Cerca de Shoemaker

El objetivo principal de la misión era estudiar el asteroide cercano a la Tierra 433 Eros desde su órbita durante aproximadamente un año. Eros es un asteroide de tipo S de aproximadamente 13 × 13 × 33  km, el segundo asteroide cercano a la Tierra más grande. Inicialmente, su órbita era circular con un radio de 200  km. El radio orbital se redujo gradualmente a una  órbita de 50 × 50 km el 30 de abril de 2000, y disminuyó a 35 × 35  km el 14 de julio de 2000. La órbita se elevó durante los meses siguientes a una  órbita de 200 × 200 km y luego disminuyó lentamente y se modificó a una órbita retrógrada de 35 × 35  km el 13 de diciembre de 2000. La misión finalizó con un aterrizaje en la región de la "silla de montar" de Eros el 12 de febrero de 2001.

Algunos científicos afirman que el objetivo final de la misión era vincular a Eros, un asteroide, con los meteoritos recuperados en la Tierra. Con datos suficientes sobre su composición química, se podría establecer una relación causal entre Eros y otros asteroides de tipo S, así como con los meteoritos que se cree que son fragmentos de asteroides de tipo S (quizás el propio Eros). Una vez establecida esta conexión, el material de los meteoritos podría estudiarse con equipos grandes, complejos y en constante evolución, y los resultados podrían extrapolarse a cuerpos celestes. La misión NEAR no demostró ni refutó esta relación de forma satisfactoria para la comunidad científica.

Entre diciembre de 1999 y febrero de 2001, NEAR utilizó su espectrómetro de rayos gamma para detectar estallidos de rayos gamma como parte de la Red Interplanetaria . ^{[ 6 ]}

Tras su lanzamiento a bordo de un Delta 7925-8 (un vehículo de lanzamiento Delta II con nueve propulsores de combustible sólido auxiliares y una tercera etapa Star 48 (PAM-D)) el 17 de febrero de 1996, y su salida de la órbita terrestre, NEAR entró en la primera parte de su fase de crucero. NEAR pasó la mayor parte de esta fase en un estado de "hibernación" de actividad mínima, que finalizó unos días antes del sobrevuelo del  asteroide 253 Mathilde, de 61 km de diámetro . ^{[ 7 ]}

El 27 de junio de 1997, la sonda NEAR sobrevoló Mathilde a menos de 1200  km a las 12:56 UT a una velocidad de 9,93  km/s, obteniendo imágenes y otros datos instrumentales. El sobrevuelo generó más de 500 imágenes, que cubren el 60 % de la superficie de Mathilde, ^{[ 8 ]} así como datos gravitacionales que permitieron calcular sus dimensiones y masa. ^{[ 9 ]}

El 3 de julio de 1997, NEAR ejecutó la primera gran maniobra en el espacio profundo: un encendido en dos fases del  propulsor principal de 450 N. Esto redujo la velocidad en 279  m/s y disminuyó el perihelio de 0,99 UA a 0,95 UA. El sobrevuelo con asistencia gravitatoria de la Tierra tuvo lugar el 23 de enero de 1998 a las 7:23 UT. El acercamiento más próximo fue de 540 km, lo que modificó la inclinación orbital de 0,5 a 10,2 grados y la distancia al afelio de 2,17 a 1,77 UA, casi igualando las de Eros. La instrumentación estaba activa en ese momento. ^{[ 7 ]}     

El primero de los cuatro encendidos programados para el encuentro se intentó el 20 de diciembre de 1998 a las 22:00 UT. La secuencia de encendido se inició, pero se abortó inmediatamente. Posteriormente, la nave espacial entró en modo seguro y comenzó a girar sin control. Los propulsores de la nave se dispararon miles de veces durante la anomalía, lo que consumió 29  kg de propelente, reduciendo el margen de propelente del programa a cero. Esta anomalía casi provocó la pérdida de la nave espacial debido a la falta de orientación solar y el consiguiente agotamiento de la batería. No se pudo establecer contacto entre la nave espacial y el control de la misión durante más de 24 horas. No se ha determinado la causa raíz de este incidente, pero los errores de software y operativos contribuyeron a la gravedad de la anomalía. ^{[ 10 ]}

El plan de misión original contemplaba que las cuatro maniobras de encendido fueran seguidas de una maniobra de inserción orbital el 10 de enero de 1999, pero la interrupción de la primera maniobra y la pérdida de comunicación lo hicieron imposible. Se puso en marcha un nuevo plan en el que NEAR sobrevoló Eros el 23 de diciembre de 1998, a las 18:41:23 UT a una velocidad de 965  m/s y a una distancia de 3827 km del centro de masa de Eros. La cámara tomó imágenes de Eros, el espectrógrafo de infrarrojo  cercano recopiló datos y se realizó un seguimiento por radio durante el sobrevuelo. El 3 de enero de 1999 se realizó una maniobra de encuentro, que incluyó un encendido de propulsores para igualar la velocidad orbital de NEAR con la de Eros. El 20 de enero se realizó un encendido de propulsores de hidracina para ajustar la trayectoria. El 12 de agosto, un encendido de propulsores de dos minutos redujo la velocidad de la nave espacial con respecto a Eros a 300 km/h. ^{[ 7 ]} 

