Mars Polar Lander - Mars Polar Lander
 Representação artística do módulo Mars Polar Lander em Marte
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| Nomes | Mars Surveyor '98 |
|---|---|
| Tipo de missão | Lander |
| Operador | NASA / JPL |
| COSPAR ID | 1999-001A |
| SATCAT nº | 25605 |
| Local na rede Internet | Site do Mars Polar Lander |
| Duração da missão | 334 dias |
| Propriedades da espaçonave | |
| Fabricante | Martin Marietta |
| Massa de lançamento | 290 quilogramas (640 lb) |
| Poder | Painel solar 200 W e bateria NiH 2 |
| Início da missão | |
| Data de lançamento | 20:21:10, 3 de janeiro de 1999 (UTC) |
| Foguete | Delta II 7425 |
| Local de lançamento | Cabo Canaveral AFS SLC-17A |
| Fim da missão | |
| Disposição | falha na aterrissagem |
| Declarado | 17 de janeiro de 2000 |
| Último contato | 20:00, 3 de dezembro de 1999 (UTC) |
| Sonda marte | |
| Data de desembarque | ~ 20: 15 UTC ERT , 3 de dezembro de 1999 |
| Local de pouso | Ultimi Scopuli , 76 ° S 195 ° W / 76 ° S 195 ° W (projetado) |
 Logotipo da missão Mars Surveyor 98 | |
A Mars Polar Lander , também conhecida como a Mars Surveyor '98 Lander , foi um 290 quilos nave espacial robótica lander lançado pela NASA em 3 de janeiro de 1999, para estudar o solo e clima de Planum Australe , uma região perto do pólo sul de Marte . Fazia parte da missão Mars Surveyor '98 . No entanto, em 3 de dezembro de 1999, após a previsão de conclusão da fase de descida, a sonda não conseguiu restabelecer a comunicação com a Terra. Uma análise post-mortem determinou que a causa mais provável do acidente foi o término prematuro da ignição do motor antes que a sonda tocasse a superfície, fazendo com que atingisse o planeta em alta velocidade.
O custo total da Mars Polar Lander foi de US $ 165 milhões. O desenvolvimento da nave espacial custou US $ 110 milhões, o lançamento foi estimado em US $ 45 milhões e as operações de missão em US $ 10 milhões.
Histórico da missão
História
Como parte da missão Mars Surveyor '98 , um módulo de pouso foi procurado como uma forma de coletar dados climáticos do solo em conjunto com um orbitador. A NASA suspeitou que uma grande quantidade de água congelada pode existir sob uma fina camada de poeira no pólo sul. No planejamento do Mars Polar Lander, o conteúdo potencial de água no pólo sul marciano foi o fator determinante mais forte para a escolha de um local de pouso. Um CD-ROM contendo os nomes de um milhão de crianças de todo o mundo foi colocado a bordo da espaçonave como parte do programa "Send Your Name to Mars", projetado para estimular o interesse pelo programa espacial entre as crianças.
Os objetivos principais da missão eram:
- pousar no terreno em camadas na região polar sul de Marte;
- busca por evidências relacionadas a climas antigos e mudanças climáticas periódicas mais recentes;
- dar uma imagem do clima atual e das mudanças sazonais em altas latitudes e, em particular, a troca de vapor de água entre a atmosfera e o solo;
- pesquisar por gelo subterrâneo próximo à superfície nas regiões polares e analisar o solo em busca de dióxido de carbono e água fisicamente e quimicamente ligados; e
- estudar a morfologia da superfície (formas e estruturas), geologia, topografia e clima do local de pouso.
Deep Space 2 Probes
O Mars Polar Lander carregava duas pequenas sondas de impacto idênticas, conhecidas como "Deep Space 2 A e B". As sondas foram projetadas para atingir a superfície com alta velocidade a aproximadamente 73 ° S 210 ° W / 73 ° S 210 ° W para penetrar no solo marciano e estudar a composição do subsolo até um metro de profundidade. No entanto, após entrar na atmosfera marciana, as tentativas de contatar as sondas falharam.
