El Mars Climate Orbiter (anteriormente Mars Surveyor '98 Orbiter ) fue una sonda espacial robótica lanzada por la NASA el 11 de diciembre 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 permanentemente cuando entró en inserción orbital . La nave espacial se encontró con Marte en una trayectoria que la acercó demasiado al planeta, y se destruyó en la atmósfera o escapó de la vecindad del planeta y entró en una órbita alrededor del Sol. [2] Una investigación atribuyó la falla a un desajuste de medición entre dos sistemas de medición: las unidades del SI (métricas) de la NASA y las unidades habituales de EE. UU. del constructor de naves espaciales Lockheed Martin . [3]
Después de la pérdida de 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 on Small Spacecraft Technology para establecer pautas para futuras naves espaciales en miniatura. El panel determinó que la nueva línea de naves espaciales en miniatura debería tener menos de 1000 kg (2200 libras ) con instrumentación altamente enfocada. [4] En 1995, comenzó un nuevo programa Mars Surveyor como un conjunto de misiones diseñadas con objetivos limitados, bajos costos y lanzamientos frecuentes. La primera misión en el nuevo programa fue Mars Global Surveyor , lanzada en 1996 para mapear Marte y proporcionar datos geológicos utilizando instrumentos destinados a Mars Observer . [5] Después de 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: [6]
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 estaba construida en gran parte con soportes de panal de aluminio/compuesto de grafito, 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 redundancia dual en los sistemas más importantes. [6] [7] La nave espacial pesaba 638 kilogramos (1.407 libras). [1]
La nave espacial estaba estabilizada en tres ejes e incluía ocho propulsores monopropulsantes de hidracina : cuatro propulsores de 22 N (4,9 lb f ) 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 se determinó mediante un rastreador de estrellas , dos sensores solares y dos unidades de medición inercial . La orientación se controló encendiendo los propulsores o utilizando 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, [8] que proporcionaba 640 N (140 lb f ) de empuje al quemar combustible de hidracina con oxidante de tetróxido de nitrógeno (NTO). [6] [7]
La nave espacial incluía una antena de alta ganancia de 1,3 metros (4 pies y 3 pulgadas) para transmitir datos con la Red de Espacio Profundo a través de la banda x . El transpondedor de radio diseñado para la misión Cassini-Huygens se utilizó como medida de ahorro de costos. También incluía un sistema de radiofrecuencia UHF bidireccional para retransmitir comunicaciones con el módulo de aterrizaje polar de Marte en el momento del aterrizaje previsto para el 3 de diciembre de 1999. [6] [7] [9]
La sonda espacial estaba propulsada por un panel solar de 3 paneles , que proporcionaba una media de 500 W (0,67 hp) en Marte. Una vez desplegado, el panel solar medía 5,5 metros (18 pies 1 pulgada) de largo. La energía se almacenaba en baterías de níquel-hidrógeno de 12 celdas y 16 amperios-hora . Las baterías estaban destinadas a recargarse cuando el panel solar recibiera luz solar y alimentar la nave espacial cuando pasara por la sombra de Marte. Al entrar en órbita alrededor de Marte, el panel solar se utilizaría en la maniobra de aerofrenado , para reducir la velocidad de la nave espacial hasta que se alcanzara una órbita circular. El diseño se adaptó en gran medida de las directrices de la Small Spacecraft Technology Initiative descritas en el libro Technology for Small Spacecraft . [6] [7] [4]
En un esfuerzo por simplificar las implementaciones previas de computadoras en naves espaciales, Mars Climate Orbiter contaba con una sola computadora que utilizaba un procesador IBM RAD6000 que utilizaba un ISA POWER1 capaz de operar 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 usarse para datos muy importantes, incluidas copias triplicadas del software del sistema de vuelo. [6]
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 partículas de polvo y condensados en la atmósfera y en la superficie en diferentes longitudes y estaciones. [10] Su investigador principal fue Daniel McCleese en JPL/CALTECH. Objetivos similares se lograron más tarde con Mars Climate Sounder a bordo del Mars Reconnaissance Orbiter . Sus objetivos: [11]
El 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, se pueden obtener resoluciones de hasta 1 kilómetro (3300 pies). [ 12] [13] El investigador principal de este proyecto fue Michael Malin de Malin Space Science Systems y el proyecto se reincorporó al Mars Reconnaissance Orbiter .
