Mars Polar Lander - Mars Polar Lander


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Mars Polar Lander
Mars Polar Lander - artista depiction.png
representação do artista do Lander Mars Polar em Marte
nomes Mars Surveyor '98
tipo de missão Lander
Operador NASA / JPL
COSPAR ID 1999-001A
SATCAT não. 25605
Local na rede Internet website Mars Polar Lander
duração da missão 334 dias
Propriedades Nave espacial
Fabricante Martin Marietta
massa de lançamento 290 kg (640 lb)
Poder 200 W painel solar e NIH 2 bateria
Início da missão
Data de lançamento 20:21:10, 03 de janeiro de 1999 (UTC) ( 1999-01-03T20: 21: 10Z )
Foguete Delta II 7425
local de lançamento Cape Canaveral AFS SLC-17A
Fim da missão
Disposição falha na aterrissagem
Última ligação 20:00, 03 de dezembro de 1999 (UTC) ( 1999-12-03T20: 00Z )
Mars lander
data Landing ~ 20: 15 UTC ERT , 03 de dezembro de 1999
local de pouso Ultimi scopuli , 76 ° S 195 ° W  /  76 ° S ° 195 W / -76; -195 ( Mars Polar Lander ) (projectada)
M98patch.png
Mars Surveyor 98 logotipo da missão

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 . Ele fazia parte da Mars Surveyor '98 missão . Em 3 de dezembro de 1999, no entanto, após a fase de descida era esperado para ser concluída, o lander não conseguiu restabelecer a comunicação com a Terra. A análise post-mortem determinada a causa mais provável do acidente foi terminação prematura da ignição do motor antes da sonda de tocar a superfície, fazendo com que ele atingir o planeta, a uma velocidade alta.

missão fundo

História

Como parte da Mars Surveyor '98 missão , a sonda foi procurado como uma maneira de reunir dados sobre o clima da terra em conjunto com uma sonda. NASA suspeita que uma grande quantidade de água congelada pode existir sob uma fina camada de poeira no pólo sul. No planejamento da Polar Lander Mars, o potencial teor de água no pólo sul marciano foi o mais forte fator determinante para a escolha de um local de desembarque. Um CD-ROM contendo os nomes de um milhão de crianças de todo o mundo foi colocado a bordo da nave espacial como parte do programa "Envie seu nome para Marte", projetado para incentivar o interesse no programa espacial entre as crianças.

Os principais objetivos da missão eram:

  • terra no terreno em camadas na região polar sul de Marte ??;
  • procurar provas relacionadas com climas antigos e recente mudança mais clima periódica;
  • dar uma imagem do clima atual e mudança sazonal em altas latitudes e, em particular, a troca de vapor de água entre a atmosfera eo solo;
  • procurar gelo chão perto da superfície nas regiões polares, e analisar o solo para fisicamente e quimicamente ligada dióxido de carbono e água; e
  • superfície estudo da morfologia (formas e estruturas), geologia, topografia , e do tempo do local de pouso.

Deep Space 2 sondas

O Mars Polar Lander realizadas duas pequenas, idênticos impactador sondas conhecidas como "Deep Space 2 A e B". As sondas foram destina-se a atingir a superfície com uma alta velocidade a cerca de 73 ° S 210 ° W  /  73 ° S ° 210 W / -73; -210 ( Deep Space 2 ) , para penetrar o solo de Marte , e estudar a composição subsuperficial-se a um metro de profundidade. No entanto, depois de entrar na atmosfera marciana, tenta entrar em contato com as sondas falharam.

projeto da nave espacial

A sonda medida de 3,6 metros de largura e 1,06 metros de altura, com as pernas e painéis solares totalmente implantados. A base foi construído principalmente com uma plataforma de alumínio de favo de mel, compósitos de grafite folhas epoxi formando a borda, e três pernas de alumínio. Durante a aterragem, as pernas foram para implantar a partir da posição retraída, com molas de compressão e absorção da força de aterragem com a crushable, inserções de favo de mel de alumínio em cada perna. No convés da sonda, uma pequena térmica gaiola de Faraday compartimento alojado o computador, poder de distribuição electrónica e baterias, a electrónica de telecomunicações, e a bomba capilar tubo de calor laço (LHP) componentes, que mantido temperatura operável. Cada um destes componentes incluídos unidades redundantes no caso em que um pode falhar.

controlo de atitude e propulsão

Enquanto viaja para Marte, a fase de cruzeiro foi de três eixos estabilizado com quatro hidrazina monopropelente módulos de motores de reacção, incluindo cada um 22- newton correcção da trajectória propulsor de manobra para a propulsão e um propulsor de sistema de controlo de reacção 4-newton para controlo de atitude . Orientação da sonda foi realizada usando redundantes sensores Sun , seguidores de estrelas , e as unidades de medição de inércia .

