Mars Polar Lander
Estado misión a Marte

El Mars Polar Lander debía aterrizar en el terreno en capas del polo sur, entre 73 S y 76 S, a menos de 1000 km del polo sur, cerca del borde de la capa de hielo de dióxido de carbono en la primavera austral de Marte. El terreno parece estar compuesto de capas alternas de hielo limpio y cargado de polvo, y puede representar un registro a largo plazo del clima, así como un importante reservorio volátil. La misión tenía como objetivos científicos principales: 1) registrar las condiciones meteorológicas locales cerca del polo sur marciano, incluida la temperatura, la presión, la humedad, el viento, las heladas superficiales, la evolución del hielo terrestre, las nieblas de hielo, la neblina y el polvo suspendido, 2) analizar muestras de los depósitos polares para sustancias volátiles, particularmente agua y dióxido de carbono, 3) cavan zanjas e imaginan el interior para buscar capas estacionales y analizan muestras de suelo en busca de agua, hielo, hidratos y otros minerales depositados de manera acosada, 4) imaginan las regiones y entorno inmediato del lugar de aterrizaje para evidencia de cambios climáticos y ciclos estacionales, y 5) obtener imágenes multiespectrales de regolito local para determinar los tipos de suelo y la composición.

El Mars Polar Lander consiste en una base hexagonal compuesta de nido de abeja de aluminio con láminas de epoxi de grafito compuesto apoyadas en tres patas de aterrizaje de aluminio. El módulo de aterrizaje tiene 1,06 m de altura y aproximadamente 3,6 m de ancho. La masa de lanzamiento de la nave espacial es de aproximadamente 583 kg, incluyendo 64 kg de combustible, una etapa de crucero de 82 kg, un aeroshell / heathield de 140 kg y las dos microprocesadoras de 3.5 kg. Una cubierta de componentes interiores regulada térmicamente contiene componentes electrónicos sensibles a la temperatura y baterías y el sistema de control térmico. Dos paneles solares se extienden desde lados opuestos de la base. Montados en la parte superior de la base se encuentran el brazo robótico, el reproductor de imágenes estéreo y el mástil, una antena UHF, el LIDAR, la electrónica MVACS, el mástil de meteorología y la antena parabólica de ganancia media. El MARDI está montado en la base del módulo de aterrizaje, y los tanques de combustible están fijados a los lados. Durante el crucero, el módulo de aterrizaje está unido a la etapa de crucero y encerrado en la carcasa de aerosol de 2,4 metros de diámetro.

La nave espacial se estabilizó en tres ejes durante el crucero utilizando cámaras de estrellas y sensores solares junto con unidades de medición inerciales. Cuatro módulos de motor de reacción de crucero de hidracina, cada uno de los cuales consta de un propulsor de maniobra de corrección de trayectoria de 5 lbf y un propulsor de sistema de control de reacción de 1 lbf en ángulo, proporcionaron control de actitud. El sistema de propulsión de descenso y aterrizaje consta de tres grupos de cuatro motores de hidracina 266 N modulados por impulsos. El control y los conocimientos para el descenso y el aterrizaje se proporcionan mediante un sistema de radar Doppler de 4 haces y un subsistema AACS. La hidracina se almacena en dos tanques de diafragma con una capacidad total de 64 kg para los sistemas de crucero y descenso.

Las comunicaciones entre la Tierra y la nave espacial durante el crucero a Marte se realizaron a través de la banda X utilizando dos amplificadores de potencia de estado sólido y una antena de ganancia media fija montada en la plataforma de crucero y respaldada por una antena de baja ganancia solo para recepción. Durante las operaciones de superficie, las comunicaciones (enlace descendente y enlace ascendente) se realizarán a través de la antena UHF en el módulo de aterrizaje al orbitador Mars Climate Surveyor, que funcionará como un relevo a la Tierra. Ocho a diez pases de relevo sobre el módulo de aterrizaje habrían estado disponibles desde el orbitador todos los días, pero la cantidad de sesiones de comunicaciones estaría limitada por las demandas de potencia. La antena articulada de 2 ejes DTE (directa a la Tierra) de DIT (ganancia directa a la Tierra) solo proporcionaría las comunicaciones a la Tierra.

La energía fue proporcionada durante la fase de crucero por dos alas de matriz solar de arseniuro de galio con un área total de 3.1 metros cuadrados unidos a la etapa de crucero. Después del aterrizaje, se habrían desplegado dos alas de matriz solar de arseniuro de galio con un área total de 2.9 metros cuadrados. La energía se almacena en baterías de recipientes a presión comunes de hidrato de níquel de 16 amperios / hora para operaciones de carga máxima y calentamiento nocturno. La carga útil tiene asignados 25 W de potencia continua cuando está en funcionamiento.