Deep Space 2 foi financiado pelo Programa do Novo Milênio e seus custos de desenvolvimento foram de US $ 28 milhões.
Projeto de nave espacial
A espaçonave media 3,6 metros de largura e 1,06 metros de altura com as pernas e painéis solares totalmente implantados. A base foi construída principalmente com uma plataforma de favo de mel de alumínio , folhas compostas de grafite-epóxi formando a borda e três pernas de alumínio. Durante a aterrissagem, as pernas deveriam ser implantadas da posição retraída com molas de compressão e absorver a força da aterrissagem com inserções de colmeia de alumínio esmagáveis em cada perna. No convés do módulo de pouso, uma pequena gaiola térmica de Faraday abrigava o computador, eletrônicos e baterias de distribuição de energia, eletrônicos de telecomunicações e os componentes do tubo de calor de circuito da bomba capilar (LHP), que mantinham a temperatura operacional. Cada um desses componentes inclui unidades redundantes no caso de uma delas falhar.
Controle de atitude e propulsão
Durante a viagem a Marte, o estágio de cruzeiro foi estabilizado em três eixos com quatro módulos de motor de reação monopropelente de hidrazina , cada um incluindo um propulsor de manobra de correção de trajetória de 22 newton para propulsão e um sistema de controle de reação de 4 newton para controle de atitude (orientação). A orientação da espaçonave foi realizada usando sensores redundantes do Sol , rastreadores de estrelas e unidades de medição inercial .
Durante a descida, o módulo de pouso usou três grupos de motores modulados por pulso, cada um contendo quatro propulsores monopropelentes de hidrazina de 266 newtons. A altitude durante o pouso foi medida por um sistema de radar doppler , e um subsistema de controle de atitude e articulação (AACS) controlou a atitude para garantir que a espaçonave pousasse no azimute ideal para maximizar a coleta solar e a telecomunicação com a sonda.
A sonda foi lançada com dois tanques de hidrazina contendo 64 quilos de propelente e pressurizados com hélio . Cada tanque esférico estava localizado na parte inferior da sonda e fornecia propelente durante os estágios de cruzeiro e descida.
Comunicações
Durante o estágio de cruzeiro, as comunicações com a espaçonave foram conduzidas na banda X usando uma antena em forma de chifre de ganho médio e amplificadores de potência de estado sólido redundantes. Para medidas de contingência, uma antena omnidirecional de baixo ganho também foi incluída.
A sonda foi originalmente concebida para comunicar dados através do Mars Climate Orbiter com falha por meio da antena UHF . Com o orbitador perdido em 23 de setembro de 1999, o módulo de pouso ainda seria capaz de se comunicar diretamente com a Deep Space Network através do link Direct-To-Earth (DTE), uma antena parabólica de banda X, orientável, de ganho médio e localizada em o convés. Alternativamente, o Mars Global Surveyor pode ser usado como um relé usando a antena UHF várias vezes em cada dia marciano. No entanto, a Deep Space Network só poderia receber dados e não enviar comandos para o módulo de pouso usando este método. A antena de ganho médio direto para a Terra forneceu um canal de retorno de 12,6 kbit / s , e o caminho de retransmissão UHF forneceu um canal de retorno de 128 kbit / s. As comunicações com a espaçonave seriam limitadas a eventos de uma hora, restringidas pelo aumento de calor que ocorreria nos amplificadores. O número de eventos de comunicação também seria restringido por limitações de energia.
Poder
O estágio de cruzeiro incluiu dois painéis solares de arsenieto de gálio para alimentar o sistema de rádio e manter a energia das baterias no módulo de pouso, o que manteve certos aparelhos eletrônicos aquecidos.