Durante a descida, a sonda utilizados três conjuntos de motores de impulso modulada, cada um contendo quatro-266 newton propulsores hidrazina monopropelentes. Altitude durante a aterragem foi medida por um radar Doppler sistema, e um subsistema de atitude e articulação de controlo (AACS) controlada a atitude para assegurar a sonda aterraram no óptima azimute para maximizar a recolha de energia solar e de telecomunicações com o módulo de aterragem.

A sonda foi lançada com dois tanques de hidrazina contendo 64 kg de agente propulsor pressurizado e usando hélio . Cada tanque esférico foi localizado na parte inferior da sonda e fornecida propulsor durante as fases de descida e de cruzeiro.

comunicações

Durante a fase de cruzeiro, a comunicação com a sonda foram conduzidos sobre a banda X, utilizando um meio de ganho, antena em forma de corneta e amplificadores de potência de estado sólido redundante. Para as medidas de contingência, um baixo ganho de antena omni-direcional também foi incluído.

A sonda foi originalmente destinado a comunicar dados através do falhou Mars Climate Orbiter via UHF antena. Com a sonda perdida em 23 de setembro de 1999, a sonda ainda seria capaz de se comunicar diretamente com o Deep Space Network através do link de Direct-To-Earth (DTE), uma banda X, dirigível, médio-gain, antena parabólica localizado na o convés. Alternativamente, MGS poderia ser utilizado como um transmissor usando a antena UHF em várias vezes por dia Marte. No entanto, a Deep Space Network só poderia receber dados de, e não enviar comandos para, a sonda utilizando este método. A antena directo-Terra meio de ganho proporcionado um / s de 12,6 kbit canal de retorno , e o caminho de retransmissão UHF proporcionado um s canal 128 kbit / retorno. As comunicações com a nave espacial seria limitado a eventos de uma hora, constrangidos pelo calor acúmulo que ocorreria nos amplificadores. O número de eventos de comunicação também seria limitada por limitações de potência.

Poder

A fase de cruzeiro incluiu dois gálio arsenieto de painéis solares para alimentar o sistema de rádio e manter o poder às baterias nos Länder, que manteve certos eletrônicos quente.

Depois de descer para a superfície, a sonda era de implantar duas 3.6 metros de largura de arsenieto de gálio painéis solares, localizados em ambos os lados da sonda. Outros dois painéis solares auxiliares foram localizados no lado para fornecer energia adicional para um total de uma expectativa de 200 watts e cerca de oito a nove horas de tempo de operação por dia.

Enquanto o Sol não teria fixado abaixo do horizonte durante a missão primária, muito pouca luz teria atingido os painéis solares para permanecer quente o suficiente para certos componentes eletrônicos para continuar funcionando. Para evitar este problema, um 16-amp-hora bateria de níquel de hidrogénio foi incluído para ser recarregado durante o dia e a alimentar o aquecedor para o compartimento térmico a noite. Esta solução também era esperado para limitar a vida útil da sonda. À medida que os dias marcianos iria crescer mais frio no final do verão, muito pouco poder seria fornecida ao aquecedor para evitar o congelamento, resultando na bateria também congelamento e sinalizando o fim da vida útil para o lander.

