Марсианский климатический орбитальный аппарат -Mars Climate Orbiter

Марсианский климатический орбитальный аппарат

Художественная концепция Mars Climate Orbiter
Тип миссии	Орбитальный аппарат Марса
Оператор	НАСА / Лаборатория реактивного движения
COSPAR ID	1998-073A
SATCAT нет.	25571
Веб-сайт	марс .jpl .nasa .gov / msp98 / orbiter /
Продолжительность миссии	286 дней Провал миссии
Свойства космического корабля
Производитель	Локхид Мартин
Стартовая масса	638 кг (1407 фунтов)
Власть	500 Вт
Начало миссии
Дата запуска	11 декабря 1998 г. 18:45:51  UTC ( 1998-12-11UTC18: 45: 51Z )
Ракета	Дельта II 7425
Запустить сайт	Мыс Канаверал SLC-17A
Конец миссии
Последний контакт	23 сентября 1999 09:06:00  UTC ( 1999-09-23UTC09: 07Z )
Дата распада	23 сентября 1999 Непреднамеренно сход с орбиты
Параметры орбиты
Справочная система	Ареоцентрический
Эпоха	Планируется

Mars Climate Orbiter (ранее Mars Surveyor '98 Orbiter ) был 638-килограммовый (1407  фунтов ) роботизированный космический зонд запущен НАСА на 11 декабря 1998 года для изучения марсианской атмосферы , марсианской атмосферы и поверхностных изменений и действовать как реле связи в программе Mars Surveyor '98 для Mars Polar Lander . Однако 23 сентября 1999 г. связь с космическим кораблем была безвозвратно потеряна, когда он вышел на орбиту . Космический корабль столкнулся с Марсом по траектории, которая привела его слишком близко к планете, и он был либо разрушен в атмосфере, либо покинул окрестности планеты и вышел на орбиту вокруг Солнца. Расследование объяснило этот сбой несоответствием измерений между двумя программными системами: метрическими единицами НАСА и американскими обычными (имперскими или «английскими») единицами, созданными производителем космических кораблей Lockheed Martin .

История миссии

История

После потери Mars Observer и начала роста затрат, связанных с будущей Международной космической станцией , НАСА начало искать менее дорогие зонды меньшего размера для научных межпланетных миссий. В 1994 году была создана Группа по технологиям малых космических аппаратов, чтобы установить руководящие принципы для будущих миниатюрных космических аппаратов. Группа определила, что новая линейка миниатюрных космических аппаратов должна весить менее 1000 кг (2200 фунтов) с высокоточными приборами. В 1995 году новая программа Mars Surveyor началась как набор миссий, разработанных с ограниченными целями, низкими затратами и частыми запусками. Первой миссией в рамках новой программы была Mars Global Surveyor , запущенная в 1996 году для картирования Марса и предоставления геологических данных с помощью инструментов, предназначенных для Mars Observer . Вслед за Mars Global Surveyor на Mars Climate Orbiter было два инструмента, один из которых изначально предназначался для Mars Observer, для изучения климата и погоды Марса.

Основные научные цели миссии включали:

• определить распределение воды на Марсе
• ежедневно следить за погодой и атмосферными условиями
• записывать изменения на поверхности Марса из-за ветра и других атмосферных воздействий
• определять температурные профили атмосферы
• контролировать содержание водяного пара и пыли в атмосфере
• ищите свидетельства прошлых изменений климата.

Дизайн космического корабля

Марс Орбитальный климата Шина измеряется 2,1 м (6 футов 11 дюймов) в высоту, 1,6 м (5 футов 3 дюйма) в ширину и 2 м (6 футов 7 дюймов) глубиной. Внутренняя структура была в основном построена с использованием сотовых опор из графитового композита и алюминия, что характерно для многих коммерческих самолетов . За исключением научных приборов, батареи и главного двигателя, космический корабль имел двойное резервирование наиболее важных систем.

Космический аппарат 3-осевой стабилизировалась и включал восемь гидразина монотоплива двигатели малой тяги (четыре 22 N (4,9 фунтов _е ) подруливающие устройства для выполнения корректировки траектории, четыре 0,9 N (3,2 OZF) подруливающие к контрольной позиции ) . Ориентация корабля определялась звездным трекером , двумя солнечными датчиками и двумя инерциальными измерительными приборами . Ориентация контролировалась подруливающими устройствами или тремя реактивными колесами . Чтобы выполнить Марс орбитального маневра вставки, космический аппарат также включал ЛЕРОС ракету главного двигателя 1B, обеспечивая 640 N (140 фунтов _ф ) тяг путем сжигания гидразина топлива с осмием азота (НТО) окислителем.