Depois de descer à superfície, o módulo de pouso deveria implantar dois painéis solares de arsenieto de gálio de 3,6 metros de largura, localizados em cada lado da espaçonave. Outros dois painéis solares auxiliares foram localizados na lateral para fornecer energia adicional para um total esperado de 200 watts e aproximadamente oito a nove horas de operação por dia.
Embora o Sol não tenha se posto abaixo do horizonte durante a missão primária, muito pouca luz teria atingido os painéis solares para permanecer quente o suficiente para que certos aparelhos eletrônicos continuassem funcionando. Para evitar esse problema, uma bateria de níquel e hidrogênio de 16 A foi incluída para ser recarregada durante o dia e para alimentar o aquecedor do invólucro térmico à noite. Essa solução também deveria limitar a vida útil da sonda. Como os dias marcianos ficariam mais frios no final do verão, muito pouca energia seria fornecida ao aquecedor para evitar o congelamento, resultando no congelamento da bateria e sinalizando o fim da vida operacional do módulo de pouso.
Instrumentos científicos
Mars Descent Imager
Stereo Surface Imager
LIDAR
Braço robótico
Robotic Arm Camera
Pacote Meteorológico
Analisador Térmico e de Gás Evoluído
Microfone Marte
Diagrama anotado da espaçonave Mars Polar Lander
A espaçonave na posição retraída pouco antes do encapsulamento
Testes realizados nas instalações de montagem e encapsulamento da nave espacial
A cápsula de entrada do Mars Polar Lander , pouco antes de ser montada no estágio superior Star 48
- Mars Descent Imager (MARDI)
- Montada na parte inferior do módulo de pouso, a câmera foi projetada para capturar 30 imagens enquanto a espaçonave descia para a superfície. As imagens adquiridas seriam usadas para fornecer contexto geográfico e geográfico para a área de pouso.
- Surface Stereo Imager (SSI)
- Usando um par de dispositivos acoplados de carga (CCD), a câmera panorâmica estéreo foi montada em um mastro de um metro de altura e ajudaria no analisador de gás evoluído termicamente na determinação de áreas de interesse para o braço robótico. Além disso, a câmera seria usada para estimar a densidade da coluna de poeira atmosférica, a profundidade óptica dos aerossóis e as abundâncias de vapor d'água da coluna inclinada, usando imagens de banda estreita do sol.
- Detecção de luz e alcance (LIDAR)
- O instrumento de sondagem a laser foi projetado para detectar e caracterizar aerossóis na atmosfera até três quilômetros acima da sonda. O instrumento operava em dois modos: modo ativo , usando um diodo laser incluído, e modo acústico , usando o Sol como fonte de luz para o sensor. No modo ativo, a sirene a laser emitia pulsos de 100 nanossegundos em um comprimento de onda de 0,88 micrômetro na atmosfera e, em seguida, registrava a duração de tempo para detectar a luz espalhada pelos aerossóis. O tempo necessário para o retorno da luz poderia então ser usado para determinar a abundância de gelo, poeira e outros aerossóis na região. No modo acústico, o instrumento mede o brilho do céu conforme iluminado pelo Sol e registra a dispersão da luz conforme ela passa para o sensor.
- Braço Robótico (RA)
- Localizado na frente do módulo de pouso, o braço robótico era um tubo de alumínio de um metro de comprimento com uma junta de cotovelo e uma concha articulada presa à extremidade. A concha deveria ser usada para cavar o solo nas vizinhanças diretas da sonda. O solo pode então ser analisado na colher com a câmera do braço robótico ou transferido para o analisador de gás termicamente desenvolvido.
- Robotic Arm Camera (RAC)
- Localizada no braço robótico, a câmera de carga acoplada incluía duas lâmpadas vermelhas, duas verdes e quatro azuis para iluminar as amostras de solo para análise.
- Pacote Meteorológico (MET)
- Vários instrumentos relacionados à detecção e registro de padrões climáticos, foram incluídos no pacote. Sensores de vento, temperatura, pressão e umidade foram localizados no braço robótico e dois mastros desdobráveis: um mastro principal de 1,2 m , localizado no topo do módulo de pouso, e um submastro secundário de 0,9 m que seria implantado para baixo para adquirir medições perto de o chão.