La inserción orbital alrededor de Eros tuvo lugar el 14 de febrero de 2000 a las 15:33  UT (10:33  a. m.  EST) después de que NEAR completara una órbita heliocéntrica de 13 meses que coincidía estrechamente con la órbita de Eros. El 3 de febrero a las 17:00 UT se realizó una maniobra de encuentro, reduciendo la velocidad de la nave espacial de 19,3 a 8,1  m/s con respecto a Eros. El 8 de febrero se realizó otra maniobra, aumentando ligeramente la velocidad relativa a 9,9  m/s. Se realizaron búsquedas de satélites de Eros el 28 de enero y el 4 y 9 de febrero; no se encontró ninguno. Los escaneos se realizaron con fines científicos y para mitigar cualquier posible colisión con un satélite. El satélite NEAR entró en una  órbita elíptica de 321 × 366 km alrededor de Eros el 14 de febrero. La órbita se redujo gradualmente hasta alcanzar una  órbita polar circular de 35 km el 14 de julio. NEAR permaneció en esta órbita durante diez días y luego se alejó por etapas hasta una  órbita circular de 100 km el 5 de septiembre de 2000. Las maniobras realizadas a mediados de octubre dieron lugar a un sobrevuelo de Eros a menos de 5,3  km de la superficie a las 07:00 UT del 26 de octubre. ^{[ 7 ]}

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  Gráfico de trayectoria que representa el viaje de la nave espacial NEAR.
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  Animación de la trayectoria de NEAR Shoemaker desde el 19 de febrero de 1996 hasta el 12 de febrero de 2001.

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  Animación de la trayectoria de NEAR Shoemaker alrededor de Eros desde el 1 de abril de 2000 hasta el 12 de febrero de 2001.

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Tras el sobrevuelo, NEAR se movió a una  órbita circular de 200 km y cambió su órbita de prograda casi polar a retrógrada casi ecuatorial. Para el 13 de diciembre de 2000, la órbita se había modificado nuevamente a una  órbita circular baja de 35 km. A partir del 24 de enero de 2001, la nave espacial inició una serie de sobrevuelos cercanos (de 5 a 6  km) a la superficie y, el 28 de enero, pasó a 2 o 3  km del asteroide. Posteriormente, la nave espacial realizó un descenso lento y controlado a la superficie de Eros, finalizando con un aterrizaje justo al sur de la formación en forma de silla de montar Himeros el 12 de febrero de 2001, aproximadamente a las 20:01 UT (3:01  p. m. EST). Para sorpresa de los controladores, la nave espacial estaba intacta y operativa después del aterrizaje a una velocidad estimada de 1,5 a 1,8  metros por segundo (convirtiéndose así en la primera nave espacial en aterrizar suavemente en un asteroide). ^{[ 12 ]} Tras recibir una extensión del tiempo de antena en la Red del Espacio Profundo , el espectrómetro de rayos gamma de la nave espacial fue reprogramado para recopilar datos sobre la composición de Eros desde un punto de vista a unos 100 mm (4 pulgadas) de la superficie, donde era diez veces más sensible que cuando se usaba en órbita. ^{[ 13 ]} Este aumento de sensibilidad se debió en parte al aumento de la relación entre la señal de Eros y el ruido generado por la propia sonda. ^{[ 6 ]} El impacto de los rayos cósmicos en el sensor también se redujo en aproximadamente un 50 %. ^{[ 6 ]} 

A las 19:00  (hora  del este) del 28 de febrero de 2001, se recibieron las últimas señales de datos de NEAR Shoemaker antes de su apagado. Un último intento de comunicación con la nave espacial el 10 de diciembre de 2002 no tuvo éxito. Esto probablemente se debió a las condiciones extremas de −173 °C (−279 °F; 100 K) que experimentó la sonda mientras estaba en Eros. ^{[ 14 ]}   

La nave espacial tiene forma de prisma octogonal, de aproximadamente 1,7 m de lado, con cuatro paneles solares fijos de arseniuro de galio dispuestos en forma de molino de viento, una antena de radio fija de alta ganancia de banda X de 1,5 m con un magnetómetro montado en la alimentación de la antena y un monitor solar de rayos X en un extremo (la cubierta de proa), mientras que los demás instrumentos están fijados en el extremo opuesto (la cubierta de popa). La mayoría de los componentes electrónicos se montaron en el interior de las cubiertas. El módulo de propulsión se encontraba en el interior. La decisión de montar los instrumentos en el cuerpo de la nave espacial en lugar de utilizar brazos articulados hizo necesario blindar el espectrómetro de rayos gamma para protegerlo del ruido generado por la nave. ^{[ 6 ]} Se utilizó un blindaje de germanato de bismuto , aunque resultó ser solo moderadamente efectivo. ^{[ 6 ]}