Instrumentos científicos

Mars Descent Imager (MARDI)
Montado na parte inferior do lander, a câmera tinha a intenção de capturar 30 imagens como a nave espacial desceu para a superfície. As imagens adquiridas seria usado para fornecer contexto geográfico e geológico para a área de pouso.
Aparelhagem superfície Imager (SSI)
Utilizando um par de dispositivos de carga acoplada (CCD), a estéreo câmara panorâmica foi montado a um mastro de um metro de altura e iria ajudar no analisador de gás liberto térmico para determinar áreas de interesse para o braço robótico. Além disso, a câmara ser utilizada para estimar a densidade de coluna de poeira atmosférica, a profundidade óptica de aerossóis , e a abundância de colunas oblíquas de vapor de água utilizando imagiologia de banda estreita do dom.
Light Detection and Ranging (LIDAR)
O instrumento de laser soando foi destinado a detectar e caracterizar aerossóis na atmosfera até três quilómetros acima da sonda. O instrumento operado em dois modos: o modo activo , utilizando um díodo de laser incluído, e acústico modo, utilizando a Sol como fonte de luz para o sensor. No modo activo, a sirene de laser foi de emitir pulsos de 100 nanossegundos a um comprimento de onda de 0,88 micrómetros para a atmosfera, e, em seguida, gravar a duração de tempo para detectar a luz dispersa por aerossóis. A duração de tempo requerido para que a luz retornar poderia então ser utilizado para determinar a abundância de gelo, poeira e outros aerossóis na região. No modo acústico, o instrumento mede a claridade do céu como iluminada pelo sol e grava o espalhamento de luz que passa para o sensor.
O braço robótico (RA)
Localizado na parte da frente da sonda, o braço robótico foi um tubo de alumínio metros de comprimento, com uma junta de cotovelo e uma concha articulada ligada à extremidade. A colher foi destinado a ser utilizado para escavar o solo na vizinhança imediata da sonda. O solo pode, então, ser analisado na colher com a câmara braço robótico ou transferido para o analisador de gás liberto térmica.
Braço robótico Camera (RAC)
Localizado no braço robótico, a câmera acoplada carga incluía dois vermelhos, dois verde e quatro lâmpadas azuis para iluminar as amostras de solo para análise.
Pacote de Meteorologia (MET)
Vários instrumentos relacionados à detecção e gravação de padrões climáticos, foram incluídos no pacote. Vento, temperatura, pressão, e sensores de humidade foram localizados no braço robótico e dois mastros implementáveis: um 1.2-metro mastro principal , localizado na parte superior da sonda, e um derivado de 0,9-metro submast que implantar descendente para adquirir medições perto o chão.
Térmica e libertou gás Analyzer (TEGA)
O instrumento foi concebido para medir a abundância de água, gelado de água, dióxido de carbono adsorvido, oxigénio, e minerais volátil de suporte de superfície e em amostras de solo subsuperficial recolhidos e transferidos pelo braço robótico. Materiais colocados sobre uma grelha dentro de uma das oito fornos, seria aquecido e vaporizado a 1000 ° C. O analisador de gás liberto, então, gravar medições usando um espectrómetro e um electroquímica da célula. Para a calibração, um forno vazio também seria aquecido durante este processo de varrimento diferencial de calorimetria . A diferença na energia necessária para aquecer cada forno faria então indicar concentrações de gelo de água e outros minerais contendo água ou dióxido de carbono.
Mars Microfone
O microfone foi concebido para ser o primeiro instrumento para gravar sons em outro planeta. Principalmente composto por um microfone geralmente utilizado com aparelhos auditivos , era esperado que o instrumento para registar sons de poeira de sopro, as descargas eléctricas e os sons da sonda operar em qualquer de 2,6 segundos ou 10,6 segundos, amostras de 12 bits. O microfone foi construído utilizando peças off-the-shelf incluindo um Sensorial, Inc. RSC-164 de circuito integrado tipicamente utilizados em dispositivos de reconhecimento de voz.

perfil da missão

Timeline de observações

Encontro Evento

1999/01/03
Espaçonave lançada no 20:21:10 UTC
1999/12/03
1999/12/03
2000/01/17
Missão declarou uma perda. tenta Nenhuma outra para contato.

Lançamento e trajetória

Mars Polar Lander foi lançado em 3 de Janeiro de 1999, às 20:21:10 UTC pela Aeronautics and Space Administration Nacional de Lançamento Espacial 17B Complexo na Estação da Força Aérea em Cabo Canaveral , na Flórida, a bordo de um Delta II 7425 veículo de lançamento. A sequência completa queimadura durou 47,7 minutos após uma Thiokol estrela 48 B-combustível sólido terceira fase de reforço colocado a nave espacial em um de 11 meses, trajetória transferência Marte a uma velocidade final de 6.884 km por segundo em relação a Marte. Durante cruzeiro, a nave espacial estava guardado dentro de um aeroshell cápsula e um segmento conhecido como a fase de cruzeiro forneceu energia e comunicações com a Terra.

Área de pouso

A zona-alvo de pouso era uma região perto do pólo sul de Marte, chamado ultimi scopuli , porque ele apresentava um grande número de scopuli ( lobate ou irregular escarpas ).

tentativa de pouso

diagrama configuração de cruzeiro de Mars Polar Lander.
configuração de cruzeiro
Diagrama de prodedures desembarque da Mars Polar Lander como seria passar através da atmosfera e terra sobre a superfície.
procedimento de pouso
Mapa da região alvo de pouso pela Polar Lander Mars.
região Landing
Mars Polar Lander entrou na atmosfera de Marte com um aeroshell para protecção da fricção na atmosfera.

