Mars Climate Orbiter
Mars Climate Orbiter | |
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![]() Concepção artística do Mars Climate Orbiter | |
Descrição | |
Tipo | Observação planetária e coleta de dados |
Operador(es) | ![]() |
Identificação NSSDC | 1998-073A |
Website | NASA |
Duração da missão | 9,5 meses |
Propriedades | |
Massa | 629 kg |
Missão | |
Data de lançamento | 11 de dezembro de 1998 |
Veículo de lançamento | Delta II 7425 |
Local de lançamento | ![]() |
Destino | Marte |
Data de inserção orbital | 23 de setembro de 1999 |
Fim da missão | 23 de setembro de 1999 |
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O Mars Climate Orbiter (MCO), inicialmente denominado Mars Surveyor '98 Orbiter, foi uma sonda espacial norte-americana projetada e construída pelo Laboratório de Propulsão a Jato (JPL). O MCO foi lançado em 11 de dezembro de 1998 a partir de Cabo Canaveral por um foguete Delta II 7425, alcançando Marte 9,5 meses depois, em 23 de setembro de 1999.
O MCO e seu módulo de pouso, o Mars Polar Lander (MCL), anteriormente denominado Mars Surveyor '98 Lander, faziam parte de uma única missão - o programa Mars Surveyor '98, cujo objetivo primário era o estudo do clima marciano. As naves espaciais transportando o MCO e o MCL foram lançadas separadamente ao longo de um curto período de tempo.
Em contraponto a missões com preocupações mais geológicas, como a Mars Global Surveyor e o Mars Exploration Rover, o MCO e o MCL objetivavam o levantamento das variáveis atmosféricas de Marte, de maneira a entender como a água e o dióxido de carbono são acumulados, sua interação entre a atmosfera e a superfície e sua volatilidade, à procura de evidências de como foi o passado climático e como será o seu futuro.
Contudo, o MCO foi destruído na atmosfera de Marte devido a um erro de navegação. A nave espacial deveria efetuar sua inserção na órbita de Marte a uma altitude de 140 a 150 km da superfície. Porém, devido a um erro de cálculo, a manobra de inserção orbital foi feita a uma altitude de 57 km, o que causou a destruição da nave espacial pela sua fricção com a atmosfera de Marte. O erro deveu-se a equipe da terra, que fez o uso de medidas inglesas para calcular os parâmetros para a manobra inserção orbital, enviando-os à nave, cujos sistemas, contudo, apenas realizavam cálculos no Sistema Internacional de Unidades.
A missão principal do MCO estava programada para durar um ano marciano, equivalente a aproximadamente dois anos terrestres. Para além de sua missão científica, o MCO também serviria de retransmissor ao MCL por um período de cinco anos e auxiliaria nas retransmissões de dados dos veículos exploradores de Marte.
O Mars Climate Orbiter era uma sonda com a forma aproximada de uma caixa de 2,1 m de altura, 1,6 m de largura e de 2 m de profundidade; constituída de dois sistemas. O sistema de propulsão e os módulos de pesquisa. A massa total da nave era de 629 kg, incluindo 291 kg de propelente. Seus painéis solares tinham as dimensões de 5,5 por 5,5 metros perfazendo 11 metros quadrados de área.
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/b/b4/Mars_Climate_Orbiter_1.jpg/200px-Mars_Climate_Orbiter_1.jpg)
Estes painéis podiam girar em torno de dois eixos. A antena de alto-ganho tinha 1,3 m de diâmetro e estava situada no topo da nave. Seus principais instrumentos o Mars Color Imager - MARCI, o Pressure Modulator Infrared Radiometer - PMIRR, além da antena de UHF e de suas baterias estavam montados na parte inferior da nave.
A propulsão era com combustível bipropelente, hidrazina e tetróxido de nitrogênio para o motor principal, com a força de 640 newtons e os foguetes auxiliares usavam a hidrazina como combustível. O orbitador possuía estabilização em três eixos.
A nave especial era alimentada por três painéis solares com células solares feitas de arseneto de gálio e germânio, com 5,5 m de comprimento e fornecia quando próximo da Terra 1 000 W de energia e 500 W em Marte.
A energia era acumulada em baterias de hidreto de níquel (NiH2). Comunicava-se com a Terra usando a banda X, com a antena de alto-ganho de 15 W, tanto na emissão como na recepção, além das antenas de médio-ganho e de baixo-ganho. O sistema de UHF tinha a potência de 10 W com que se comunicava com o Mars Polar Lander. O computador de bordo era um chip RAD 6 000.