Космический корабль включал 1,3-метровую антенну с высоким коэффициентом усиления для приема данных с помощью сети Deep Space Network в диапазоне x . Радиоответчик, разработанный для миссии Кассини-Гюйгенс, использовался в качестве меры экономии. Он также включал двустороннюю радиочастотную систему UHF для ретрансляции связи с Mars Polar Lander после предполагаемой посадки 3 декабря 1999 года.

Космический зонд питался от 3-панельной солнечной батареи , обеспечивающей на Марсе в среднем 500 Вт (0,67 л.с.). Развернутая солнечная батарея имела длину 5,5 метра (18 футов 1 дюйм). Электроэнергия хранилась в 12-элементных никель-водородных батареях на 16 ампер-часов . Батареи предназначались для перезарядки, когда солнечная батарея получала солнечный свет и питала космический корабль, когда он уходил в тень Марса. При выходе на орбиту вокруг Марса солнечная батарея должна была использоваться в маневре аэродинамического торможения для замедления космического корабля до достижения круговой орбиты. Конструкция была в значительной степени адаптирована из руководящих принципов Инициативы по технологии малых космических аппаратов, изложенных в книге " Технология для малых космических аппаратов" .

Стремясь упростить предыдущие реализации компьютеров на космических кораблях, Mars Climate Orbiter использовал один компьютер с процессором IBM RAD6000 , использующим POWER1 ISA, способный работать на частоте 5, 10 или 20 МГц. Хранение данных должно было быть сохранены на 128 МБ в памяти с произвольным доступом (RAM) и 18 МБ флэш - памяти . Флэш-память предназначалась для хранения очень важных данных, включая троекратные копии программного обеспечения полетной системы.

Научные инструменты

Инфракрасный радиометр с модуляцией давления (PMIRR) использует узкополосные радиометрические каналы и две ячейки модуляции давления для измерения атмосферных и поверхностных выбросов в тепловом инфракрасном диапазоне и видимый канал для измерения частиц пыли и конденсатов в атмосфере и на поверхности на различных долготах и времена года. Его главным исследователем был Дэниел МакКлиз из JPL / CALTECH. Позже аналогичные цели были достигнуты с помощью Mars Climate Sounder на борту Mars Reconnaissance Orbiter . Его цели:

• Нанесите на карту трехмерную и изменяющуюся во времени тепловую структуру атмосферы от поверхности до высоты 80 км.
• Составьте карту атмосферной пыли и ее глобальных, вертикальных и временных изменений.
• Составьте карту сезонных и пространственных изменений вертикального распределения водяного пара в атмосфере на высоте не менее 35 км.
• Различайте атмосферные конденсаты и наносите на карту их пространственное и временное изменение.
• Составьте карту сезонной и пространственной изменчивости атмосферного давления.
• Следите за полярным радиационным балансом.

Марсианский цветной тепловизор (MARCI) - это двухкамерная (среднеугольная / широкоугольная) система визуализации, предназначенная для получения изображений поверхности и атмосферы Марса. При надлежащих условиях возможно разрешение до 1 километра (3300 футов). Главным исследователем этого проекта был Майкл Малин из Malin Space Science Systems, и проект был повторно задействован на орбитальном аппарате Mars Reconnaissance Orbiter . Его цели:

• Наблюдайте за марсианскими атмосферными процессами в глобальном масштабе и синоптически.
• Изучите детали взаимодействия атмосферы с поверхностью в различных масштабах как в пространстве, так и во времени.
• Изучите особенности поверхности, характерные для эволюции марсианского климата с течением времени.

Профиль миссии

Запуск и траектория

Mars Climate Orbiter зонд был запущен 11 декабря 1998 года в 18:45:51 UTC с помощью Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства от космического стартового комплекса 17А на станции мыса Канаверал Space Force во Флориде, на борту 7425 Delta II ракеты - носителя. Полная последовательность горения длилась 42 минуты, вывод космического корабля на переходную орбиту Хомана , отправивший зонд на 9,5 месяцев по траектории 669 миллионов км (416 миллионов миль). На момент запуска Mars Climate Orbiter весил 638 кг (1407 фунтов), включая топливо.

