SMART-1 - SMART-1

SMART-1
Impressão artística da missão SMART-1 ESA199399.jpg
Impressão artística do SMART-1
Tipo de missão
Orbitador lunar de tecnologia
Operador ESA
COSPAR ID 2003-043C
SATCAT 27949
Local na rede Internet SMART-1
Duração da missão 2 anos, 11 meses, 6 dias, 6 horas, 27 minutos, 36 segundos
Propriedades da espaçonave
Fabricante Swedish Space Corporation
Massa de lançamento 367 quilogramas (809 lb)
Massa seca 287 quilogramas (633 lb)
Início da missão
Data de lançamento 27 de setembro de 2003, 23:14:46  UTC ( 2003-09-27UTC23: 14: 46Z )
Foguete Ariane 5G
Local de lançamento Kourou ELA-3
Contratante Arianespace
Fim da missão
Data de decadência 3 de setembro de 2006, 05:42:22  UTC ( 2006-09-03UTC05: 42: 23Z )
Parâmetros orbitais
Sistema de referência Selenocêntrico
Excentricidade 0,352054
Altitude Periselene 2.205 quilômetros (1.370 mi)
Altitude Aposelene 4.600 quilômetros (2.900 mi)
Inclinação 90,26 graus
Período 4,95 horas
Época 18 de julho de 2005, 11:14:28 UTC
Orbitador lunar
Inserção orbital 15 de novembro de 2004
Site de impacto 34 ° 15′43 ″ S 46 ° 11′35 ″ W / 34,262 ° S 46,193 ° W / -34,262; -46,193
Insígnia de missão legada ISO
Insígnia legada da ESA para a missão   SMART-1

SMART-1 era um satélite da Agência Espacial Europeia projetado pela Suécia que orbitava ao redor da lua . Foi lançado em 27 de setembro de 2003 às 23:14 UTC do Centro Espacial da Guiana em Kourou , Guiana Francesa . "SMART-1" significa Pequenas Missões para Pesquisa Avançada em Tecnologia-1 . Em 3 de setembro de 2006 (05:42 UTC), SMART-1 colidiu deliberadamente com a superfície da Lua, terminando sua missão.

Projeto de nave espacial

O SMART-1 tinha cerca de um metro de diâmetro (3,3 pés) e era leve em comparação com outras sondas. Sua massa de lançamento foi de 367 kg ou 809 libras, dos quais 287 kg (633 libras) não foram propulsores.

Foi impulsionado por um propulsor de efeito Hall movido a energia solar (Snecma PPS-1350 -G) usando 82 Kg de gás xenônio contido em um tanque de 50 litros a uma pressão de 150 bar no lançamento. O propulsor do motor iônico usava um campo eletrostático para ionizar o xenônio e acelerar os íons atingindo um impulso específico de 16,1 kN · s / kg (1.640 segundos), mais de três vezes o máximo para foguetes químicos. Um kg de propelente (1/350 a 1/300 da massa total da espaçonave) produziu um delta-v de cerca de 45 m / s. O subsistema de propulsão elétrica pesava 29 kg com um consumo de energia de pico de 1.200 watts. SMART-1 foi o primeiro no programa de Pequenas Missões da ESA para Pesquisa Avançada e Tecnologia.

Os painéis solares com capacidade de 1850 W no início da missão, foram capazes de fornecer o conjunto máximo de 1.190 W ao propulsor, dando um empuxo nominal de 68 mN, portanto, uma aceleração de 0,2 mm / s 2 ou 0,7 m / s por hora (ou seja, pouco menos de 0,00002 g de aceleração). Como acontece com todas as naves movidas a motores iônicos, as manobras orbitais não eram realizadas em rajadas curtas, mas muito gradualmente. A trajetória específica feita pelo SMART-1 até a Lua exigia um impulso de cerca de um terço a metade de cada órbita. Quando se afastou da Terra, o impulso foi feito na parte perigeu da órbita. No final da missão, o propulsor demonstrou a seguinte capacidade:

  • Tempo de operação do propulsor: 5000 h
  • Taxa de transferência de xenônio: 82 kg
  • Impulso Total: 1,2 MN-s
  • ΔV total: 3,9 km / s

Como parte da estratégia da Agência Espacial Europeia de construir naves espaciais muito baratas e relativamente pequenas , o custo total do SMART-1 foi de 110 milhões de euros relativamente pequenos (cerca de 170 milhões de dólares americanos ). O SMART-1 foi projetado e desenvolvido pela Swedish Space Corporation em nome da ESA . A montagem da espaçonave foi realizada pela Saab Space em Linköping . Os testes da espaçonave foram dirigidos pela Swedish Space Corporation e executados pela Saab Space. O gerente de projeto da ESA era Giuseppe Racca até que a espaçonave atingisse a órbita operacional lunar. Ele foi então substituído por Gerhard Schwehm para a fase de Ciência. O gerente de projeto da Swedish Space Corporation era Peter Rathsman. O principal cientista do projeto foi Bernard Foing . O gerente do segmento terrestre durante a fase de preparação foi Mike McKay e o gerente de operações da nave espacial foi Octavio Camino .

Instrumentos

AMIE

O Experimento Advanced Moon micro-Imager era uma câmera colorida em miniatura para imagens lunares. A câmera CCD com três filtros de 750, 900 e 950 nm foi capaz de tirar imagens com uma resolução média de pixel de 80 m (cerca de 260 pés). A câmera pesava 2,1 kg (cerca de 4,5 lb) e tinha um consumo de energia de 9 watts.

D-CIXS

A demonstração de um espectrômetro compacto de raios-X foi um telescópio de raios-X para a identificação de elementos químicos na superfície lunar. Ele detectou a fluorescência de raios X (XRF) de compostos de cristal criados por meio da interação da camada de elétrons com as partículas do vento solar para medir a abundância dos três componentes principais: magnésio , silício e alumínio . A detecção de ferro , cálcio e titânio dependeu da atividade solar. O intervalo de detecção de raios X foi de 0,5 a 10 keV. O espectrômetro e o XSM (descrito abaixo) juntos pesavam 5,2 kg e tinham um consumo de energia de 18 watts.

XSM

O monitor solar de raios-X estudou a variabilidade solar para complementar as medições D-CIXS.

SENHOR

O Smart-1 Infrared Spectrometer era um espectrômetro de infravermelho para a identificação de espectros minerais de olivina e piroxênio . Ele detectou comprimentos de onda de 0,93 a 2,4 μm com 256 canais. O pacote pesava 2,3 kg e consumia 4,1 watts.

EPDP

O Pacote de Diagnóstico de Propulsão Elétrica deveria adquirir dados sobre o novo sistema de propulsão no SMART-1. A embalagem pesava 0,8 kg e consumia 1,8 watts de energia.

VELOCIDADE

The Spacecraft Potential, Electron and Dust Experiment. O experimento pesou 0,8 kg e teve um consumo de energia de 1,8 watts. Sua função era medir as propriedades e densidade do plasma ao redor da espaçonave, seja como uma sonda Langmuir ou como uma sonda de campo elétrico. O SPEDE observou a emissão do motor iônico da espaçonave e o "rastro" que a Lua deixa ao vento solar . Ao contrário da maioria dos outros instrumentos que precisam ser desligados para evitar danos, o SPEDE pode continuar medindo dentro de cinturões de radiação e em tempestades solares, como as tempestades solares de Halloween de 2003 . Foi construído pelo Instituto Meteorológico Finlandês e seu nome foi escolhido intencionalmente para que sua sigla seja igual ao apelido de Spede Pasanen , um famoso ator de cinema finlandês, produtor de cinema e inventor. Os algoritmos desenvolvidos para o SPEDE foram posteriormente usados ​​no módulo de aterragem ESA Philae .