- Analisador Térmico e de Gás Evoluído (TEGA)
- O instrumento foi projetado para medir abundâncias de água, gelo de água, dióxido de carbono adsorvido, oxigênio e minerais voláteis em amostras de solo superficial e subterrâneo coletadas e transferidas pelo braço robótico. Os materiais colocados em uma grelha dentro de um dos oito fornos seriam aquecidos e vaporizados a 1.000 ° C. O analisador de gás evoluído registraria as medições usando um espectrômetro e uma célula eletroquímica . Para calibração, um forno vazio também seria aquecido durante este processo para calorimetria de varredura diferencial . A diferença na energia necessária para aquecer cada forno indicaria então as concentrações de gelo de água e outros minerais contendo água ou dióxido de carbono.
- Microfone Marte
- O microfone foi projetado para ser o primeiro instrumento a gravar sons em outro planeta. Composto principalmente por um microfone geralmente usado com aparelhos auditivos , esperava-se que o instrumento registrasse sons de poeira soprada, descargas elétricas e os sons da espaçonave em operação em amostras de 12 bits de 2,6 ou 10,6 segundos. O microfone foi construído usando peças prontas para o uso, incluindo um circuito integrado RSC-164 da Sensory, Inc. normalmente usado em dispositivos de reconhecimento de voz.
Perfil da missão
| Linha do tempo das observações | ||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
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Lançamento e trajetória
O Mars Polar Lander foi lançado em 3 de janeiro de 1999, às 20:21:10 UTC pela Administração Nacional da Aeronáutica e do Espaço do Complexo de Lançamento Espacial 17B na Estação da Força Aérea de Cabo Canaveral na Flórida, a bordo de um veículo lançador Delta II 7425 . A sequência de queima completa durou 47,7 minutos depois que um impulsionador de terceiro estágio de combustível sólido Thiokol Star 48 B colocou a espaçonave em uma trajetória de transferência de 11 meses para Marte a uma velocidade final de 6,884 quilômetros por segundo em relação a Marte. Durante o cruzeiro, a espaçonave foi alojada dentro de uma cápsula aeroshell e um segmento conhecido como estágio de cruzeiro fornecia energia e comunicação com a Terra.
Diagrama de configuração de lançamento.
Foto de lançamento do Mars Polar Lander a bordo de um veículo de lançamento Delta II.
Diagrama da trajetória interplanetária do Mars Polar Lander.
Zona de aterrissagem
A zona de aterrissagem alvo era uma região próxima ao pólo sul de Marte, chamada de Ultimi Scopuli , porque apresentava um grande número de escópulos ( escarpas lobadas ou irregulares ).
Tentativa de pouso
Em 3 de dezembro de 1999, a Mars Polar Lander chegou a Marte e os operadores da missão começaram os preparativos para o pouso. Às 14h39min UTC, o estágio de cruzeiro foi descartado, o que deu início a uma queda planejada de comunicação para durar até que a espaçonave pousasse na superfície. Seis minutos antes da entrada atmosférica, um disparo de propulsor de 80 segundos programado virou a espaçonave para a orientação de entrada adequada, com o escudo térmico posicionado para absorver o calor de 1.650 ° C que seria gerado quando a cápsula descendente passasse pela atmosfera.
Viajando a 6,9 quilômetros por segundo, a cápsula de entrada entrou na atmosfera marciana às 20:10:00 UTC, e era esperado que pousasse nas proximidades de 76 ° S 195 ° W / 76 ° S 195 ° W em uma região conhecida como Planum Australe . O restabelecimento da comunicação estava previsto para 20:39:00 UTC, após o pouso. No entanto, a comunicação não foi restabelecida e o módulo de pouso foi declarado perdido.