• 

  Схема ракеты-носителя Delta II с космическим орбитальным аппаратом Mars Climate Orbiter в разобранном виде

• 

  Запуск космического корабля Mars Climate Orbiter НАСА на ракете-носителе Delta II 7425

• 

  Межпланетная траектория космического корабля Mars Climate Orbiter

• 

  Процедура аэродинамического торможения для вывода Mars Climate Orbiter на орбиту вокруг Марса

Встреча с Марсом

Mars Climate Orbiter начал запланированный маневр вывода на орбиту 23 сентября 1999 г. в 09:00:46 UTC. Mars Climate Orbiter потерял радиосвязь, когда космический корабль пролетел позади Марса в 09:04:52 UTC, на 49 секунд раньше, чем ожидалось, и связь так и не была восстановлена. Из-за осложнений, связанных с человеческой ошибкой , космический корабль столкнулся с Марсом на более низкой, чем предполагалось, высоте, и он был либо разрушен в атмосфере, либо повторно вошел в гелиоцентрическое пространство после выхода из атмосферы Марса. Марсианский разведывательный орбитальный аппарат с тех пор выполнил большинство намеченных задач для этой миссии.

Причина отказа

10 ноября 1999 года Комиссия по расследованию неудач орбитального орбитального аппарата Марса опубликовала отчет по фазе I, в котором подробно описаны предполагаемые проблемы, возникшие в связи с потерей космического корабля. Ранее, 8 сентября 1999 г., был вычислен маневр коррекции траектории-4 (TCM-4), который затем был выполнен 15 сентября 1999 г. Он был предназначен для установки космического корабля в оптимальное положение для маневра выхода на орбиту, который должен был привести его к вокруг Марса на высоте 226 км (140 миль) 23 сентября 1999 года. Однако в течение недели между TCM-4 и маневром вывода на орбиту навигационная группа указала, что высота может быть намного ниже, чем предполагалось, от 150 до 170 км. (От 93 до 106 миль). За 24 часа до вывода на орбиту, по расчетам, орбитальный аппарат был установлен на высоте 110 км (68 миль); 80 км (50 миль) - это минимальная высота, на которой Mars Climate Orbiter был способен выжить во время этого маневра. Расчеты после сбоя показали, что космический аппарат двигался по траектории, которая должна была привести к орбитальному аппарату в пределах 57 км (35 миль) от поверхности, где космический корабль, вероятно, сильно пролетел над самыми верхними слоями атмосферы и был либо разрушен в атмосфере, либо снова вошел в нее. гелиоцентрическое пространство.

Основная причина этого несоответствия заключалась в том, что одна часть наземного программного обеспечения, поставляемого Lockheed Martin, давала результаты в стандартной единице США , вопреки ее спецификации интерфейса программного обеспечения (SIS), в то время как вторая система, предоставленная НАСА, ожидала, что эти результаты будут в единицах СИ в соответствии с SIS. В частности, программа, которая рассчитывала общий импульс, произведенный запусками двигателя малой тяги, давала результаты в фунт-сила-секундах . Затем программа расчета траектории использовала эти результаты - ожидаемые в ньютон-секундах (неверные в 4,45 раза) - для обновления прогнозируемого положения космического корабля.

Тем не менее, НАСА не возлагает ответственность за потерю миссии на Lockheed; вместо этого различные официальные лица в НАСА заявили, что само НАСА виновато в том, что не провело соответствующих проверок и тестов, которые позволили бы выявить несоответствие.

Расхождение между расчетным и измеренным положением, приводящее к расхождению между желаемой и фактической высотой вывода на орбиту, было замечено ранее по крайней мере двумя штурманами, чьи опасения были отклонены, поскольку они «не соблюдали правила заполнения [формы] для задокументировать их озабоченность ". Было созвано совещание инженеров программного обеспечения траектории, операторов программного обеспечения траектории (навигаторов), инженеров по силовым установкам и менеджеров для рассмотрения возможности выполнения маневра коррекции траектории-5, который был в графике. Присутствующие на встрече вспоминают о соглашении о проведении ТКМ-5, но в итоге этого не произошло.

Стоимость проекта

По данным НАСА, общая стоимость миссии составила 327,6 миллиона долларов для орбитального аппарата и посадочного модуля, включая 193,1 миллиона долларов на разработку космического корабля, 91,7 миллиона долларов на его запуск и 42,8 миллиона долларов на операции миссии.

Смотрите также

• Список миссий на Марс
• Список искусственных объектов на Марсе
• Список ошибок программного обеспечения
• Метрика

Примечания

использованная литература

внешние ссылки

• Пресс-кит о запуске Mars Surveyor '98
• Прибытие Mars Climate Orbiter на Марс для прессы
• Профиль миссии Mars Climate Orbiter, подготовленный НАСА по исследованию солнечной системы
• Скоординированный архив данных НАСА по космической науке
• Отчет Совета по расследованию ошибок марсианского орбитального орбитального аппарата, этап I - 10 ноября 1999 г.