ADEOS II

ADEOS II ( Advanced Earth Observing Satellite 2 ) fue un satélite de observación de la Tierra (EOS) lanzado por NASDA , ^[2] con contribuciones de la NASA y el CNES , en diciembre de 2002. ^[3] y fue el sucesor de la misión ADEOS I de 1996. La misión finalizó en octubre de 2003 después de que fallaran los paneles solares del satélite. ^[4]

Los tres objetivos principales de la misión, según lo identificado por NASDA, fueron: ^[5]

• Monitorear periódicamente el ciclo del agua y la energía como parte del sistema climático global
• Estimar cuantitativamente la biomasa y la productividad fundamental como parte del ciclo del carbono.
• Detectar tendencias en el cambio climático a largo plazo como resultado de la continuación de las observaciones iniciadas por ADEOS I

El proyecto tenía una vida útil mínima propuesta de tres años, con un objetivo de cinco años. ^[6]

El satélite estaba equipado con cinco instrumentos principales: Radiómetro avanzado de barrido por microondas (AMSR), Generador de imágenes global (GLI), Espectrómetro atmosférico mejorado de extremidades II (ILAS-II), Polarización y direccionalidad de las reflectancias de la Tierra (POLDER) y SeaWinds . Estos instrumentos fueron diseñados para monitorear el ciclo del agua de la Tierra , estudiar la biomasa en el ciclo del carbono y detectar tendencias en el cambio climático a largo plazo . La misión se estableció para continuar el trabajo realizado por ADEOS I entre 1996 y 1997. ^{[6] [7]}

El AMSR monitorea el vapor de agua, las precipitaciones, la superficie del mar, el viento y el hielo mediante la radiación de microondas que emana de la superficie y la atmósfera de la Tierra. Es un radiómetro que opera en ocho bandas de frecuencia que cubren de 6,9 ​​GHz a 89 GHz, y monitorea las polarizaciones horizontal y vertical por separado. Con una antena parabólica de 2 m (6 pies 7 pulgadas) de apertura, la resolución espacial es de 5 km (3,1 mi) en la banda de 89 GHz, degradándose a 60 km (37 mi) en 6,9 GHz. ^[8]

GLI (GLobal Imager) es un sensor óptico que permite observar la radiación solar reflejada por la superficie terrestre y cartografiar la vegetación , las nubes , etc. Los datos se adquieren en 23 canales de infrarrojo cercano/visible y en 13 de infrarrojo lejano. El escaneo se realiza mediante un espejo giratorio que cubre 12 km (7,5 mi) a lo largo de la trayectoria y 1.600 km (990 mi) a lo ancho de la trayectoria, y con una resolución de 1 km (0,62 mi). ^[9]

ILAS-2 mapea la distribución vertical de O ₃ , NO ₂ , HNO ₃ , H ₂ O , CFC-11 , CFC-12 , CH ₄ , N ₂ O y ClONO ₂ , así como la distribución de temperatura y presión, todo en la estratosfera . Observa el espectro de absorción en el limbo atmosférico de la Tierra en la banda de longitud de onda de 3-13 micrones, y en la banda de 753-784 nm del Sol que oculta . La resolución de altitud es de 100 m (330 pies). ^[10]

POLDER mide la polarización y las características espectrales de la luz solar reflejada por aerosoles, nubes, océanos y superficies terrestres. El instrumento cubre ocho longitudes de onda de banda estrecha (443, 490, 564, 670, 763, 765, 865 y 910 nm), lo que permite identificar las propiedades físicas y ópticas de los aerosoles y su papel en el balance de radiación. ^[11]

SeaWinds es un dispersómetro que proporciona la velocidad y la dirección del viento observando la reflexión de las microondas en las superficies oceánicas. Con su antena parabólica de 1 m (3 pies 3 pulgadas), escanea la superficie a lo largo de superficies cónicas a 18 RPM . Proporciona la velocidad con una precisión de 2 m/s y la dirección del viento con una precisión de 20°, ambas con una resolución espacial de 5 km (3,1 mi). ^[12]

Además de los cinco instrumentos principales, se asignaron nueve subsistemas aviónicos al módulo de bus: el subsistema de comunicación y manejo de datos (C&DH), el subsistema de comunicación entre órbitas (IOCS), el subsistema de procesamiento de datos de misión (MDPS), el registrador óptico de datos (ODR), el subsistema de potencia eléctrica (EPS), el subsistema de paletas (PDL), el subsistema de control de actitud y órbita (AOCS), el subsistema de control de reacción (RCS) y el subsistema de transmisión directa (DTL). ^[2]

