Mars Climate Orbiter -Mars Climate Orbiter

Mars Climate Orbiter
Mars Climate Orbiter 2.jpg
Concepção artística do Mars Climate Orbiter
Tipo de missão Orbitador de Marte
Operador NASA / JPL
COSPAR ID 1998-073A
SATCAT 25571Edite isso no Wikidata
Local na rede Internet marte .jpl .nasa .gov / msp98 / orbiter /
Duração da missão
Falha na missão de 286 dias
Propriedades da espaçonave
Fabricante Lockheed Martin
Massa de lançamento 638 quilogramas (1.407 lb)
Poder 500 watts
Início da missão
Data de lançamento 11 de dezembro de 1998, 18:45:51  UTC ( 1998-12-11UTC18: 45: 51Z )
Foguete Delta II 7425
Local de lançamento Cabo Canaveral SLC-17A
Fim da missão
Último contato 23 de setembro de 1999 09:06:00  UTC ( 1999-09-23UTC09: 07Z )
Data de decadência 23 de setembro de 1999
Desorbitado involuntariamente
Parâmetros orbitais
Sistema de referência Areocêntrico
Época Planejado
 

O Mars Climate Orbiter (anteriormente a Mars Surveyor '98 Orbiter ) foi um 638 quilos (1.407  lb ) robótico sonda espacial lançada pela NASA em 11 de dezembro de 1998 a estudar o clima de Marte , atmosfera marciana , e mudanças na superfície e para atuar como retransmissão de comunicações no programa Mars Surveyor '98 para o Mars Polar Lander . No entanto, em 23 de setembro de 1999, a comunicação com a espaçonave foi perdida permanentemente quando ela entrou em inserção orbital . A espaçonave encontrou Marte em uma trajetória que o trouxe muito perto do planeta, e ele foi destruído na atmosfera ou escapou da vizinhança do planeta e entrou em uma órbita ao redor do sol. Uma investigação atribuiu a falha a uma incompatibilidade de medição entre dois sistemas de software: unidades métricas da NASA e unidades habituais dos EUA (imperiais ou "inglesas") do construtor de espaçonaves Lockheed Martin .

Histórico da missão

História

Após a perda do Mars Observer e o início dos custos crescentes associados à futura Estação Espacial Internacional , a NASA começou a buscar sondas menores e mais baratas para missões científicas interplanetárias. Em 1994, o Painel sobre Tecnologia de Pequenas Naves Espaciais foi estabelecido para definir diretrizes para futuras espaçonaves em miniatura. O painel determinou que a nova linha de espaçonaves em miniatura deve ter menos de 1.000 kg (2.200 libras) com instrumentação altamente focada. Em 1995, um novo programa Mars Surveyor começou como um conjunto de missões projetadas com objetivos limitados, baixos custos e lançamentos frequentes. A primeira missão no novo programa foi a Mars Global Surveyor , lançada em 1996 para mapear Marte e fornecer dados geológicos usando instrumentos destinados ao Mars Observer . Seguindo o Mars Global Surveyor, o Mars Climate Orbiter carregou dois instrumentos, um originalmente destinado ao Mars Observer, para estudar o clima e o tempo de Marte.

Os principais objetivos científicos da missão incluíam:

  • determinar a distribuição de água em Marte
  • monitorar o tempo diário e as condições atmosféricas
  • registrar mudanças na superfície marciana devido ao vento e outros efeitos atmosféricos
  • determinar perfis de temperatura da atmosfera
  • monitorar o vapor de água e o conteúdo de poeira da atmosfera
  • procure evidências de mudanças climáticas anteriores.

Projeto de nave espacial

O ônibus Mars Climate Orbiter media 2,1 metros (6 pés 11 polegadas) de altura, 1,6 metros (5 pés e 3 polegadas) de largura e 2 metros (6 pés e 7 polegadas) de profundidade. A estrutura interna foi construída em grande parte com suportes em favo de mel de alumínio / composto de grafite, um projeto encontrado em muitos aviões comerciais . Com exceção dos instrumentos científicos, bateria e motor principal, a espaçonave incluiu redundância dupla nos sistemas mais importantes.

A espaçonave foi estabilizada em 3 eixos e incluiu oito propulsores monopropelentes de hidrazina (quatro propulsores de 22 N (4,9 lb f ) para realizar correções de trajetória; quatro propulsores de 0,9 N (3,2 ozf) para controlar a atitude ) . A orientação da espaçonave foi determinada por um rastreador de estrelas , dois sensores solares e duas unidades de medida inercial . A orientação era controlada disparando os propulsores ou usando três rodas de reação . Para realizar a manobra de inserção orbital de Marte, a espaçonave também incluiu um foguete de motor principal LEROS 1B, fornecendo 640 N (140 lb f ) de empuxo queimando combustível hidrazina com oxidante de tetróxido de nitrogênio (NTO).