Em 25 de maio de 2008, a sonda Phoenix chegou a Marte e, subsequentemente, concluiu a maioria dos objetivos da sonda Mars Polar , carregando vários instrumentos iguais ou derivados.
Mapa de imagem interativo da topografia global de Marte , sobreposto com localizações de locais Mars Lander e Rover . Passe o mouse sobre a imagem para ver os nomes de mais de 60 características geográficas proeminentes e clique para criar um link para elas. A coloração do mapa base indica elevações relativas , com base nos dados do Mars Orbiter Laser Altimeter no Mars Global Surveyor da NASA . Brancos e marrons indicam as maiores elevações (+12 a +8 km ); seguido por rosas e vermelhos (+8 a +3 km ); amarelo é0 km ; verdes e azuis são elevações mais baixas (até-8 km ). Os eixos são latitude e longitude ; As regiões polares são anotadas.
Operações pretendidas
Viajando a aproximadamente 6,9 quilômetros / segundo e 125 quilômetros acima da superfície, a espaçonave entrou na atmosfera e foi inicialmente desacelerada usando um escudo térmico de ablação de 2,4 metros , localizado na parte inferior do corpo de entrada, para aerofrenagem por 116 quilômetros da atmosfera. Três minutos após a entrada, a espaçonave desacelerou para 496 metros por segundo, sinalizando um pára-quedas de poliéster de 8,4 metros para ser lançado de uma argamassa, seguido imediatamente pela separação do escudo térmico e ligando o MARDI, enquanto 8,8 quilômetros acima da superfície. O pára-quedas diminuiu ainda mais a velocidade da espaçonave para 85 metros por segundo, quando o radar de solo começou a rastrear características da superfície para detectar o melhor local de pouso possível.
Quando a espaçonave desacelerou para 80 metros por segundo, um minuto após o lançamento do paraquedas, o módulo de pouso se separou do backshell e começou uma descida com motor a 1,3 quilômetros de altitude. Esperava-se que a descida motorizada tivesse durado aproximadamente um minuto, trazendo a espaçonave 12 metros acima da superfície. Os motores foram desligados e a espaçonave deveria cair à superfície e pousar às 20:15:00 UTC perto de 76 ° S 195 ° W em Planum Australe.
As operações da Lander deveriam começar cinco minutos após o toque, primeiro desdobrando as matrizes solares armazenadas, seguido pela orientação da antena de ganho médio direto para a Terra para permitir a primeira comunicação com a Deep Space Network . Às 20:39 UTC, uma transmissão de 45 minutos deveria ser transmitida para a Terra, transmitindo as 30 imagens de pouso esperadas adquiridas pelo MARDI e sinalizando um pouso bem-sucedido. O módulo de pouso seria desligado por seis horas para permitir que as baterias carregassem. Nos dias seguintes, os instrumentos da espaçonave seriam verificados pelos operadores e os experimentos científicos deveriam começar em 7 de dezembro e durar pelo menos os 90 Sols marcianos seguintes , com a possibilidade de uma missão estendida.
Perda de comunicações
Em 3 de dezembro de 1999, às 14:39:00 UTC, a última telemetria do Mars Polar Lander foi enviada, pouco antes da separação do estágio de cruzeiro e a subsequente entrada atmosférica. Nenhum outro sinal foi recebido da espaçonave. A Mars Global Surveyor fez tentativas de fotografar a área em que se acreditava que a sonda se encontrava. Um objeto era visível e acreditava-se ser o módulo de pouso. No entanto, imagens subsequentes realizadas pelo Mars Reconnaissance Orbiter resultaram na exclusão do objeto identificado. Mars Polar Lander continua perdido.
A causa da perda de comunicação é desconhecida. No entanto, o Comitê de Revisão de Falhas concluiu que a causa mais provável do acidente foi um erro de software que identificou incorretamente as vibrações, causadas pela implantação das pernas retraídas, como toque na superfície. A ação resultante da espaçonave foi o desligamento dos motores de descida, embora ainda provavelmente 40 metros acima da superfície. Embora fosse sabido que a implantação da perna poderia criar a indicação falsa, as instruções de design do software não levaram em conta essa eventualidade.