Em 3 de dezembro de 1999, Mars Polar Lander encontrou Mars enquanto os operadores de missão começou a se preparar para as operações de desembarque. Às 14:39:00 UTC, o estágio de cruzeiro foi descartada , começando um abandono comunicação prevista até a nave aterrissou na superfície. Seis minutos antes da entrada na atmosfera, um 80-segundo disparo propulsor programado virou a sonda para a orientação de entrada adequado, com o escudo de calor orientada para absorver o calor C 1650 ° que seria gerado como a cápsula de descida passado através da atmosfera.

Viajando a 6,9 quilómetros por segundo, a cápsula entrou na entrada atmosfera de Marte em 20:10:00 UTC e era esperado para pousar na vizinhança de 76 ° S 195 ° W  /  76 ° S ° 195 W / -76; -195 ( Mars Polar Lander ) numa região conhecida como Planum Australe . Comunicação era esperado para ser restabelecido com a nave espacial em 20:39:00 UTC depois de ter desembarcado. No entanto, nenhuma comunicação foi possível com a sonda e a sonda foi declarada perdida.

Em 25 de maio de 2008, a Phoenix lander chegou a Marte, e foi posteriormente completado a maior parte dos objectivos da Polar Lander Mars , transportando vários dos mesmos ou derivados instrumentos.

Acidalia Planitia Acidalia Planitia Alba Mons Amazonis Planitia Aonia Terra Arabia Terra Arcadia Planitia Arcadia Planitia Argyre Planitia Elysium Mons Elysium Planitia Hellas Planitia Hesperia Planum Isidis Planitia Lucas Planum Lyot Crater Noachis Terra Olympus Mons Promethei Terra Rudaux Crater Solis Planum Tempe Terra Terra Cimmeria Terra Sabaea Terra Sirenum Tharsis Montes Utopia Planitia Valles Marineris Vastitas Borealis Vastitas BorealisMapa de Marte
A imagem acima contém links clicáveisImagemap interativo da topografia mundial de Marte , overlain com localizações das sondas e robôs em Marte
Passe o mouse para ver os nomes de mais de 25 características geográficas proeminentes , e clique para ligar para eles. Coloração do mapa base indica relativos elevações , com base em dados do altímetro Mars Orbiter Laser on da NASA Mars Global Surveyor . Brancos e marrons indicam as maiores elevações ( 12 a 8 km ); seguido por vermelhos e rosa ( 3-8 km ao ); o amarelo é 0 km ; verdes e azuis são menor elevação (até -8 km ). Eixos são latitude e longitude ; Pólos não são mostrados.
Beagle 2
Bradbury Landing
Deep Space 2
Estação Memorial Columbia
Discernimento
Mars 2020
Mars 2
Mars 3
Mars 6
Mars Polar Lander
Estação Memorial Challenger
Vale Verde
Schiaparelli EDM lander
Estação Memorial Carl Sagan
Estação Memorial Columbia
Estação Memorial Thomas Mutch
Estação Memorial Gerald Soffen

operações destinadas

Viajando a cerca de 6,9 km / segundo e 125 km acima da superfície, a sonda entrou na atmosfera e foi inicialmente desacelerado usando um 2,4 metros ablação escudo de calor , localizado na parte inferior do corpo de entrada, para AeroBrake através de 116 km da atmosfera. Três minutos após a entrada, a sonda tinha diminuído para 496 metros por segundo sinalização de 8,4 metros, de poliéster de pára-quedas para implantar a partir de uma argamassa seguido imediatamente por separação escudo térmico e MARDI ligar, enquanto 8,8 km acima da superfície. O pára-quedas diminuiu ainda mais a velocidade da nave espacial a 85 metros por segundo quando o radar de solo começou a monitorar características de superfície para detectar o melhor local de desembarque possível.

Quando a sonda tinha diminuído para 80 metros por segundo, um minuto após a implantação de pára-quedas, a sonda separada da backshell e começou uma descida alimentado enquanto 1,3 km no ar. A descida movidos era esperado para ter durado cerca de um minuto, trazendo a nave espacial de 12 metros acima da superfície. Os motores foram desligados ea nave espacial seria expectedly cair para a superfície e terra na 20:15:00 UTC perto de 76 ° S 195 ° W no Planum Australe.