La nave estaba estabilizada en tres ejes y utilizaba un único propulsor principal bipropelente ( hidrazina / tetróxido de nitrógeno ) de 450 newtons (N) ^{[ 15 ]} , y cuatro propulsores de hidrazina de 21  N y siete de 3,5  N para la propulsión, con un potencial delta-V total de 1450  m/s. El control de actitud se lograba mediante los propulsores de hidrazina y cuatro ruedas de reacción. El sistema de propulsión transportaba 209  kg de hidrazina y 109  kg de oxidante NTO en dos tanques de oxidante y tres de combustible ^{[ 7 ] .}

La energía era suministrada por cuatro paneles solares de arseniuro de galio de 1,8 x 1,2 metros , que podían producir 400 vatios a 2,2 UA (329 000 000 km), la distancia máxima de NEAR al Sol, y 1800 vatios a 1 UA (150 000 000 km). La energía se almacenaba en una batería recargable de níquel-cadmio de 9 amperios-hora y 22 celdas . ^{[ 7 ]}     

La guía de la nave espacial se logró mediante un conjunto de sensores compuesto por cinco detectores digitales de actitud solar, una unidad de medición inercial (IMU) y una cámara de seguimiento estelar orientada en dirección opuesta a la del instrumento. La IMU contenía giroscopios y acelerómetros con resonadores hemisféricos. Se utilizaron cuatro ruedas de reacción (dispuestas de manera que tres de ellas proporcionaran un control completo de tres ejes) para el control de actitud normal. Los propulsores se emplearon para disipar el momento angular de las ruedas de reacción, así como para maniobras de giro rápido y propulsión. El control de actitud tenía una precisión de 0,1  grados, la estabilidad de la línea de visión era de 50  microrradianes por segundo y el procesamiento posterior de la información de actitud tenía una precisión de 50  microrradianes. ^{[ 7 ]}

El subsistema de comando y manejo de datos estaba compuesto por dos procesadores de comando y telemetría redundantes y grabadoras de estado sólido, una unidad de conmutación de potencia y una interfaz a dos buses de datos estándar 1553 redundantes para comunicaciones con otros subsistemas. NEAR fue la primera nave espacial de APL en utilizar una cantidad significativa de microcircuitos encapsulados en plástico (PEM) y la primera en utilizar grabadoras de datos de estado sólido para almacenamiento masivo; las naves espaciales anteriores de APL utilizaban grabadoras de cinta magnética o núcleos magnéticos. ^{[ 16 ]}

Las grabadoras de estado sólido están construidas con DRAM IBM Luna-C de 16 Mbit . Una grabadora tiene 1,1 gigabits de almacenamiento y la otra tiene 0,67 gigabits. ^{[ 7 ]} 

La misión NEAR fue el primer lanzamiento del Programa Discovery de la NASA , una serie de naves espaciales de pequeña escala diseñadas para pasar del desarrollo al vuelo en menos de tres años con un costo inferior a 150 millones de dólares. El costo de construcción, lanzamiento y 30 días de esta misión se estima en 122 millones de dólares. El costo total final de la misión fue de 224 millones de dólares, que consistieron en 124,9 millones de dólares para el desarrollo de la nave espacial, 44,6 millones de dólares para el apoyo al lanzamiento y el seguimiento, y 54,6 millones de dólares para las operaciones de la misión y el análisis de datos. ^{[ 2 ]}

La carga útil científica incluye: ^{[ 17 ]}

• El generador de imágenes multiespectral (MSI, por sus siglas en inglés), diseñado y construido por el Laboratorio de Física Aplicada de la Universidad Johns Hopkins , proporcionó imágenes visibles de la superficie del asteroide.
• El espectrógrafo de infrarrojo cercano (NIS) cubre un rango espectral de 0,8 a 2,6 micrómetros en 62 intervalos.
• Un magnetómetro de puerta de flujo de tres ejes, suministrado por el Centro de Vuelos Espaciales Goddard de la NASA , puede medir el campo magnético del asteroide desde corriente continua hasta 10  Hz.
• El espectrómetro de rayos X/rayos gamma (XGRS) consta de dos instrumentos. El espectrómetro de rayos X mide la fluorescencia de rayos X en el asteroide, excitada por los rayos X de las erupciones solares. El espectrómetro de rayos gamma es un centelleador de NaI con un blindaje activo de BGO.
• El telémetro láser (NLR) es un telémetro de detección directa de pulso único.