Orbitador climático de Marte

Después de la pérdida de Mars Observer y el inicio del aumento de los costos asociados con la futura Estación Espacial Internacional , la NASA comenzó a buscar sondas más pequeñas y menos costosas para misiones científicas interplanetarias. En 1994, se estableció el Panel sobre Tecnología de Naves Espaciales Pequeñas para establecer pautas para futuras naves espaciales en miniatura. El panel determinó que la nueva línea de naves espaciales en miniatura debería ser inferior a 1000 kg (2200 lb) con instrumentación altamente especializada. ^{[ 4 ]} En 1995, comenzó un nuevo programa Mars Surveyor como un conjunto de misiones diseñadas con objetivos limitados, bajos costos y lanzamientos frecuentes. La primera misión del nuevo programa fue Mars Global Surveyor , lanzada en 1996 para mapear Marte y proporcionar datos geológicos utilizando instrumentos destinados a Mars Observer . ^{[ 5 ]} Después de Mars Global Surveyor, Mars Climate Orbiter transportó dos instrumentos, uno originalmente destinado a Mars Observer, para estudiar el clima y el tiempo de Marte.  

Los objetivos científicos principales de la misión incluían: ^{[ 6 ]}

• Determinar la distribución del agua en Marte.
• Monitorea diariamente las condiciones meteorológicas y atmosféricas.
• Cambios registrados en la superficie marciana debido al viento y otros efectos atmosféricos.
• Determinar los perfiles de temperatura de la atmósfera.
• Monitorear el vapor de agua y el contenido de polvo en la atmósfera.
• Busque evidencia de cambios climáticos pasados.

El autobús del Mars Climate Orbiter medía 2,1 m (6 pies 11 pulgadas) de alto, 1,6 m (5 pies 3 pulgadas) de ancho y 2,0 m (6 pies 7 pulgadas) de profundidad. La estructura interna se construyó principalmente con soportes de panal de abeja de compuesto de grafito/aluminio, un diseño que se encuentra en muchos aviones comerciales . Con la excepción de los instrumentos científicos, la batería y el motor principal, la nave espacial incluía redundancia dual en los sistemas más importantes. ^{[ 6 ] [ 7 ]} La nave espacial pesaba 638 kg (1407 lb) . ^{[ 1 ]}           

La nave espacial estaba estabilizada en tres ejes e incluía ocho propulsores de monopropelente de hidracina : cuatro propulsores de 22 N (4,9 lb _f ) para realizar correcciones de trayectoria y cuatro propulsores de 0,9 N (3,2 ozf) para controlar la actitud . La orientación de la nave espacial se determinaba mediante un rastreador de estrellas , dos sensores solares y dos unidades de medición inercial . La orientación se controlaba encendiendo los propulsores o utilizando tres ruedas de reacción . Para realizar la maniobra de inserción orbital en Marte, la nave espacial también incluía un cohete de motor principal LEROS 1B, ^{[ 8 ]} que proporcionaba 640 N (140 lb _f ) de empuje mediante la combustión de combustible de hidracina con oxidante de tetróxido de nitrógeno (NTO). ^{[ 6 ] [ 7 ]}      

La nave espacial incluía una antena de alta ganancia de 1,3 m (4 pies 3 pulgadas) para transmitir y recibir datos con la Red del Espacio Profundo en la banda X. El transpondedor de radio diseñado para la misión Cassini-Huygens se utilizó como medida de ahorro de costes. También incluía un sistema de radiofrecuencia UHF bidireccional para retransmitir comunicaciones con el módulo de aterrizaje polar de Marte tras su aterrizaje previsto para el 3 de diciembre de 1999. ^{[ 6 ] [ 7 ] [ 9 ]}   

La sonda espacial se alimentaba con un panel solar de tres paneles , que proporcionaba un promedio de 500  W en Marte. Desplegado, el panel solar medía 5,5 m (18 pies 1 pulgada) de longitud. La energía se almacenaba en baterías de níquel-hidrógeno de 12 celdas y 16 amperios-hora . Las baterías estaban diseñadas para recargarse cuando el panel solar recibiera luz solar y alimentar la nave espacial al pasar a la sombra de Marte. Al entrar en órbita alrededor de Marte, el panel solar se utilizaría en la maniobra de aerofrenado para reducir la velocidad de la nave espacial hasta alcanzar una órbita circular. El diseño se adaptó en gran medida de las directrices de la Iniciativa de Tecnología para Naves Espaciales Pequeñas (Small Spacecraft Technology Initiative) descritas en el libro « Tecnología para Naves Espaciales Pequeñas» . ^{[ 6 ] [ 7 ] [ 4 ]}   

Con el fin de simplificar las implementaciones previas de computadoras en naves espaciales, el Mars Climate Orbiter contaba con una única computadora que utilizaba un procesador IBM RAD6000 con arquitectura POWER1 ISA , capaz de operar a 5, 10 o 20  MHz. El almacenamiento de datos se mantendría en 128 MB de memoria de acceso aleatorio (RAM) y 18 MB de memoria flash . La memoria flash estaba destinada a datos de alta importancia, incluyendo copias triplicadas del software del sistema de vuelo. ^{[ 6 ]}