A espaçonave incluía uma antena de alto ganho de 1,3 metros (4 pés-3 polegadas) para transmitir dados com a Deep Space Network na banda x . O transponder de rádio projetado para a missão Cassini – Huygens foi usado como uma medida de redução de custos. Ele também incluiu um sistema de radiofrequência UHF bidirecional para transmitir comunicações com a Mars Polar Lander em um pouso previsto em 3 de dezembro de 1999.

A sonda espacial foi alimentada com um painel solar de 3 painéis , fornecendo uma média de 500 W (0,67 CV) em Marte. Implantado, o painel solar media 5,5 metros (18 pés 1 pol.) De comprimento. A energia era armazenada em baterias de hidrogênio de níquel de 12 células e 16 ampéres . As baterias deveriam ser recarregadas quando o painel solar recebesse a luz do sol e energizasse a espaçonave ao passar para a sombra de Marte. Ao entrar em órbita ao redor de Marte, o painel solar seria utilizado na manobra de aerofrenagem , para desacelerar a espaçonave até que uma órbita circular fosse alcançada. O projeto foi amplamente adaptado das diretrizes da Iniciativa de Tecnologia de Pequenas Naves Espaciais descritas no livro Tecnologia para Pequenas Naves Espaciais .

Em um esforço para simplificar as implementações anteriores de computadores em espaçonaves, o Mars Climate Orbiter apresentou um único computador usando um processador IBM RAD6000 utilizando um ISA POWER1 capaz de operação de 5, 10 ou 20 MHz. O armazenamento de dados deveria ser mantido em 128 MB de memória de acesso aleatório (RAM) e 18 MB de memória flash . A memória flash foi projetada para ser usada para dados altamente importantes, incluindo cópias triplicadas do software do sistema de vôo.

Instrumentos científicos

Diagrama PMIRR
MARCI
Diagrama MARCI

O Radiômetro Infravermelho Modulado por Pressão (PMIRR) usa canais radiométricos de banda estreita e duas células de modulação de pressão para medir as emissões atmosféricas e superficiais no infravermelho térmico e um canal visível para medir as partículas de poeira e condensados ​​na atmosfera e na superfície em longitudes variáveis ​​e temporadas. Seu investigador principal foi Daniel McCleese do JPL / CALTECH. Objetivos semelhantes foram alcançados posteriormente com a Mars Climate Sounder a bordo da Mars Reconnaissance Orbiter . Seus objetivos:

  • Mapeie a estrutura térmica tridimensional e variável no tempo da atmosfera, desde a superfície até 80 km de altitude.
  • Mapeie a carga de poeira atmosférica e sua variação global, vertical e temporal.
  • Mapeie a variação sazonal e espacial da distribuição vertical do vapor de água atmosférico a uma altitude de pelo menos 35 km.
  • Faça a distinção entre condensados ​​atmosféricos e mapeie sua variação espacial e temporal.
  • Mapeie a variabilidade sazonal e espacial da pressão atmosférica.
  • Monitore o equilíbrio da radiação polar.

O Mars Color Imager (MARCI) é um sistema de imagem de duas câmeras (ângulo médio / grande angular) projetado para obter imagens da superfície e da atmosfera de Marte. Sob condições adequadas, resoluções de até 1 quilômetro (3.300 pés) são possíveis. O principal investigador deste projeto foi Michael Malin da Malin Space Science Systems e o projeto foi reincorporado no Mars Reconnaissance Orbiter . Seus objetivos:

  • Observe os processos atmosféricos marcianos em escala global e sinopticamente.
  • Estude detalhes da interação da atmosfera com a superfície em uma variedade de escalas no espaço e no tempo.
  • Examine as características da superfície características da evolução do clima marciano ao longo do tempo.
Filtros de câmera

Nome do filtro

Ângulo da câmera
Comprimento de onda
(nm) Cor
UV1 Ampla 0280 N / D
UV2 Ampla 0315 N / D
MA1 Médio 0445
WA1 Ampla 0453
MA2 Médio 0501
WA2 Ampla 0561
MA3 Médio 0562
WA3 Ampla 0614
WA4 Ampla 0636
MA4 Médio 0639
WA5 Ampla 0765
MA5 Médio 0767
MA6 Médio 0829 N / D
MA7 Médio 0903 N / D
MA8 Médio 1002 N / D

Perfil da missão

Linha do tempo da viagem
Encontro Hora
(UTC)
Evento
11 de dezembro de
1998
18:45:51 Nave espacial lançada
23 de setembro de
1999
08:41:00 A inserção começa. Orbiter armazena painel solar.
08:50:00 A órbita gira para a orientação correta para iniciar a queima do motor principal.
08:56:00 Orbiter dispara dispositivos pirotécnicos que abrem válvulas para começar a pressurizar os tanques de combustível e oxidante.
09:00:46 A queima do motor principal começa; esperado para disparar por 16 minutos e 23 segundos.
09:04:52 Perda de comunicação com a nave espacial
09:06:00 Espera-se que a órbita entre na ocultação de Marte , fora do contato de rádio com a Terra.
09:27:00 Espera-se que saia da ocultação de Marte.
25 de setembro de
1999
A missão declarou uma perda. Motivo da perda conhecido. Nenhuma outra tentativa de contato.

