Representacio artistica de la
MRO
en orbita al voltant de
Mart
.
La
Mars Reconnaissance Orbiter
(
MRO
, ≪Sonda orbital d'exploracio de Mart≫) es una nau espacial multiproposit, llancada el
12 d'agost
de
2005
amb l'objectiu d'avancar en el coneixement de
Mart
amb una observacio detallada, per examinar potencials zones d'aterratge per a futures missions a la superficie i per servir d'estacio de retransmissio de dades d'alta velocitat per a missions futures. Des del
10 de marc
de
2006
es el quart
satel·lit artificial
de Mart en actiu, juntament amb les
Mars Express
,
Mars Odyssey
i
Mars Global Surveyor
, a mes dels dos vehicles d'exploracio superficial
Spirit
i
Opportunity
.
Els objectius cientifics de la
Mars Reconnaissance Orbiter
son la recerca de proves d'
aigua
i l'estudi atmosferic i geologic del planeta. D'altra banda, tambe te l'objectiu d'establir les bases per a les missions planejades de la NASA a la superficie de Mart: una sonda de superficie anomenada Phoenix i un vehicle d'exploracio superficial (
rover
) anomenat
Mars Science Laboratory
. Els instruments d'alta resolucio de la MRO han d'ajudar els planificadors a avaluar els possibles lloc d'aterratge d'aquestes futures missions, tant pel que fa a potencial interes cientific com pel que fa al risc d'atteratge. A mes a mes, les capacitats de comunicacio de la MRO constituiran un important repetidor de comunicacions per a les missions de superficie; fins i tot podra proporcionar dades claus durant l'aterratge. Tambe pot oferir pistes per descobrir les causes de les fallades de les missions
Mars Polar Lander
i de la sonda de superficie
Beagle
.
La
Mars Reconnaissance Orbiter
fou llancada el 12 d'agost de 2005 des del Complex de Llancament Espacial 41 de Cap Canyaveral, a bord d'un coet llancador
Atlas V-401
equipat amb una etapa superior Centaur. Cinquanta-sis minuts despres del llancament el Centaur completa les seves ignicions i col·loca la MRO en una
orbita de transferencia
cap a Mart. El viatge fins a Mart dura 7 mesos i mig, durant els quals es van realitzar proves i calibratges dels instruments, aixi com tres maniobres de correccio de trajectoria.
L'inici de les maniobres d'
insercio orbital
al voltant de Mart es produi el
10 de marc
de
2006
. La sonda passa per sobe de l'hemisferi sud marcia a una altura d'uns 370?400 km i els seus sis propulsors es van encendre durant 27 minuts per reduir la velocitat respecte a Mart des d'uns 2.900 m/s a uns 1.900 m/s. Aquesta maniobra col·loca la sonda en una orbita polar molt el·liptica, en la que es troba en aquests moments, amb una
periapsi
de 329 km sobre la superficie de Mart i una
apoapsi
de 44.572, amb un periode orbital de 35,5 hores. A continuacio les maniobres d'
aerofrenat
duran la sonda a una orbita mes baixa i circular. Despres, durant la primera setmana de novembre de 2006 es completaran els ajustaments orbitals i podran comencar les operacions cientifiques.
Llancament de la
MRO
a bord d'un
Atlas V
, el
12 d'agost
de
2005
a les 07:43
EDT
.
- 30 d'abril
de
2005
: la sonda arriba al centre de llancament.
- 9 d'agost
de
2005
: s'ajorna la primera possibilitat de llancament per problemes en els
giroscops
de l'
Atlas V
.
- 11 d'agost
de
2005
: s'ajorna el llancament per problemes meteorologics.
- 12 d'agost
de
2005
: a les 07:43 EDT es llanca la MRO sense problemes i se situa en l'orbita de transferencia.
- 15 d'agost
de
2005
: es comprova i calibra el MARCI (
vegeu mes endavant
).
- 27 d'agost
de
2005
: primera maniobra de correccio de trajectoria, amb una ignicio de 15 segons dels propulsors principals i un canvi de velocitat (Δ
v
) de 7,8 m/s.
- 8 de setembre
de
2005
: es calibren i comproven els instruments HiRISE i CTX amb fotografies de la
Lluna
des de 10 milions de km.
- 18 de novembre
de
2005
: segona correccio de trajectoria, amb una ignicio dels 6 propulsors mitjans durant 20 segons i un canvi de velocitat de 75 cm/s.
- 3 de febrer
de
2006
: s'inicia la fase d'aproximacio a Mart.
- 10 de marc
de
2006
: es completa amb exit la maniobra d'
insercio orbital
.
[1]
- 25 de marc
de
2006
: completades amb exit les primeres proves d'imatges de la HiRISE.
[2]
- 11 de setembre
de
2006
: finalitzades les operacions d'
aerofrenat
.
- 29 de setembre
de
2006
: es prenen les primeres imatges d'alta resolucio de Mart.