KATE

K a banda TT&C (telemetria, rastreamento e controle) Experimento. O experimento pesou 6,2 kg e teve um consumo de energia de 26 watts. O transponder de banda Ka foi projetado como o precursor do Bepi Colombo para realizar investigações científicas de rádio e monitorar o desempenho dinâmico do sistema de propulsão elétrica.

Voar

O SMART-1 foi lançado em 27 de setembro de 2003 junto com o Insat 3E e o eBird 1 , por um foguete Ariane 5 do Centro Espacial da Guiana, na Guiana Francesa . Após 42 minutos, ele foi lançado em uma órbita de transferência geoestacionária de 7.035 × 42.223 km. De lá, ele usou sua propulsão primária elétrica solar (SEPP) para gradualmente sair em espiral durante treze meses.

A órbita pode ser vista até 26 de outubro de 2004 em spaceref.com , quando a órbita era de 179.718 × 305.214 km. Naquela data, após o 289º pulso do motor, o SEPP havia acumulado um tempo total de quase 3.648 horas de um vôo total de 8.000 horas, portanto, pouco menos da metade de sua missão total. Consumiu cerca de 58,8 kg de xenônio e produziu um delta-v de 2.737 m / s (46,5 m / s por kg de xenônio, 0,75 m / s por hora no tempo). Ele foi ligado novamente em 15 de novembro para uma queima planejada de 4,5 dias para entrar totalmente na órbita lunar. Demorou até fevereiro de 2005 usando o propulsor elétrico para desacelerar para a órbita final 300-3.000 km acima da superfície da lua. O desempenho de fim de missão demonstrado pelo sistema de propulsão é declarado acima.

Resumo dos elementos orbitais geocêntricos osculantes
Época (UTC) Perigeu (km) Apogee (km) Excentricidade Inclinação (graus)
(para o equador da Terra)
Período (h)
27 de setembro de 2003 ~ 7.035 ~ 42.223 ~ 0,714 ~ 6,9 ~ 10,6833
26 de outubro de 2003, 21h20,0 8.687.994 44.178,401 0,671323 6,914596 11.880450
19 de novembro de 2003, 04: 29: 48,4 10.843.910 46.582,165 0,622335 6,861354 13,450152
19 de dezembro de 2003, 06: 41: 47.6 13.390.351 49.369.049 0,573280 6,825455 15.366738
29 de dezembro de 2003, 05: 21: 47.8 17.235,509 54,102,642 0,516794 6,847919 18.622855
19 de fevereiro de 2004, 22: 46: 08.6 20.690.564 65.869,222 0,521936 6,906311 24.890737
19 de março de 2004, 00: 40: 52,7 20.683.545 66.915.919 0,527770 6,979793 25.340528
25 de agosto de 2004, 00:00:00 37.791.261 240.824.363 0,728721 6,939815 143,738051
19 de outubro de 2004, 21h30: 45,9 69.959,278 292.632.424 0,614115 12,477919 213,397970
24 de outubro de 2004, 06: 12: 40,9 179.717.894 305.214,126 0,258791 20.591807 330.053834

Depois de seu último perigeu em 2 de novembro, em 11 de novembro de 2004 passou pelo Ponto Lagrangiano L 1 e na área dominada pela influência gravitacional da Lua , e em 1748 UT em 15 de novembro passou o primeiro periselênio de sua órbita lunar. A órbita osculante naquela data era de 6.704 × 53.208 km, com um período orbital de 129 horas, embora a órbita real fosse realizada em apenas 89 horas. Isso ilustra o impacto significativo que as queima do motor têm na órbita e marca o significado da órbita osculante, que é a órbita que seria percorrida pela espaçonave se naquele instante todas as perturbações, incluindo o empuxo, cessassem.

