SMART-1 fue un satélite de la Agencia Espacial Europea diseñado por Suecia que orbitaba la Luna . Fue lanzado el 27 de septiembre de 2003 a las 23:14 UTC desde el Centro Espacial de Guayana en Kourou , Guayana Francesa . "SMART-1" significa Pequeñas Misiones para la 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]
SMART-1 tenía aproximadamente un metro de ancho (3,3 pies) y era liviana en comparación con otras sondas. Su masa de lanzamiento fue de 367 kg o 809 libras, de los cuales 287 kg (633 lb) no eran propulsor.
Fue propulsado por un propulsor de efecto Hall alimentado por energía solar (Snecma PPS-1350 -G) que utilizaba 82 kg de gas xenón contenidos en un tanque de 50 litros a una presión de 150 bares en el momento del lanzamiento. El propulsor del motor de iones utilizó 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 de los cohetes químicos. Un kg de propulsor (1/350 a 1/300 de la masa total de la nave espacial) produjo un delta-v de aproximadamente 45 m/s. El subsistema de propulsión eléctrica pesaba 29 kg y tenía un consumo máximo de energía de 1.200 vatios. SMART-1 fue el primero del programa de Pequeñas Misiones de Investigación y Tecnología Avanzada de la ESA.
Los paneles solares con capacidad de 1850W al comienzo de la misión pudieron proporcionar el conjunto máximo de 1190 W al propulsor, dando un empuje nominal de 68 mN, por lo tanto una aceleración de 0,2 mm/s 2 o 0,7 m/s. por hora (es decir, poco menos de 0,00002 g de aceleración). Como ocurre con 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 seguida por SMART-1 hacia la Luna requirió impulso durante aproximadamente un tercio a la mitad de cada órbita. Al alejarse en espiral de la Tierra, el empuje se realizaba 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 de construir naves espaciales muy económicas y relativamente pequeñas , el coste total de SMART-1 fue relativamente pequeño de 110 millones de euros (unos 170 millones de dólares estadounidenses ). SMART-1 fue diseñado y desarrollado por la Corporación Espacial Sueca en nombre de la ESA . El montaje de la nave espacial lo llevó a cabo Saab Space en Linköping . Las pruebas de la nave espacial fueron dirigidas por la Corporación Espacial Sueca y ejecutadas por Saab Space. El director del proyecto en la ESA fue Giuseppe Racca hasta que la nave espacial alcanzó la órbita operativa lunar. Luego fue reemplazado por Gerhard Schwehm para la fase de Ciencias. El director del proyecto de 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 fue Octavio Camino.
El Experimento Avanzado de Microimagen Lunar era una cámara en color en miniatura para obtener imágenes lunares. La cámara CCD con tres filtros de 750, 900 y 950 nm pudo tomar imágenes con una resolución de píxeles promedio de 80 m (aproximadamente 260 pies). La cámara pesaba 2,1 kg (aproximadamente 4,5 libras) y tenía un consumo de energía de 9 vatios. [4]
La demostración de un espectrómetro compacto de rayos X fue un telescopio de rayos X para la identificación de elementos químicos en la superficie lunar. Detectó 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 fue de 0,5 a 10 keV. El espectrómetro y el XSM (descrito a continuación) pesaban juntos 5,2 kg y consumían energía de 18 vatios.
El monitor solar de rayos X estudió la variabilidad solar para complementar las mediciones del D-CIXS.