Sus objetivos: [12]
La sonda Mars Climate Orbiter fue lanzada el 11 de diciembre de 1998 a las 18:45:51 UTC por la NASA desde el Complejo de Lanzamiento Espacial 17A en la Estación Aérea de Cabo Cañaveral en Florida, a bordo de un vehículo de lanzamiento Delta II 7425. La secuencia completa de encendido duró 42 minutos, llevando a la nave espacial a una órbita de transferencia Hohmann , enviando la sonda a una trayectoria de 9,5 meses y 669 millones de kilómetros (416 millones de millas). [ 6] [9] En el lanzamiento, Mars Climate Orbiter pesaba 638 kg ( 1407 lb) incluido el propulsor. [1]
El Mars Climate Orbiter inició la maniobra de inserción orbital prevista el 23 de septiembre de 1999 a las 09:00:46 UTC. El Mars Climate Orbiter perdió el contacto por radio cuando la nave espacial pasó detrás de Marte a las 09:04:52 UTC, 49 segundos antes de lo esperado, y la comunicación nunca se restableció. Debido a complicaciones derivadas de un error humano , la nave espacial se encontró con Marte a una altitud inferior a la prevista y se destruyó en la atmósfera o reingresó al espacio heliocéntrico después de abandonar la atmósfera de Marte. [2] Desde entonces, el Mars Reconnaissance Orbiter ha completado la mayoría de los objetivos previstos para esta misión.
El problema no fue el error, sino la falla de la ingeniería de sistemas de la NASA y de los controles y contrapesos de nuestros procesos para detectar el error. Por eso perdimos la nave espacial.
—Edward Weiler, administrador asociado de la NASA para la ciencia espacial [14]
El 10 de noviembre de 1999, la Junta de Investigación de Accidentes del Mars Climate Orbiter publicó un informe de la Fase I, en el que se detallaban los supuestos problemas encontrados con la pérdida de la nave espacial.
Previamente, el 8 de septiembre de 1999, se calculó la Maniobra de Corrección de Trayectoria-4 (TCM-4), que luego se ejecutó el 15 de septiembre de 1999. Su objetivo era colocar la nave espacial en una posición óptima para una maniobra de inserción orbital que llevaría 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 la TCM-4 y la maniobra de inserción orbital, el equipo de navegación informó que parecía que la altitud de inserción podría ser mucho menor que la prevista, de unos 150 a 170 km (93 a 106 millas). Veinticuatro horas antes de la inserción orbital, los cálculos situaban al orbitador a una altitud de 110 km (68 millas). 80 km (50 millas) era la altitud mínima a la que se pensaba que el Mars Climate Orbiter era capaz de sobrevivir durante esta maniobra.
Durante la inserción, el orbitador debía pasar rozando la atmósfera superior de Marte, frenando 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 fuera de la atmósfera más densa de lo esperado, [ cita requerida ] y se habría destruido en la atmósfera o habría reingresado al espacio heliocéntrico. [2]
La causa principal de esta discrepancia fue que un software terrestre suministrado por Lockheed Martin produjo resultados en una unidad habitual en los Estados Unidos , contrariamente a su Especificación de Interfaz de Software (SIS), mientras que un segundo sistema, suministrado por la NASA, esperaba que esos resultados estuvieran en unidades del SI , de acuerdo con la SIS. En concreto, el software que calculaba el impulso total producido por los disparos de los propulsores produjo resultados en libras-fuerza-segundos . El software de cálculo de la trayectoria utilizó entonces estos resultados (que se esperaba que estuvieran en newton-segundos (incorrectos por un factor de 4,45) [2] ) para actualizar la posición prevista de la nave espacial. [2]
Sin embargo, la NASA no atribuye a Lockheed la responsabilidad por la pérdida de la misión; en cambio, varios funcionarios de la NASA han declarado que la propia NASA fue la culpable por no realizar las comprobaciones y pruebas adecuadas que habrían detectado la discrepancia. [14]
La discrepancia entre la posición calculada y la medida, que dio lugar a la discrepancia entre la altitud de inserción en órbita deseada y la real, había sido advertida anteriormente por al menos dos navegantes, cuyas preocupaciones fueron desestimadas porque "no siguieron las reglas sobre cómo completar [el] formulario para documentar sus preocupaciones". Se convocó una reunión de ingenieros de software de trayectoria, operadores de software de trayectoria (navegantes), 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 que se acordó realizar la TCM-5, pero finalmente no se llevó a cabo. [14]
Según la NASA, el costo de la misión fue de $327,6 millones ($571,41 millones en 2023) [15] en total para el orbitador y el módulo de aterrizaje, que comprende $193,1 millones ($336,81 millones en 2023) [15] para el desarrollo de la nave espacial, $91,7 millones ($159,95 millones en 2023) [15] para su lanzamiento y $42,8 millones ($74,65 millones en 2023) [15] para las operaciones de la misión. [7]
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