Resumo da osculating elementos orbitais selenocentric
Época (UTC) Periselene (km) Apóstolo (km) Excentricidade Inclinação (graus)
(para o equador da Lua)
Período (h)
15 de novembro de 2004, 17: 47: 12.1 6.700.720 53.215.151 0,776329 81,085 129,247777
4 de dezembro de 2004 10: 37: 47.3 5.454.925 20.713.095 0,583085 83.035 37,304959
9 de janeiro de 2005, 15: 24: 55.0 2.751.511 6.941.359 0,432261 87.892 8,409861
28 de fevereiro de 2005, 05: 18: 39.9 2.208.659 4.618.220 0,352952 90.063603 4,970998
25 de abril de 2005, 08: 19: 05.4 2.283.738 4.523,111 0,328988 90.141407 4,949137
16 de maio de 2005, 09: 08: 52.9 2.291.250 4.515,857 0,326807 89,734929 4,949919
20 de junho de 2005, 10: 21: 37.1 2.256.090 4.549.196 0,336960 90,232619 4,947432
18 de julho de 2005, 11: 14: 28,0 2.204.645 4.600.376 0,352054 90.263741 4,947143

A ESA anunciou a 15 de fevereiro de 2005 a extensão da missão do SMART-1 por um ano até agosto de 2006. Esta data foi posteriormente alterada para 3 de setembro de 2006 para permitir outras observações científicas da Terra.

Impacto lunar

O SMART-1 impactou a superfície da Lua, conforme planejado, em 3 de setembro de 2006 às 05:42:22 UTC , encerrando sua missão. Movendo-se a aproximadamente 2.000 m / s (4.500 mph), o SMART-1 criou um impacto visível com telescópios terrestres da Terra. Espera-se que isso não apenas forneça alguns dados simulando o impacto de um meteoro , mas também que possa expor materiais no solo, como gelo de água, para análise espectroscópica .

ESA estimada inicialmente que impacto ocorreu em 34,4 ° S 46,2 ° W . Em 2017, o local de impacto foi identificado a partir Orbiter lunar de reconhecimento de dados a 34,262 46,193 ° S ° W . No momento do impacto, a Lua era visível na América do Norte e do Sul e em lugares no Oceano Pacífico, mas não na Europa, África ou Ásia Ocidental. 34 ° 24 S 46 ° 12 W /  / -34,4; -46,234 ° 15′43 ″ S 46 ° 11′35 ″ W /  / -34,262; -46,193

Este projecto gerou dados e know-how que serão utilizados para outras missões, como a missão BepiColombo da ESA a Mercúrio .

Eventos e descobertas importantes

  • 27 de setembro de 2003: SMART-1 lançado do espaçoporto europeu em Kourou por um lançador Ariane 5 .
  • 17 de junho de 2004: o SMART-1 fez um teste de imagem da Terra com a câmera que mais tarde seria usada para fotos em close da lua. Mostra partes da Europa e da África. Foi tirada em 21 de maio com a câmera AMIE.
  • 2 de novembro de 2004: Último perigeu da órbita terrestre.
  • 15 de novembro de 2004: Primeiro perigo da órbita lunar.
  • 15 de janeiro de 2005: Cálcio detectado em Mare Crisium .
  • 26 de janeiro de 2005: Primeiras fotos em close da superfície lunar enviadas de volta.
  • 27 de fevereiro de 2005: Atingida a órbita final ao redor da Lua com um período orbital de cerca de 5 horas.
  • 15 de abril de 2005: Começa a busca por PELs .
  • 3 de setembro de 2006: A missão termina com um acidente planejado com a Lua durante a órbita número 2.890.

Segmento Terrestre Smart-1 e Operações

Nave espacial Smart-1

As operações Smart-1 foram conduzidas a partir do Centro de Operações Espaciais da ESA ESOC em Darmstadt, Alemanha, lideradas pelo Gerente de Operações da espaçonave, Octavio Camino .