El espectrómetro de infrarrojos Smart-1 era un espectrómetro de infrarrojos para la identificación de espectros minerales de olivino y piroxeno . Detectó longitudes de onda de 0,93 a 2,4 μm con 256 canales. El paquete pesaba 2,3 kg y consumía 4,1 vatios. [5]
El paquete de diagnóstico de propulsión eléctrica debía adquirir datos sobre el nuevo sistema de propulsión en SMART-1. El paquete pesaba 0,8 kg y consumía 1,8 vatios. [6]
El experimento de potencial, electrones y polvo de la nave espacial. El experimento pesaba 0,8 kg y consumía 1,8 vatios. Su función era medir las propiedades y la densidad del plasma alrededor de la nave espacial, ya sea como sonda Langmuir o como sonda de campo eléctrico. SPEDE observó la emisión del motor de iones de la nave y la "estela" que deja la Luna al viento solar . A diferencia de la mayoría de los otros instrumentos que deben apagarse para evitar daños, SPEDE podría seguir midiendo dentro de cinturones de radiación y en 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 cine e inventor finlandés. Los algoritmos desarrollados para SPEDE se utilizaron posteriormente en el módulo de aterrizaje Philae de la ESA . [8]
Experimento TT&C (telemetría, seguimiento y control) de banda K. El experimento pesó 6,2 kg y consumió 26 vatios. El transpondedor de banda Ka fue diseñado como precursor de BepiColombo para realizar investigaciones radiocientíficas y monitorear el rendimiento dinámico del sistema de propulsión eléctrica.
SMART-1 fue lanzado el 27 de septiembre de 2003 junto con Insat 3E y eBird 1 , mediante un cohete Ariane 5 desde el Centro Espacial de Guayana en la Guayana Francesa . Después de 42 minutos fue lanzado a una órbita de transferencia geoestacionaria de 7.035 × 42.223 km. A partir de ahí, utilizó su propulsión primaria eléctrica solar (SEPP) para despegar gradualmente durante trece meses.
La órbita se puede ver 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 número 289 del motor, 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, poco menos de la mitad de su misión total. Consumió alrededor de 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 funcionamiento). Se volvió a encender el 15 de noviembre para un encendido planificado de 4,5 días para entrar completamente en la órbita lunar. Fue necesario hasta febrero de 2005 utilizar el propulsor eléctrico para desacelerar hasta la órbita final, entre 300 y 3000 km sobre la superficie de la Luna. [9] El rendimiento al final de la misión demostrado por el sistema de propulsión se indica arriba.
Después de su último perigeo el 2 de noviembre, [10] el 11 de noviembre de 2004 pasó a través del punto Lagrangiano L 1 Tierra-Luna y entró en el área dominada por la influencia gravitacional 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 importante impacto que tiene el encendido 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.
La ESA anunció el 15 de febrero de 2005 una extensión de la misión de SMART-1 por un año hasta agosto de 2006. Esta fecha se cambió posteriormente al 3 de septiembre de 2006 para permitir más observaciones científicas desde la Tierra. [12]
SMART-1 impactó 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 2000 m/s (4500 mph), SMART-1 creó 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 también que pueda exponer materiales en el suelo, como hielo de agua, a análisis espectroscópicos .
La ESA estimó originalmente que el impacto se produjo en 34°24′S 46°12′W / 34,4°S 46,2°W / -34,4; -46,2 . [13] En 2017, el lugar del impacto se identificó a partir de datos del Lunar Reconnaissance Orbiter en 34°15′43″S 46°11′35″W / 34.262°S 46.193°W / -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 de la ESA (ESOC) en Darmstadt, Alemania, dirigidas por el Gerente de Operaciones de la Nave Espacial Octavio Camino.
El segmento terrestre de Smart-1 fue un buen ejemplo de reutilización de infraestructura en la ESA: infraestructura de dinámica de vuelo y 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 utilizan en 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 fueron desarrollados específicamente para Smart-1 fueron: el simulador; una combinación 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 llamadas MUST. Esto último permitió a los ingenieros del Smart-1 realizar investigaciones de anomalías a través de Internet, siendo pioneros en la ESA en el seguimiento de las naves espaciales TLM utilizando teléfonos móviles y PDA y recibiendo alarmas de las naves espaciales 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 y 5 ingenieros de dinámica de vuelo y 1 o 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 misiones las realizaba el FCT. Este concepto originó horas extras y turnos nocturnos durante los primeros meses de la misión, pero funcionó bien durante el crucero y las fases lunares. La principal preocupación durante los primeros tres 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 seguimiento de estrellas.