Descripcio de la sonda
[
modifica
]
La MRO es munta a Lockheed Martin Space Systems, de
Denver
. Els instruments es van dissenyar i fabricar a la Universitat d'Arizona (Tucson), al laboratori de fisica aplicada de la
Universitat Johns Hopkins
, a l'
Agencia Espacial Italiana
, als Malin Space Science Systems de
San Diego
i al
Jet Propulsion Laboratory
. L'estructura de la nau esta formada basicament per compostos de carboni i estructures hexagonals d'
alumini
. El tanc de combustible de
titani
ocupa la major part del volum i la massa de l'estructura. La massa total de la sonda es de 2.180 kg amb combustible i de 1.031 kg sense combustible.
Sistemes de propulsio i alimentacio electrica
[
modifica
]
Un tanc de combustible de 1.175 litres d'
hidrazina
(monopropel·lent) alimenta un conjunt de 20 propulsors, distribuits de la seguent forma:
- Sis propulsors principals, destinats especialment a les maniobres d'insercio orbital. Generen un
empenyiment
de 170 N cada un.
- Sis propulsors mitjans, per a les correccions de trajectoria i
control d'altitud
(posicio) durant la insercio orbital. Cada un genera un empenyiment de 22 N.
- Vuit propulsors menors per al control d'actitud durant les operacions normals, cada un amb un empenyiment de 0,9 N.
A mes, s'utilitzen quatre rodes giroscopiques per al control d'actitud mes precis, necessari durant la presa d'imatges d'alta resolucio. Cada roda pesa 10 kg i pot girar a 100 Hz (6000 rpm).
L'energia electrica necessaria per als elements de la
Mars Reconnaissance Orbiter
s'obte a partir de dos panells solars. Cada un es pot moure independentment i mesura 5,35 × 2,53 m, amb 9,5 m² de superficie, coberta per 3.744
cel·lules fotovoltaiques
. Aquestes cel·lules son considerablement eficients i poden convertir fins a un 26% de l'energia solar en electricitat; poden subministrar 32 V, tensio necessaria per a la majoria d'instruments de la nau. A Mart els dos panells arriben a generar 2.000 W de potencia (a l'orbita de la Terra en generarien 6.000, a causa de la major proximitat al
Sol
).
A part dels panells, la MRO disposa de dues
bateries
recarregables per al seu us quan els panells solars no estan encarats al Sol (com durant la insercio orbital i l'aerofrenat) o be quan el Sol queda ocult per Mart. Cada bateria te una capacitat d'emmagatzematge d'energia de 50 ampere-hora (180 kC), pero com la tensio generada disminueix a mesura que les bateries es descarreguen nomes es pot utilitzar un 40% de la capacitat de les bateries.
Sistemes de dades, navegacio i telecomunicacions
[
modifica
]
L'
ordinador
principal de la
Mars Reconnaissance Orbiter
es un processador
RAD750
de 32
bits
, a 133 MHz i de 10,4 milions de
transistors
. Es tracta de la versio amb proteccio contra radiacio del processador
PowerPC
750 o
G3
, amb una
placa mare
especial. Les dades s'emmagatzemen en una
memoria flaix
de 160 Gbit (20 GB) formada per uns 700 xips de memoria. El sistema operatiu es el
VxWorks
amb una proteccio contra errades molt completa.
El sistema de telecomunicacions utilitza una
antena parabolica
d'
alt guany
per transmetre a la
frequencia
normal d'espai profund (
banda X
de
microones
, 8 GHz) aixi com per provar l'us de la banda K
a
, de 32 GHz, per a altes velocitats de transmissio. La velocitat maxima de transferencia de dades des de Mart es preveu que sigui de fins a 6 Mbit/s, deu vegades superior a la de les sondes enviades fins al moment. Els dos amplificadors per a la banda X transmeten amb una potencia de 100 W, mentre que de la banda K
a
ho fa a 35 W. La MRO tambe disposa de dues antenes de baix guany per comunicacions a velocitat menor durant possibles emergencies o moments determinats, com la insercio orbital.
Els sistemes de navegacio proporcionen la informacio sobre posicio i orientacio durant la missio. Consten dels seguents elements:
- Setze sensors solars (vuit son de seguretat) situats al voltant de la nau per mesurar la direccio del Sol respecte a l'orientacio de la sonda.
- Dos seguidors estel·lars per complementar la informacio d'orientacio i posicio. Es tracta de dues cameres digitals que detecten la posicio d'un conjunt d'estrelles catalogades.
- Dues unitats de mesura inercial proporcionen informacio sobre el moviment de la nau. Cada una esta formada per tres
accelerometres
i tres
giroscops
laser en anell.
Instrumentacio cientifica
[
modifica
]
La MRO trasnporta un conjunt de tres cameres per prendre imatges en l'espectre visible, un espectrometre, un radiometre, un radar i un grup de ≪paquets≫ cientifics i tecnologics que aprofiten les dades obtingudes per altres subsistemes de la nau i per provar noves tecnologies per a missions futures.
La camera HiRISE, abans d'incorporar-la a la MRO, a la Ball Aerospace and Technology Corporation, Boulder, Colorado.