O segmento terrestre do Smart-1 foi um bom exemplo de reutilização de infraestrutura na ESA: a infraestrutura Flight Dynamics e o sistema de distribuição de dados (DDS) da Rosetta , Mars Express e Venus Express . O software de sistema de controle de missão genérico SCOS 2000 e um conjunto de elementos de interface genéricos usados ​​na ESA para as operações de suas missões.

O uso dos padrões CCSDS TLM e TC permitiu uma adaptação econômica de sete terminais diferentes da rede ESA Tracking ( ESTRACK ) mais Weilheim na Alemanha (DLR).

Os componentes desenvolvidos especificamente para Smart-1 foram: o simulador; uma mistura de hardware e software derivados do equipamento Elétrico de Apoio de Solo EGSE, o Sistema de Planejamento de Missão e o Sistema de Automação desenvolvido a partir do MOIS (este último baseado em um protótipo implementado para o Envisat ) e um conjunto de ferramentas de engenharia chamado MUST . Isso permitiu aos engenheiros Smart-1 fazer investigação de anomalias através da Internet, sendo pioneiros no monitoramento ESA de espaçonaves TLM usando telefones celulares e PDAs e recebendo alarmes de espaçonaves via SMS . A Equipe de Controle da Missão era composta por sete engenheiros da Equipe de Controle de Voo FCT, um grupo variável entre 2 a 5 engenheiros de Dinâmica de Voo e 1 a 2 engenheiros de Sistemas de Dados. Ao contrário da maioria das missões da ESA, não havia controladores de nave espacial (SPACONs), e todas as operações e atividades de planejamento de missão eram feitas pela FCT. Este conceito originou horas extras e turnos noturnos durante os primeiros meses da missão, mas funcionou bem durante o cruzeiro e as fases da lua. A maior preocupação durante os primeiros 3 meses da missão foi deixar os cinturões de radiação o mais rápido possível, a fim de minimizar a degradação dos painéis solares e dos CCDs rastreadores de estrelas.

O primeiro e mais crítico problema veio após a primeira revolução, quando uma falha no algoritmo de detecção e correção de erros (EDAC) a bordo acionou uma mudança autônoma para o computador redundante em cada órbita, causando várias reinicializações, encontrando a espaçonave no modo SEGURO após cada passagem do pericentro . A análise da telemetria da espaçonave apontou diretamente para um problema desencadeado por radiação com a rotina de interrupção do EDAC.

Outras anomalias durante este período foram uma combinação de problemas ambientais: altas doses de radiação, especialmente nos rastreadores de estrelas e anomalias de software a bordo: a codificação Reed Solomon foi corrompida após a troca de taxas de dados e teve que ser desativada. Foi superado por procedimentos e mudanças na abordagem das operações terrestres. Os rastreadores de estrelas também estavam sujeitos a soluços frequentes durante a fuga da Terra e causaram algumas das interrupções da Propulsão Elétrica (EP). Todos foram resolvidos com vários patches de software.

O EP mostrou sensibilidade a desligamentos por indução de radiação. Este fenômeno identificado como Opto-acoplador Single Event Transient (OSET), inicialmente visto no LEOP durante o primeiro disparo usando o cátodo B, foi caracterizado por uma queda rápida na Corrente do Ânodo disparando o bit de alarme 'Flame Out' causando o desligamento do EP . O problema foi identificado como sendo a sensibilidade do opto-acoplador induzida por radiação. A recuperação de tais eventos era reiniciar o propulsor. Isso foi feito manualmente durante vários meses até que um patch de software a bordo (OBSW) foi desenvolvido para detectá-lo e iniciar uma reinicialização autônoma do propulsor. Seu impacto foi limitado ao cálculo de previsão de órbita usado para as estações terrestres para rastrear a espaçonave e as correções de órbita subseqüentes.