El radiómetro infrarrojo modulado por presión (PMIRR) utiliza canales radiométricos de banda estrecha y dos celdas de modulación de presión para medir las emisiones atmosféricas y de la superficie en el infrarrojo térmico y un canal visible para medir partículas de polvo y condensados ​​en la atmósfera y en la superficie en diferentes longitudes y estaciones. ^{[ 10 ]} Su investigador principal fue Daniel McCleese en JPL/CALTECH. Posteriormente se lograron objetivos similares con el Mars Climate Sounder a bordo del Mars Reconnaissance Orbiter . Sus objetivos: ^{[ 11 ]}

• Representar gráficamente la estructura térmica tridimensional y variable en el tiempo de la atmósfera desde la superficie hasta los 80  km de altitud.
• Mapear la carga de polvo atmosférico y su variación global, vertical y temporal.
• Representar gráficamente la variación estacional y espacial de la distribución vertical del vapor de agua atmosférico hasta una altitud de al menos 35  km.
• Distinguir entre condensados ​​atmosféricos y cartografiar su variación espacial y temporal.
• Representar gráficamente la variabilidad estacional y espacial de la presión atmosférica.
• Monitorear el equilibrio de la radiación polar.

El Mars Color Imager (MARCI) es un sistema de imágenes de dos cámaras (ángulo medio/gran angular) diseñado para obtener imágenes de la superficie y la atmósfera de Marte. En condiciones adecuadas, es posible obtener resoluciones de hasta 1 km (3300 pies) . ^{[ 12 ] [ 13 ]} El investigador principal de este proyecto fue Michael Malin en Malin Space Science Systems y el proyecto se reincorporó al Mars Reconnaissance Orbiter .  

Sus objetivos: ^{[ 12 ]}

• Observar los procesos atmosféricos marcianos a escala global y sinóptica.
• Estudiar en detalle la interacción de la atmósfera con la superficie a diversas escalas, tanto espaciales como temporales.
• Examine las características de la superficie que reflejan la evolución del clima marciano a lo largo del tiempo.

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  Diagrama del Orbitador Climático de Marte
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  El orbitador climático de Marte durante su ensamblaje
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  El orbitador climático de Marte está siendo sometido a pruebas acústicas.
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  La sonda Mars Climate Orbiter se prepara para una prueba de rotación en noviembre de 1998.

La sonda Mars Climate Orbiter fue lanzada el 11 de diciembre de 1998 a las 18:45:51 UTC por la NASA desde el Complejo de Lanzamiento Espacial 17A en la Estación Aérea de Cabo Cañaveral en Florida, a bordo de un vehículo de lanzamiento Delta II 7425. La secuencia completa de encendido duró 42 minutos, llevando la nave espacial a una órbita de transferencia de Hohmann , enviando la sonda a una trayectoria de 9,5 meses y 669 millones de km (416 millones de millas) . ^{[ 6 ] [ 9 ]} En el momento del lanzamiento, Mars Climate Orbiter pesaba 638 kg (1407 lb) incluyendo el propelente. ^{[ 1 ]}      

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  Diagrama explosionado del vehículo de lanzamiento Delta II con el orbitador climático de Marte.
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  Lanzamiento del orbitador climático de Marte por la NASA en un vehículo de lanzamiento Delta II 7425.
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  Trayectoria interplanetaria del Orbitador Climático de Marte
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  Procedimiento de aerofrenado para colocar el orbitador climático de Marte en órbita alrededor de Marte.

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  Esta imagen de Marte, tomada el 7 de septiembre de 1999, es la única imagen adquirida por el Orbitador .
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  Diagrama que compara las trayectorias previstas y reales del orbitador.

El Mars Climate Orbiter inició la maniobra de inserción orbital prevista el 23 de septiembre de 1999 a las 09:00:46 UTC. El Mars Climate Orbiter perdió el contacto por radio cuando la nave espacial pasó por detrás de Marte a las 09:04:52 UTC, 49 segundos antes de lo previsto, y la comunicación nunca se restableció. Debido a complicaciones derivadas de un error humano , la nave espacial se encontró con Marte a una altitud menor de la prevista y fue destruida en la atmósfera o reingresó al espacio heliocéntrico tras abandonar la atmósfera marciana. ^{[ 2 ]} El Mars Reconnaissance Orbiter ha completado desde entonces la mayoría de los objetivos previstos para esta misión.

Según la NASA, el costo de la misión fue de $327.6 millones ($ 586.41  millones en 2024 ) ^{[ 16 ]} en total para el orbitador y el módulo de aterrizaje, que comprenden $193.1 millones ($ 345.65  millones en 2024 ) ^{[ 16 ]} para el desarrollo de la nave espacial, $91.7 millones ($ 164.14  millones en 2024 ) ^{[ 16 ]} para su lanzamiento y $42.8 millones ($ 76.61  millones en 2024 ) ^{[ 16 ]} para las operaciones de la misión. ^{[ 7 ]}