- Cameres
- HiRISE
(
High Resolution Imaging Science Experiment
, ≪Experiment cientific de presa d'imatges d'alta resolucio≫). Es tracta d'una camera
CCD
amb un
telescopi reflector
de 0,5 metres, el mes gran de totes les missions d'espai profund fins al moment. Te una
resolucio
d'1 micro-radiant, equivalent a 1 metre des d'una altura de 300 km (la mateixa resolucio que les imatges actuals disponibles al
Google Earth
). Pot prendre imatges en tres bandes de colors: 400-600 nm (blau-verd), 550-850 nm (vermell) i 800-1000 nm (
infraroig
proper o
NIR
). La resolucio nominal maxima de les imatges vermelles es de 20.000 × 40.000
pixels
(800 megapixels) i de 4.000 × 40.000 pixels (160 megapixels) per a les bandes blau-verda i NIR; d'aquesta manera una sola imatge ocupara 16,4 Gb, pero es transmetran comprimides a 5 Gb.
[3]
- CTX
(
Context Camera
, ≪Camera contextual≫). Es tracta d'una camera CCD amb un
telescopi Maksutov-Cassegrain
que obtindra imatges en escala de grisos de fins a 40 km d'amplada i una resolucio de 8 metres per pixel. Treballa en conjuncio amb les altres dues cameres per proporcionar mapes contextuals de les zones observades.
[4]
- MARCI
(
Mars Color Imager
, ≪Camera en colors de Mart≫). Obtindra imatges de Mart en cinc bandes de l'
espectre visible
i dues de l'
ultraviolat
. L'objectiu es obtenir mapes globals per caracteritzar els canvis diaris, estacionals i anuals del clima de Mart, aixi com proporcionar informes meteorologics diaris.
- Espectrometres
- CRISM
(
Compact Reconnaissance Imaging Spectrometer for Mars
, ≪Espectrometre compacte de reconeixement d'imatges per a Mart≫). Es un
espectrometre
que treballa en l'infraroig i el visible per produir mapes detallats de la mineralogia marciana. Te una resolucio de 18 metres i analitzara la radiacio des de 400 a 4.050 nm, en 560 canals de 6,55 nm d'amplada.
- MCS
(
Mars Climate Sounder
, ≪Instrument de sondeig climatic de Mart≫). Es tracta d'un espectrometre de nou canals, amb un de visible/NIR (de 0,3 a 3,0 μm) i vuit en l'infraroig llunya (de 12 a 50 μm), que serviran per mesurar valors de
temperatura
,
pressio
,
vapor d'aigua
i pols a l'atmosfera de Mart. L'objectiu es crear mapes climatic globals del planeta.
- Radar
- SHARAD
(
Shallow Radar
, ≪Radar superficial≫). Es un instrument dissenyat per sondejar l'estructura interna dels casquets polars de Mart i recollir informacio global sobre capes subterranies de gel, roca i, potser, aigua liquida acessibles des de la superficie. Es tracta d'un
radar
que treballa a 15-25 MHz (
HF
), una resolucio vertical de 7 m i una capacitat de penetracio de 1.000 metres.
- Instal·lacions cientifiques
- Gravity Field Investigation Package
(≪Paquet d'investigacio del camp gravitatori≫). Es tracta de determinar variacions en el
camp gravitatori
de Mart a partir de les dades de la velocitat i posicio de la mateixa MRO.
- Atmospheric Structure Investigation Accelerometers
(≪Accelerometres per a la investigacio de l'estructura atmosferica≫). Un conjunt d'accelerometres mesuraran la densitat atmosferica. Aquest experiment nomes es realitzara durant l'etapa d'aerofrenat, quan la sonda travessi capes mes baixes de l'atmosfera.
- Experiments tecnologics de prova
- Electra UHF Communications and Navigation Package
.
- Optical Navigation Camera
(≪Camera de navegacio optica≫). Aquesta camera prendra imatges de
Fobos
i
Deimos
davant del fons d'estrelles, per determinar amb precisio l'orbita de la MRO. Es un experiment de prova per a missions futures.
- Ka-band Telecommunications Experiment Package
.
Resultats cientifics
[
modifica
]
Durant els mesos de febrer i marc es prova amb exit l'experiment de la camera de navegacio optica (
vegeu la seccio anterior
).
[5]
Les missions cientifiques de la MRO comencaren a partir de novembre de
2006
, una vegada completades les maniobres d'insercio orbital i d'
aerofrenat
. El periode nominal de la missio cientifica es de dos anys.
La camera HiRISE va obtenir imatges de gran definicio del
crater Victoria
durant un passatge orbital de baixa altitud realitzat el
29 de setembre
de
2006
, a la vora del qual es troba el vehicle
Opportunity
. En l'esmentada imatge es possible detectar la figura platejada del vehicle de la NASA i el trac de la seva trajectoria al terra marcia. Durant 2007 la HiRISE ha obtingut imatges que mostren formacions geologiques que indiquen la presencia de dioxid de carboni o aigua liquids sobre la superficie en el passat geologic recent.
Enllacos externs
[
modifica
]