Mars Polar Lander y las sondas Deep Space 2 adjuntas se lanzaron en un Delta 7425 (un vehículo de lanzamiento Delta II Lite con cuatro refuerzos de cohete sólido con correa y una tercera etapa Star 48 (PAM-D) que los colocó en un nivel bajo - Estacionamiento en órbita terrestre. La tercera etapa se activó durante 88 segundos a las 20:57 UT del 3 de enero de 1999 para colocar la nave espacial en una trayectoria de transferencia a Marte y la nave espacial y la tercera etapa se separaron a las 21:03 UT. Las maniobras de corrección de trayectoria se realizaron el 21 de enero, 15 de marzo, 1 de septiembre, 30 de octubre y 30 de noviembre de 1999.

Después de un crucero de transferencia hiperbólica de 11 meses, el Mars Polar Lander llegó a Marte el 3 de diciembre de 1999. Una sesión final de seguimiento de 30 minutos comienza aproximadamente a las 12:45 UT (7:45 am EST) y se usó para determinar si se realizó una corrección final del propulsor necesario. El contacto final para recuperar datos sobre el estado del sistema de propulsión se realizó desde aproximadamente las 19:45 UT hasta las 20:00 UT. Aproximadamente a las 20:04, 6 minutos antes de la entrada a la atmósfera, el lanzamiento de un propulsor de 80 segundos fue hacer girar la nave a su orientación de entrada. La etapa superior del crucero Star 48 debía ser lanzada a las 20:05 TU aproximadamente, y unos 18 segundos más tarde, las microprocesadoras debían ser lanzadas desde la etapa del crucero a la atmósfera marciana (también dirigida al terreno en capas del polo sur). El módulo de aterrizaje debía hacer una entrada directa a la atmósfera de Marte a 6,8 km / s a ​​aproximadamente 20:10 TU (3:10 p.m. EST). Debido a la falta de comunicación, no se sabe en este momento si se ejecutaron todos estos pasos después del contacto final, ni si alguno de los planes de descenso que se describen a continuación tuvo lugar tal como se diseñó.

La desaceleración inicial sería un aerofrenado simple con el escudo térmico de ablación de 2,4 metros. El tiempo máximo desde la entrada a la atmósfera hasta el aterrizaje sería de 4 minutos y 33 segundos. La unidad de medición inercial estimaría la velocidad a lo largo de la fase de entrada y descenso y los propulsores mantendrían la nave alineada. A una altura de aproximadamente 7,3 km a 500 metros por segundo, el paracaídas se desplegaría con un mortero seguido de una separación de escudo térmico. Justo antes de la separación del escudo térmico, se activaría el generador de imágenes de descenso (MARDI). Las patas de aterrizaje se desplegarían de 70 a 100 segundos antes de aterrizar y los motores de descenso se calentaron con pulsos cortos. Luego, el paracaídas se lanzaría y los motores de descenso se dispararían, regulados por el sistema de control de la nave espacial y el radar Doppler. La cubierta trasera se separaría del módulo de aterrizaje a aproximadamente 1,4 km de altitud a 80 m / sy los motores de descenso se encendieron para disminuir el descenso y girar la trayectoria de vuelo a la vertical.

A 12 metros de altitud, comenzaría la fase de descenso terminal de 2,4 m / s. El apagado del motor ocurriría cuando una de las patas de aterrizaje tocara el suelo. La velocidad de aterrizaje horizontal sería inferior a 2,4 m / s vertical y 1 m / s horizontal. La orientación del módulo de aterrizaje está controlada por el subsistema AACS para maximizar la eficiencia de la matriz solar y minimizar la obstrucción de la antena DTE. El aterrizador habría tocado tierra aproximadamente a las 20:15 hora local de la Tierra de UT (3:15 p.m. EST) a fines de la temporada de primavera del sur, durante la cual el Sol siempre estará sobre el horizonte en el lugar de aterrizaje. Los otros tiempos mencionados anteriormente también son tiempos recibidos por la Tierra, el tiempo de viaje de la luz desde Marte en ese momento fue de aproximadamente 14 minutos.

Inmediatamente después del aterrizaje, los paneles solares debían ser desplegados. La primera señal del aterrizador fue llegar a la Tierra a las 20:39 TU (3:39 p.m. EST), pero nunca se recibió. Este iba a ser el comienzo de una sesión de comunicaciones de 45 minutos. Después de esta sesión, el módulo de aterrizaje debía recargar sus baterías durante aproximadamente 6 horas. El 4 de diciembre a las 4:30 p.m. (11:30 p.m. EST. Del 3 de diciembre) debía comenzar una sesión de comunicaciones que habría durado aproximadamente 2 1/4 horas. Esta sesión habría incluido imágenes, incluidas imágenes de la Mars Descent Imager, pero nuevamente no se recibió ninguna transmisión. Los primeros sonidos del Micrófono de Marte se lanzaron el 4 de diciembre y la primera excavación del brazo robot tuvo lugar el 7 de diciembre. Los experimentos científicos continuarían durante la misión principal de 90 días, con una misión extendida a seguir basada en el rendimiento del aterrizaje.