Lançamento e trajetória

A sonda Mars Climate Orbiter foi lançada em 11 de dezembro de 1998 às 18:45:51 UTC pela Administração Espacial e Aeronáutica Nacional do Complexo de Lançamento Espacial 17A na Estação da Força Espacial Cabo Canaveral na Flórida, a bordo de um veículo lançador Delta II 7425 . A sequência de queima completa durou 42 minutos, trazendo a espaçonave para uma órbita de transferência Hohmann , enviando a sonda para uma trajetória de 9,5 meses e 669 milhões de km (416 milhões de milhas). No lançamento, o Mars Climate Orbiter pesava 638 kg (1.407 lb) incluindo o propelente.

Encontro com Marte

A Mars Climate Orbiter iniciou a manobra de inserção orbital planejada em 23 de setembro de 1999 às 09:00:46 UTC. O Mars Climate Orbiter saiu do contato de rádio quando a espaçonave passou atrás de Marte às 09:04:52 UTC, 49 segundos antes do esperado, e a comunicação nunca foi restabelecida. Devido a complicações decorrentes de erro humano , a espaçonave encontrou Marte em uma altitude inferior à prevista e foi destruída na atmosfera ou reentrada no espaço heliocêntrico após deixar a atmosfera de Marte. O Mars Reconnaissance Orbiter , desde então, completou a maioria dos objetivos pretendidos para esta missão.

Causa da falha

O problema aqui não era o erro; foi a falha da engenharia de sistemas da NASA, e as verificações e balanços em nossos processos, para detectar o erro. É por isso que perdemos a espaçonave.

- Edward Weiler, administrador associado da NASA para ciências espaciais , IEEE Spectrum: Por que a Sonda de Marte saiu do curso

Em 10 de novembro de 1999, o Mars Climate Orbiter Mishap Investigation Board divulgou um relatório da Fase I, detalhando os problemas suspeitos encontrados com a perda da espaçonave. Anteriormente, em 8 de setembro de 1999, a Manobra de Correção de Trajetória-4 (TCM-4) foi calculada e executada em 15 de setembro de 1999. O objetivo era colocar a espaçonave em uma posição ideal para uma manobra de inserção orbital que traria a espaçonave em torno de Marte a uma altitude de 226 km (140 milhas) em 23 de setembro de 1999. No entanto, durante a semana entre TCM-4 e a manobra de inserção orbital, a equipe de navegação indicou que a altitude pode ser muito menor do que o pretendido em 150 a 170 km (93 a 106 milhas). Vinte e quatro horas antes da inserção orbital, os cálculos colocaram o orbitador a uma altitude de 110 km (68 milhas); 80 km (50 milhas) é a altitude mínima que o Mars Climate Orbiter seria capaz de sobreviver durante esta manobra. Cálculos pós-falha mostraram que a espaçonave estava em uma trajetória que teria levado o orbitador dentro de 57 km (35 milhas) da superfície, onde a espaçonave provavelmente saltou violentamente na atmosfera superior e foi destruída na atmosfera ou reentrada espaço heliocêntrico.

A principal causa desta discrepância foi que um pedaço de software terrestre fornecido pela Lockheed Martin produziu resultados em uma unidade habitual dos Estados Unidos , ao contrário de sua Especificação de Interface de Software (SIS), enquanto um segundo sistema, fornecido pela NASA, esperava que esses resultados fossem em unidades SI, de acordo com o SIS. Especificamente, o software que calculou o impulso total produzido pelos disparos do propulsor produziu resultados em segundos libra-força . O software de cálculo da trajetória então usou esses resultados - esperados em newtons-segundos (incorretos por um fator de 4,45) - para atualizar a posição prevista da espaçonave.

Ainda assim, a NASA não atribui a responsabilidade à Lockheed pela perda da missão; em vez disso, vários funcionários da NASA afirmaram que a própria NASA foi a culpada por não ter feito as verificações e testes apropriados que teriam detectado a discrepância.

A discrepância entre a posição calculada e medida, resultando na discrepância entre a altitude de inserção da órbita desejada e a real, havia sido notada anteriormente por pelo menos dois navegadores, cujas preocupações foram descartadas por "não seguirem as regras de preenchimento [do] formulário para documentar suas preocupações ". Uma reunião de engenheiros de software de trajetória, operadores de software de trajetória (navegadores), engenheiros de propulsão e gerentes foi convocada para considerar a possibilidade de execução da Manobra de Correção de Trajetória-5, que estava no cronograma. Os participantes da reunião se lembram de um acordo para conduzir o TCM-5, mas isso não foi feito.

Custos do projeto

De acordo com a NASA, o custo da missão foi de $ 327,6 milhões no total para o orbitador e a sonda, compreendendo $ 193,1 milhões para o desenvolvimento da espaçonave, $ 91,7 milhões para o lançamento e $ 42,8 milhões para as operações da missão.

Veja também

Notas

  1. ^ a b Evento planejado, mas não contabilizado.

Referências

links externos