Lançamento
Houve dois períodos de lançamentos. O período primário foi de 10 a 17 de dezembro e o período secundário foi de 18 a 25 de dezembro. Ocorrendo o lançamento no período primário haveria grandes chances de o orbitador completar a fase da aerofrenagem antes da chegada da Mars Polar Lander.
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/5/56/Mars_Climate_Orbiter_-_Lancamento.jpg/220px-Mars_Climate_Orbiter_-_Lancamento.jpg)
Sendo lançado no período secundário haveria a necessidade de requerer um elevado uso da aerofrenagem, para o orbitador poder iniciar suas funções de retransmissor na data esperada. A janela de lançamento era diária e havia duas oportunidades de lançamento. O orbitador foi lançado logo no segundo dia do período primário, em 11 de dezembro de 1998 às 18 h 45min 51 s (UTC).
Foguete Delta II 7425
Foi utilizado o foguete Delta II 7425 para lançar o Mars Climate Orbiter e o Mars Polar Lander, Este foguete é similar ao Delta II 7925, a mais poderosa versão deste modelo que foi utilizado nas missões da NASA, Near Earth Asteroid Rendezvous (NEAR), Mars Pathfinder e Mars Global Surveyor, exceto pelo fato de utilizar apenas quatro foguetes auxiliares em vez de nove.
Cada foguete auxiliar de combustível sólido têm 1 m de diâmetro por 13 m de altura. Utilizam como propelente o hydroxyl-terminated polybutadiene e seu encapsulamento é feito com o material composto denominado: grafite-epóxi.
O corpo principal do primeiro estágio tem 2,4 m de diâmetro e 26,1 m de altura. Usa um motor tipo RS27 A e como propelentes utiliza o RP-1, um altamente refinado querosene e usa oxigênio líquido como combustível e oxidante.
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/5/55/Foguete_Delta_II_7425_-_Corte_esquematico.jpg/250px-Foguete_Delta_II_7425_-_Corte_esquematico.jpg)
O segundo estágio tem 2,4 m de diâmetro e 6 m de altura e é impulsionado pelo motor AJ-10-118K. Como propelente utiliza a Aerozine 50 (A-50), uma mistura de hidrazina e hidrazina dimetil assimétrica (UDMH) e usa tetróxido de nitrogênio como oxidante. Este motor é reiniciável e é assim necessário para colocar o orbitador rumo a Marte.
O terceiro estágio do foguete Delta 7425 é acionado pelo motor Motor Star 48 B da AtK Thiokol. Mede 2,12 m de altura e 1,2 m de largura. Este motor utiliza propelente sólido que consiste em uma mistura de alumínio, perclorato de amônia e hydroxyl-terminated polybutadiene (HTPB).
Uma vez que o terceiro estágio havia sido todo consumido, a nave espacial iniciou o procedimento de parar de rodar sobre si mesma, rotação esta necessária, para acerto na sua trajetória durante a queima do terceiro estágio na aceleração em direção a Marte.
Após a separação do terceiro estágio, os painéis-solares abriram-se e se viraram para o Sol. A rede de Antenas de Espaço Profundo, iniciou a monitoração da nave espacial.
Cruzeiro
Lançado em 10 de dezembro, o orbitador deveria levar cerca de 286 dias, ou nove meses e meio para chegar a Marte, entrando em órbita a 23 de setembro de 1999. Sua trajetória faria com que se executa uma volta em torno do Sol de mais de 180º, por isso a trajetória era denominada do Tipo 2. No trecho inicial o orbitador se aproximaria um pouco do Sol e chegaria a Marte em uma velocidade menor que a que chegou a sonda Mars Pathfinder, pois esta sonda seguiu uma trajetória Tipo 1, de giro em torno do Sol de menos de 180º e lá chegou a apenas sete meses. Durante a primeira fase de cruzeiro, o orbitador deveria manter contacto com a Terra usando suas antenas de baixo e médio-ganho enquanto mantinha seus painéis solares apontados para o Sol. Na primeira semana a nave espacial será monitorada 24 horas por dia. Da segunda semana até a quarta semana, o orbitador seria monitorado no mínimo em 12 horas por dia, pelas antenas da Deep Space Network, com suas antenas de 34 metros de diâmetro.