Os diferentes tipos de anomalias e as frequentes interrupções no impulso da Propulsão Elétrica levaram a um aumento do suporte das estações terrestres e horas extras da equipe de operações de vôo que teve que reagir rapidamente. A recuperação deles às vezes era demorada, especialmente quando a espaçonave era encontrada no modo SEGURO. No geral, eles impediram a execução das operações conforme planejado originalmente, tendo uma passagem de 8 horas a cada 4 dias.

A órbita da Lua Smart-1 desce

A missão negociou o uso da capacidade sobressalente da rede ESTRACK . Esse conceito permitia cerca de oito vezes mais cobertura de rede sem nenhum custo extra, mas originava sobrecargas e conflitos inesperados. Em última análise, permitiu contatos adicionais com a espaçonave durante o estágio inicial da missão e um importante aumento da ciência durante a fase lunar. Esta fase exigiu uma grande reconfiguração das lojas de bordo e seu funcionamento. Esta mudança projetada pela equipe de controle de vôo do ESOC e implementada pela Swedish Space Corporation em um curto espaço de tempo exigiu a reescrita de parte dos Procedimentos de Controle de Vôo FOP para as operações na lua.

As operações durante a fase da lua tornam-se altamente automatizadas: o apontamento da dinâmica de vôo era "acionado por menu" permitindo que mais de 98% do comando fosse gerado pelo Sistema de Planejamento de Missão MPS. A extensão do sistema MPS com o chamado MOIS Executor, tornou-se o sistema de automação Smart-1. Permitiu operar 70% dos passes não tripulados no final da missão e permitiu a validação do primeiro "sistema de automação de naves espaciais" operacional na ESA.

A missão atingiu todos os seus objetivos: sair da influência dos cinturões de radiação 3 meses após o lançamento, espiralar durante 11 meses e ser capturado pela lua por ressonâncias, o comissionamento e operação de todos os instrumentos durante a fase de cruzeiro e a otimização da navegação e procedimentos operacionais necessários para a operação de propulsão elétrica. As operações eficientes da Propulsão Elétrica na Lua permitiram a redução do raio orbital beneficiando as operações científicas e estendendo esta missão em mais um ano.

Uma cronologia detalhada dos eventos de operações é fornecida na ref.

Smart- 1 Mission Phases

  • Fase de lançamento e órbita inicial: lançamento em 27 de setembro de 2003, órbita inicial 7.029 x 42263 km.
  • Van Allen Belt Escape: Estratégia de impulso contínuo para aumentar o raio do perigeu. Fase de fuga concluída em 22 de dezembro de 2003, órbita 20.000 x 63427 km.
  • Earth Escape Cruise: Empurre ao redor do perigeu apenas para aumentar o raio do apogeu.
  • Ressonâncias lunares e captura: A trajetória auxilia por meio de ressonâncias lunares. Captura da lua em 15 de novembro de 2004 a 310.000 km da Terra e 90.000 km da lua.
  • Descida Lunar: Impulso usado para abaixar a órbita, órbita operacional 2.200 x 4.600 km.
  • Ciência Lunar: Até o final da vida em setembro de 2006, interrompido apenas por uma fase de re-reforço de um mês em setembro de 2005 para otimizar a órbita lunar.
  • Re-boost de órbita: Fase em junho / julho de 2006 usando os propulsores de atitude para ajustar a data e hora do impacto.
  • Impacto da Lua: Operações de julho de 2006 até o impacto em 3 de setembro de 2006.

As fases completas da missão da perspectiva das operações são documentadas incluindo o desempenho dos diferentes subsistemas.

Veja também

Referências

Em geral
  • Kaydash V., Kreslavsky M., Shkuratov Yu., Gerasimenko S., Pinet P., Chevrel S., Josset J.-L., Beauvivre S., Almeida M., Foing B. (2007). "CARACTERIZAÇÃO FOTOMÉTRICA DE SITES LUNARES SELECIONADOS POR SMART-1 AMIE DATA". Lunar Planetary Science, XXXVIII, resumo 1535, [2] .

links externos