Operações Lander deviam começar cinco minutos após a aterragem, primeiro desdobramento dos painéis solares arrumadas, seguido por orientar o meio-gain, antena direct-to-terra para permitir a primeira comunicação com o Deep Space Network . Às 20:39 UTC, uma transmissão de 45 minutos era para ser transmitido para a Terra, transmitir os esperados 30 imagens de pouso adquiridos por MARDI e assinalar uma aterragem bem sucedida. O lander, então, desligar durante seis horas para permitir que as baterias para carregar. Nos dias seguintes, os instrumentos da nave espacial seria verificado por parte dos operadores e experiências científicas eram para começar em 7 de dezembro e durar pelo menos o seguinte 90 Sols marcianas , com a possibilidade de uma missão prolongada.

Perda de comunicações

Em 3 de dezembro de 1999, em 14:39:00 UTC, o último de telemetria da Mars Polar Lander foi enviado, pouco antes da separação fase de cruzeiro e a entrada na atmosfera posterior. Não há mais sinais foram recebidos da espaçonave. As tentativas foram feitas por Mars Global Surveyor para fotografar a área em que o lander se acreditava ser. Um objectivo era visível e que se acredita ser a sonda. No entanto, a imagem posterior realizada por Mars Reconnaissance Orbiter resultou no objeto identificado sendo descartada. Mars Polar Lander permanece perdida.

A causa da perda de comunicação não é conhecido. No entanto, a falha Review Board concluiu que a causa mais provável do acidente foi um erro de software que identificou incorretamente vibrações, causadas pela implantação das pernas arrumadas, como touchdown de superfície. A ação resultante pela sonda foi o desligamento dos motores de descida, embora ainda prováveis ​​40 metros acima da superfície. Apesar de ter sido conhecido que a implantação perna poderia criar a falsa indicação, instruções de design do software não conta para essa eventualidade.

Além do desligamento prematuro dos motores de descida, o Failure Review Board também avaliou outros modos de falha potenciais. Na falta de evidência substancial para o modo de falha, não pode ser excluída as seguintes possibilidades:

  • condições da superfície exceder o desembarque capacidades de design;
  • perda de controlo devido a efeitos dinâmicos;
  • local de pouso não sobreviver;
  • backshell contatos / pára-quedas lander;
  • perda de controle devido ao centro de massa compensado; ou
  • Heatshield falhar devido a micrometeoritos impacto.

O fracasso da Polar Lander Mars ocorreu dois meses e meio após a perda da Mars Climate Orbiter . Financiamento inadequado e má gestão têm sido citados como causas das falhas subjacentes. De acordo com Thomas Young, presidente da Equipe de Avaliação Mars programa independente, o programa "foi sob financiado em pelo menos 30%."

Citado do relatório

"Um sensor magnético é fornecido em cada uma das três pernas de pouso para sentir pouso quando os contatos lander a superfície, dando início ao desligamento dos motores de descida. Os dados de testes MPL unidade de desenvolvimento de engenharia de implantação, testes de implantação da unidade vôo MPL e Mars implantação 2001 testes mostraram que uma indicação de touchdown espúria ocorre no efeito Hall sensor de contacto durante o pouso implantação perna (enquanto a sonda está ligado ao pára-quedas). a lógica software aceita este sinal transiente como um evento de toque válido se persistir por duas leituras consecutivas do sensor. os testes mostraram que a maioria dos sinais transitórios na implantação perna são, na verdade o tempo suficiente para ser aceito como eventos válidos, portanto, é quase uma certeza que pelo menos um dos três teria gerado uma indicação de touchdown espúria que o software aceite como válido.

O software destina-se a ignorar indicações aterragem antes da habilitação do touchdown de detecção lógica não foi correctamente implementada, ea indicação de touchdown espúria foi mantida. A lógica de detecção de toque está habilitado a 40 metros de altitude, e o software teria emitido uma terminação de propulsão do motor de descida, neste momento, em resposta a uma indicação de touchdown (espúria).

Em 40 metros de altura, a sonda tem uma velocidade de cerca de 13 metros por segundo, o que, na ausência de pressão, é acelerado por Marte gravidade a uma velocidade de impacto de superfície de cerca de 22 metros por segundo (a velocidade de aterragem nominal é de 2,4 metros por segundo). Neste velocidade de impacto, a sonda não poderia ter sobrevivido."

Veja também

Referências

Outras leituras

links externos