Durante o restante do cruzeiro o orbitador seria rasteado no mínimo por 4 horas por dias. Sendo que 45 dias antes de sua chegada a Marte o tempo de rastreamento foi aumentando até chegar a 12 horas por dia.
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/2/2f/Mars_Climate_Orbiter_-_Trajetoria_de_cruzeiro.jpg/250px-Mars_Climate_Orbiter_-_Trajetoria_de_cruzeiro.jpg)
Após vinte dias de vôo foi aberta a porta do radiador do instrumento científico Pressure Modulator Infrared Radiometer, para que o equipamento fica-se aclimatado.
Foram programados durante o cruzeiro do Mars Climate Orbiter, quatro ajustes de trajetória. O primeiro ocorreu 10 dias após o lançamento. Foi como esperado a sua maior correção de trajetória, que durou cerca de 7 minutos.
As três correções restantes foram usadas para ajuste fino da trajetória, para guiar a sonda a Marte. Foram programados para acontecer a 45 dias após o lançamento, 60 e 10 dias antes da chegada a Marte.
Os instrumentos científicos foram ligados, testados e calibrados durante o cruzeiro. O Pressure Modulator Infrared Radiometer e o Mars Color Imager foram calibrados durante uma semana após 80 dias de voo. Durante este período a Mars Color Imager will foi ligada e foi apontada para um conjunto de estrelas com a finalidade de calibrá-lo.
Dezoito dias antes de sua chegada a Marte, a Câmera Imageadora Colorida (Mars Color Imager) efetuou por três dias fotos de Marte e as enviou a Terra.
Aerofrenagem
Depois de 15 dias de viagens foi efetuado a principal correção de trajetória (trajectory correction maneuver (TCM)). Posteriormente foram efetuados mais três pequenas correções de trajetória através dos propulsores de hidrazina.
Com a chegada a Marte em setembro de 1999, o principal motor da sonda foi acionado para colocá-la em uma órbita elíptica, para ser capturada pela força de gravidade do planeta. O motor da sonda que usava combustível bipropelente que funcionou por 16 minutos, sendo consumido todo o combustível oxidante. Um minuto após, foi acionado os foguetes auxiliares a hidrazina para ajustes na trajetória.
Era esperado que a sonda entrasse numa órbita de período de 29 horas com apoastro de 160 km. A sonda efetuaria o uso da aerofrenagem para diminuir sua velocidade e chegar a uma órbita final para iniciar suas pesquisas. A fase de frenagem aerodinâmica era estimada para durar dois meses, sendo estimados 200 passagens de frenagem aerodinâmica.
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/0/00/Mars_Climate_Orbiter_-_Trajetoria_de_aerobreque.jpg/250px-Mars_Climate_Orbiter_-_Trajetoria_de_aerobreque.jpg)
Durante suas órbitas, quando o orbitador atingisse o ponto mais distante, seriam acionados seus foguetes de manobra para jogar o seu apoastro mais próximo do polo norte de Marte e manter a altitude para que o orbitador não queime na atmosfera. Assim o satélite entraria em uma trajetória próxima de uma órbita hélio-síncrona.
Embora o orbitador consiga manter comunicações com a Terra durante a fase de frenagem aerodinâmica, o contato é impossível quando o orbitador estiver passado atrás de Marte. Neste caso o orbitador deixa de fazer contato coma Terra de 45 a 60 minutos por órbita.
Durante a fase final da frenagem aerodinâmica, a frequência das órbitas é maior e é nesta fase que ocorrem a maioria dos ajustes de órbita.
Apoio ao módulo de pouso
Durante os próximos três meses da missão, após o fim da frenagem aerodinâmica, a sonda forneceria suporte a retransmissão de dados dos seus pousadores, transmitido uma grande quantidade de dados.
Terminada a fase de apoio ao módulo de pouso em torno de fevereiro de 2000, a sonda iniciaria a fase de mapeamento do clima de Marte, fazendo o levantamento sistemático da atmosfera e faria imagem da superfície, por um ano marciano de 687 dias.
Instrumentos do orbitador
Os dois principais instrumentos do orbitador eram: o Pressure Modulator Infrared Radiometer (PMIRR) ou Radiômetro Infravermelho Modulador de Pressão, e o Mars Color Imager (MARCI) ou Câmera Imageadora Colorida.