El subsistema C&DH recibía y decodificaba las señales de control de seguimiento del satélite y actuaba como interfaz de procesamiento entre los instrumentos. Era capaz de ajustar parámetros de los instrumentos, como la temperatura y el voltaje. El IOCS se utilizaba para comunicarse con los satélites de retransmisión de datos ( véase Transferencia de datos ). ^[2]

El dispositivo MDP formateaba los datos de la misión para enviarlos a través del IOCS y los procesaba en un paquete de datos . El ODR era un dispositivo de almacenamiento de gran volumen que utilizaba un sistema de disco magnético óptico . El EPS proporcionaba energía a los subsistemas del satélite. El PDL gestionaba el panel solar del satélite y transfería energía eléctrica al EPS. El panel solar era capaz de generar 5 kW utilizando 55.680 células solares en un mástil articulado. ^[2]

El AOCS se utilizó para establecer el control de actitud tras el lanzamiento del satélite desde el vehículo de lanzamiento. Posteriormente se utilizó para ajustar la actitud, la órbita y el panel solar del satélite. El AOCS estaba equipado con una serie de sensores de actitud, incluida una unidad de control estándar (IRC), un sensor terrestre (ESA) y un conjunto de sensores solares finos (FSSA). ^[2]

El RCS se utilizó para generar energía de propulsión para ajustes de actitud después del despliegue y la órbita de control utilizando datos del AOCS. ^[2]

ADEOS II transfirió datos hacia y desde Artemis y el Satélite de Prueba de Retransmisión de Datos (DRTS). La conexión Artemis transfirió información a través de un enlace de banda Ka de 26 GHz (para datos de carga útil) y un enlace de banda S de 2 GHz (para datos de telemetría, seguimiento y control). ^[2]

Estas señales se transmitieron luego al Centro de Observación de la Tierra (COE) a través de estaciones de enlace de alimentación y la estación Redu . ADEOS II también envió datos de la misión directamente a las estaciones de la NASA, que enviaron información a organismos como el COE y organizaciones proveedoras de sensores. ^[2]

La misión estaba originalmente programada para ser lanzada a bordo de un vehículo de lanzamiento H-II en febrero de 2002. Esto se pospuso porque la Comisión de Actividades Espaciales Japonesa no lanzaría sin tener tres misiones exitosas a bordo del nuevo vehículo de lanzamiento H-IIA . ^[13]

El satélite fue lanzado con éxito desde la plataforma YLP-1 del Centro Espacial Tanegashima el 14 de diciembre de 2002, a bordo del H-IIA 202. ^[14] Otras cargas útiles a bordo incluían los microsatélites japoneses MicroLabsat y WEOS, así como el australiano FedSat . ^[15]

El 23 de octubre de 2003, el panel solar falló. A las 23:49 UTC, el satélite cambió a funcionamiento de "carga ligera" debido a un error desconocido. Esto tenía como objetivo apagar todo el equipo de observación para conservar energía. A las 23:55 UTC, las comunicaciones entre el satélite y las estaciones terrestres finalizaron, sin que se recibieran más datos de telemetría . ^[4] Otros intentos de obtener datos de telemetría el 24 de octubre de 2003 (a las 00:25 y las 02:05 UTC) también fracasaron. ^[16]

Tras el corte de energía, la JAXA formó el equipo de investigación de anomalías de Midori II. El análisis de los datos recibidos antes de que cesaran las transmisiones mostró que la potencia de salida del panel solar había disminuido de 6 kW a 1 kW. El equipo de investigación comenzó a supervisar la misión para establecer si el fallo se debía a un mal funcionamiento técnico o a una erupción solar . ^[4]

Una hipótesis era que los escombros habían impactado el mazo de cables de alimentación del satélite, situado entre el panel solar y el bus del satélite . El mazo de cables era un núcleo de cables encerrado en un aislamiento multicapa . Se teorizó que el impacto de los escombros había provocado un arco eléctrico . ^[2]

La misión finalizó oficialmente a fines de octubre de 2003, y la JAXA admitió que "la posibilidad de restablecer las operaciones de Midori II [era] extremadamente remota". La misión, que había costado aproximadamente 70 mil millones de yenes (570 millones de dólares estadounidenses) ^[15], sólo pudo recuperar unos 300 millones de yenes mediante un seguro. ^[4]

• Agencia de Exploración Aeroespacial de Japón (2007), Advanced Earth Observing Satellite-II "Midori II"(ADEOS-II), JAXA, archivado desde el original el 10 de enero de 2010 , consultado el 18 de septiembre de 2010