El primer y más crítico problema se produjo después de la primera revolución, cuando una falla en el algoritmo de detección y corrección de errores (EDAC) a bordo desencadenó un cambio autónomo a la computadora redundante en cada órbita, lo que provocó varios reinicios, encontrando 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 provocado por la radiación en la rutina de interrupción EDAC. [dieciséis]
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 a bordo: la codificación Reed Solomon se corrompió después de cambiar las velocidades de datos y tuvo que desactivarse. Fue superado por procedimientos y cambios en el enfoque de las operaciones terrestres. Los rastreadores de estrellas también sufrieron frecuentes contratiempos durante el escape terrestre y provocaron algunas interrupciones en la propulsión eléctrica (EP). [17] Todos se resolvieron con varios parches de software.
El PE mostró sensibilidad a los cierres provocados por la radiación. Este fenómeno identificado como Transiente de evento único del optoacoplador (OSET), observado inicialmente en LEOP durante el primer disparo usando el cátodo B, se caracterizó por una rápida caída en la corriente del ánodo que disparó el bit de alarma 'Flame Out' que provocó el apagado del EP. . Se identificó que el problema era la sensibilidad del optoacoplador inducida por la radiación. La recuperación de tales eventos supuso reiniciar el propulsor. Esto se hizo manualmente durante varios meses hasta que se desarrolló un parche de software a bordo (OBSW) para detectarlo e iniciar un reinicio autónomo del propulsor. Su impacto se limitó al cálculo de predicción de la órbita utilizado por las estaciones terrestres para rastrear la nave espacial y las posteriores correcciones de la órbita.
Los distintos tipos de anomalías y las frecuentes interrupciones en el empuje de la Propulsión Eléctrica provocaron un aumento del soporte de las estaciones terrestres y horas extras del equipo de operaciones de vuelo que tuvo que reaccionar rápidamente. Su recuperación a veces llevó mucho tiempo, especialmente cuando la nave espacial se encontró en modo SEGURO. [18] En general, impidieron ejecutar las operaciones como se planeó originalmente teniendo un pase de 8 horas cada 4 días.
La misión negoció el uso de la capacidad excedente de la red ESTRACK. Este concepto permitió una cobertura de red aproximadamente ocho veces adicional sin costo adicional, pero generó gastos generales y conflictos inesperados. En última instancia, permitió contactos adicionales con la nave espacial durante las primeras etapas de la misión y un importante aumento de la ciencia durante la fase lunar. Esta fase requirió una importante reconfiguración de los almacenes 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 vuelven altamente automatizadas: la dinámica de vuelo apuntada estaba "controlada por menú", lo que permitía que más del 98% del comando fuera generado por el sistema de planificación de misión MPS. La ampliación del sistema MPS con el llamado MOIS Executor [16] se convirtió en el sistema de automatización Smart-1. Permitió operar el 70% de los pases sin tripulación hacia el final de la misión y permitió validar el primer "sistema de automatización de naves espaciales" operativo en la ESA. [19]
La misión logró todos sus objetivos: salir de los cinturones de radiación 3 meses después del lanzamiento, salir en espiral durante 11 meses y ser captada por la Luna mediante resonancias, la puesta en servicio y funcionamiento de todos los instrumentos durante la fase de crucero y la optimización de la navegación. y procedimientos operativos 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 ref. se proporciona una cronología detallada de los eventos de las operaciones. [dieciséis]
Las fases completas de la misión desde la perspectiva de las operaciones están documentadas en [21] , incluido el rendimiento de los diferentes subsistemas.
{{citation}}: Mantenimiento CS1: nombres numéricos: lista de autores ( enlace ){{citation}}: Mantenimiento CS1: nombres numéricos: lista de autores ( enlace )