1) PMIRR deveria fornecer informações detalhadas sobre a atmosfera de Marte, sobre as variações de temperatura, sobre a condensação da poeira e sua opacidade em função da latitude e da longitude, sobre o vapor de água e sobre as nuvens. Faria o uso de nove faixas do espectro para a sua análise, para quantificar o resultado da radiação de superfície. Desta forma faria a análise de luz visível e do infravermelho. Também deveria fornecer informações detalhadas sobre a quantidade de dióxido de carbono (CO2), que são adicionados ou retirados das capas polares a cada ano de Marte.
O PMIRR apenas iria iniciar suas funções após a porta do radiador passivo estivesse totalmente aberta. Com o PMIRR aberto seria mapeada verticalmente a atmosfera através de uma sondagem atmosférica que iria do topo da atmosfera até a superfície do planeta. Teria uma resolução de 5 km por pixel.
2) MARCI consistia em duas câmeras que deveriam analisar a atmosfera de Marte, relatar as interações entre a atmosfera à superfície do planeta. MARCI combinava uma câmera grande angular (Wide Angle) e uma câmera de média angular (Medium Angle), câmeras estas com instrumentos ópticos distintos, mas que utilizavam à mesma base focal, os mesmos sistemas eletrônicos e a mesma fonte de energia.
Cada câmera tinha um pequeno tamanho, 6 x 6 x 6 cm incluindo o espelho refletor e pequena massa, cerca de 2 kg. Ambas as câmeras operavam no esquema de ter seu detector de CCD coberto de uma roda de filtros ‘’coloridos’’. Desta forma a câmera poderia fornecer uma imagem colorida, sobrepondo a mesma cena com filtros distintos.
Próximo ao final da fase de cruzeiro, a MARCI obteve imagens da aproximação de Marte. Uma vez em órbita MARCI deveria fornecer imagens diárias globais da atmosfera e da superfície de Marte com a câmera de grande angular. Com a câmera de médio angular obteria fotos da superfície, tiradas em grande quantidade. A câmera grande angular registraria 7 faixas de radiação eletromagnética. 5 faixas de luz visível e duas de ultravioleta. Com uma resolução no máximo de 7,2 km/pixel
A câmera de médio angular cobriria 40 km com resolução de 40 m/pixel e observaria toda a superfície do planeta, com exceção dos polos, devido a uma pequena inclinação do seu plano de órbita. Tinha a capacidade de analisar faixas da luz de comprimento indo de 425 até 1 000 nm permitindo observar detalhadamente a atmosfera e detalhes da superfície.
Resultados
Subitamente e após a sequência de instruções para o início da queima dos propulsores que deveriam reduzir a velocidade da sonda com o objetivo de iniciar a órbita de inserção em Marte, todos os contactos com a sonda terminaram. Uma análise dos dados da trajetória de aproximação da sonda identificou que a missão estava perdida. Perante a situação da perda total da missão a NASA constitui uma comissão de inquérito ao incidente com o objetivo de identificar e auditar os mecanismos de gestão das missões de exploração espacial e por forma a evitar os mesmos erros nas missões futuras, especificamente perante o receio de que a missão Mars Polar Lander também pudesse estar em perigo.
Os trabalhos da comissão independente detectaram erros importantes nos protocolos de comunicação entre os operadores da missão, sendo que, o erro que levou diretamente à perda da sonda, se deveu à utilização de diferentes unidades de medida por parte desses mesmos operadores.[1] Na prática, resulta que os dados de telemetria transmitidos pela sonda para o centro de operações na Terra, utilizavam o sistema métrico (metro e Newton). Quando o centro de operações analisou os dados, interpretou-os segundo o sistema imperial (polegadas e libras). Desta forma, a trajetória da sonda foi mal interpretada e a força aplicada pelos foguetes de manobra foi menor que a necessária, levando a que a mesma se perdesse na alta atmosfera de Marte.
Ver também
Referências
- ↑ http://veja.abril.com.br/061099/p_118.html
Ligações externas
![](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/4/4a/Commons-logo.svg/22px-Commons-logo.svg.png)
- «Site da NASA do Mars Climate Orbiter» (em inglês)
- «Relatório da Comissão de Inquérito sobre o acidente da Mars Climate Orbiter» (PDF) (em inglês)
- «Site da NASA de todas as missões a Marte - Mars Exploration Program» (em inglês)