Além do desligamento prematuro dos motores de descida, o Painel de Revisão de Falhas também avaliou outros modos de falha em potencial. Na falta de evidências substanciais para o modo de falha, as seguintes possibilidades não puderam ser excluídas:
- as condições da superfície excedem as capacidades do projeto de pouso;
- perda de controle devido a efeitos dinâmicos;
- local de pouso não sobrevivente;
- sonda de contato backshell / pára-quedas;
- perda de controle devido ao deslocamento do centro de massa; ou
- o escudo térmico falha devido ao impacto do micrometeoróide .
A falha da Mars Polar Lander ocorreu dois meses e meio após a perda da Mars Climate Orbiter . Financiamento inadequado e má gestão foram citados como causas subjacentes das falhas. De acordo com Thomas Young, presidente da Equipe de Avaliação Independente do Programa da Mars, o programa "estava subfinanciado em pelo menos 30%".
| Citado do relatório |
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"Um sensor magnético é fornecido em cada uma das três pernas de pouso para detectar o toque quando o módulo de pouso entra em contato com a superfície, iniciando o desligamento dos motores de descida. Dados dos testes de implantação da unidade de desenvolvimento de engenharia MPL, testes de implantação da unidade de vôo MPL e implantação da Mars 2001 testes mostraram que uma indicação de toque espúria ocorre no sensor de toque de efeito Hall durante a implantação da perna de pouso (enquanto o módulo de pouso está conectado ao paraquedas). A lógica do software aceita este sinal transiente como um evento de toque válido se ele persistir por duas leituras consecutivas do Os testes mostraram que a maioria dos sinais transitórios na implantação da perna são realmente longos o suficiente para serem aceitos como eventos válidos, portanto, é quase certo que pelo menos um dos três teria gerado uma indicação espúria de aterrissagem de que o software aceitou como válido. O software - destinado a ignorar as indicações de toque antes da ativação da lógica de detecção de toque - não foi implementado corretamente, e a indicação falsa de toque foi mantida. A lógica de detecção de toque é habilitada a 40 metros de altitude, e o software teria emitido uma terminação de empuxo do motor de descida neste momento em resposta a uma indicação (espúria) de toque. A 40 metros de altitude, o módulo de pouso tem uma velocidade de aproximadamente 13 metros por segundo, que, na ausência de empuxo, é acelerado pela gravidade de Marte a uma velocidade de impacto na superfície de aproximadamente 22 metros por segundo (a velocidade nominal de toque é de 2,4 metros por segundo). A esta velocidade de impacto, o módulo de pouso não poderia ter sobrevivido. " |
Veja também
- Mars Surveyor 2001 Lander , módulo de design semelhante, missão cancelada. Lander usado para Phoenix.
- Lander Phoenix , 2008
- Exploração de Marte
- Rover ExoMars
- Lista de missões a Marte
- Rover do Mars Science Laboratory
Referências
Leitura adicional
- "Mars Polar Lander (1999-001A)" . Catálogo mestre NSSDC . NASA. 2001 . Página visitada em 22/04/2009 .
- Michael C. Malin (julho de 2005). "Escondido em plena vista: Encontrando Marcianos Landers". Céu e telescópio . 110 (7): 42–46. Bibcode : 2005S & T ... 110a..42M . ISSN 0037-6604 .
- "Press Kit: 1998 Mars Missions" (.PDF) (Comunicado de imprensa). Administração Nacional Aeronáutica e Espacial. 8 de dezembro de 1998 . Página visitada em 22-04-2009 .
links externos
- Local do Mars Polar Lander no Jet Propulsion Laboratory
- Mars Polar Lander Mission na NASA Solar System Exploration Home Page
- Relatório da perda das missões Mars Polar Lander e Deep Space 2