconnaissance Orbiter en 34°15′43″S 46°11′35″O / 34.262°S 46.193°O / -34.262; -46.193 . [2] En el momento del impacto, la Luna era visible en América del Norte y del Sur, y en lugares del Océano Pacífico, pero no en Europa, África o Asia occidental.
Este proyecto ha generado datos y conocimientos que se utilizarán para otras misiones, como la misión BepiColombo de la ESA a Mercurio .
Las operaciones de Smart-1 se llevaron a cabo desde el Centro Europeo de Operaciones Espaciales ESOC de la ESA en Darmstadt, Alemania, dirigidas por el Gerente de Operaciones Espaciales Octavio Camino.
El segmento terrestre de Smart-1 fue un buen ejemplo de reutilización de infraestructuras en la ESA: la infraestructura de dinámica de vuelo y el sistema de distribución de datos (DDS) de Rosetta, Mars Express y Venus Express, el software genérico del sistema de control de misión SCOS 2000 y un conjunto de elementos de interfaz genéricos que utiliza la ESA para las operaciones de sus misiones.
El uso de los estándares CCSDS TLM y TC permitió una adaptación rentable de siete terminales diferentes de la red de seguimiento de la ESA (ESTRACK) más Weilheim en Alemania (DLR).
Los componentes que se desarrollaron específicamente para Smart-1 fueron: el simulador; una mezcla de hardware y software derivado del equipo Electrical Ground Support Equipment EGSE, el Mission Planning System y el Automation System desarrollado a partir de MOIS Archivado el 3 de agosto de 2019 en Wayback Machine (este último basado en un prototipo implementado para Envisat) y un conjunto de herramientas de ingeniería llamado MUST. Esto último permitió a los ingenieros de Smart-1 realizar investigaciones de anomalías a través de Internet, siendo pioneros en la ESA en el monitoreo de la TLM de la nave espacial usando teléfonos móviles y PDA y recibiendo alarmas de la nave espacial a través de SMS . [15] El Equipo de Control de Misión estaba compuesto por siete ingenieros en el Equipo de Control de Vuelo FCT, un grupo variable entre 2-5 ingenieros de Dinámica de Vuelo y 1-2 ingenieros de Sistemas de Datos. A diferencia de la mayoría de las misiones de la ESA, no había Controladores de Naves Espaciales (SPACON), y todas las operaciones y actividades de planificación de la misión fueron realizadas por el FCT. Este concepto originó horas extras y turnos de noche durante los primeros meses de la misión, pero funcionó bien durante el crucero y las fases lunares. La principal preocupación durante los tres primeros meses de la misión fue abandonar los cinturones de radiación lo antes posible para minimizar la degradación de los paneles solares y de los CCD de los seguidores estelares.
El primer y más crítico problema se produjo después de la primera revolución, cuando un fallo en el algoritmo de detección y corrección de errores (EDAC) de a bordo activó un interruptor autónomo en la computadora redundante en cada órbita, lo que provocó varios reinicios y encontró la nave espacial en modo SEGURO después de cada paso por el pericentro. El análisis de la telemetría de la nave espacial apuntó directamente a un problema desencadenado por la radiación con la rutina de interrupción EDAC. [16]
Otras anomalías durante este período fueron una combinación de problemas ambientales: altas dosis de radiación, especialmente en los rastreadores de estrellas y anomalías del software de a bordo: la codificación Reed Solomon se corrompió después de cambiar las velocidades de datos y tuvo que ser deshabilitada. Se superó mediante procedimientos y cambios en el enfoque de las operaciones en tierra. Los rastreadores de estrellas también fueron objeto de frecuentes contratiempos durante el escape de la Tierra y causaron algunas de las interrupciones de la Propulsión Eléctrica (EP). [17] Todos estos problemas se resolvieron con varios parches de software.
El EP mostró sensibilidad a los apagados inducidos por radiación. Este fenómeno identificado como el Transitorio de Evento Único del Optoacoplador (OSET), observado inicialmente en LEOP durante el primer encendido utilizando el cátodo B, se caracterizaba por una rápida caída en la Corriente del Ánodo que activaba el bit de alarma "Flame Out" causando el apagado del EP. Se identificó que el problema era la sensibilidad del Optoacoplador inducida por radiación. La recuperación de tales eventos consistía en reiniciar el propulsor. Esto se hizo manualmente durante varios meses hasta que se desarrolló un Parche de Software de A bordo (OBSW) para detectarlo e iniciar un reinicio autónomo del propulsor. Su impacto se limitó al cálculo de predicción de órbita utilizado para que las Estaciones Terrestres rastrearan la nave espacial y las correcciones de órbita posteriores.
Los diferentes tipos de anomalías y las frecuentes interrupciones en el empuje de la Propulsión Eléctrica llevaron a un aumento del soporte de las estaciones terrestres y de las horas extras del equipo de operaciones de vuelo que tuvo que reaccionar rápidamente. Su recuperación a veces consumía mucho tiempo, especialmente cuando la nave espacial se encontraba en modo SAFE. [18] En general, impidieron que las operaciones se llevaran a cabo como se había planeado originalmente, con un pase de 8 horas cada 4 días.
La misión negoció el uso de la capacidad sobrante de la red ESTRACK. Este concepto permitió una cobertura de red aproximadamente ocho veces mayor sin costo adicional, pero originó conflictos y gastos generales inesperados. En última instancia, permitió contactos adicionales con la nave espacial durante la etapa inicial de la misión y un aumento importante de la actividad científica durante la fase lunar. Esta fase requirió una importante reconfiguración de los almacenes de a bordo y su funcionamiento. Este cambio diseñado por el equipo de control de vuelo de ESOC e implementado por la Corporación Espacial Sueca en poco tiempo requirió reescribir parte de los procedimientos de control de vuelo (FOP) para las operaciones en la Luna.
Las operaciones durante la fase lunar se automatizaron en gran medida: la dirección de la dinámica de vuelo se controlaba mediante menús, lo que permitía que más del 98% de las órdenes se generaran mediante el sistema de planificación de la misión (MPS). La ampliación del sistema MPS con el denominado MOIS Executor [16] se convirtió en el sistema de automatización Smart-1, que permitió operar el 70% de los pases sin tripulación hacia el final de la misión y permitió la validación del primer "sistema de automatización de naves espaciales" operativo en la ESA [19] .
La misión logró todos sus objetivos: salir de la influencia de los cinturones de radiación 3 meses después del lanzamiento, salir en espiral durante 11 meses y ser capturada por la Luna mediante resonancias, la puesta en servicio y operaciones de todos los instrumentos durante la fase de crucero y la optimización de los procedimientos de navegación y operacionales requeridos para la operación de Propulsión Eléctrica. [20] Las eficientes operaciones de la Propulsión Eléctrica en la Luna permitieron la reducción del radio orbital beneficiando las operaciones científicas y extendiendo esta misión por un año más.
En la referencia [16] se proporciona una cronología detallada de los eventos de las operaciones.
Las fases completas de la misión desde la perspectiva de las operaciones están documentadas en [21], incluido el rendimiento de los diferentes subsistemas.
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