Deep Space 2

Sonda spaziale Deep Space 2
Uno dei due penetratori DS2 senza l'involucro che lo protegge durante la sua discesa verso la superficie di Marte. Dati generali

Organizzazione	JPL ( NASA )
Costruttore	JPL / Lockheed Martin
Programma	Nuovo millennio
Campo	Veicolo spaziale sperimentale
Tipo di missione	Penetratore
Numero di copie	2
Stato	Fallimento
Lanciare	3 gennaio 1999
Launcher	Delta II
Fine della missione	3 dicembre 1999
Identificatore COSPAR	DEEPSP2
Luogo	www.jpl.nasa.gov/nmp/ds2

Caratteristiche tecniche

Messa al lancio	3,57  kg

Deep Space 2 , abbreviato inDS2, è una missione spaziale sperimentaledell'agenzia spaziale statunitense, laNASA. Questa seconda missione delprogramma New Millennium èstata lanciata nel 1999. Comprende duemicrosondespazialiidentiche di tipopenetratorecon una massa unitaria di 3,57 chilogrammi che dovevano costituire il primo test di un veicolo spaziale di questa natura. Questa nuova tecnologia dovrebbe in definitiva consentire di implementare a basso costo una rete di sensori sulla superficie dei pianeti per raccogliere principalmente dati sismici e meteorologici. All'epoca, lo sviluppo del programma New Millennium facevaparte della nuova strategia della NASApiù veloce, più economica, migliore("più veloce, più economica, migliore" ininglese) che favorisce missioni interplanetarie mirate, a basso costo e con un ciclo di sviluppo brevissimo.

I passeggeri della sonda spaziale Mars Polar Lander sono stati lanciati3 gennaio 1999, le due micro-sonde sono state rilasciate dalla loro navicella spaziale durante il suo avvicinamento finale al pianeta Marte il 3 dicembre dello stesso anno. Dopo aver attraversato l'atmosfera marziana senza un dispositivo frenante ( paracadute o razzo retrò ), hanno dovuto penetrare ad alta velocità (circa 190  metri al secondo ) nel suolo del polo sud del pianeta e affondare a una profondità di circa 60 centimetri . Gli strumenti posti nella parte inferiore staccabile della minisonda dovevano misurare la conducibilità termica e la durezza del terreno e rilevare l'eventuale presenza di acqua.

I due penetratori sganciati da Mars Polar Lander non hanno dato segno di vita dopo il loro rilascio. La commissione incaricata di indagare sulla prematura conclusione della missione ha formulato diverse ipotesi sull'origine del loro fallimento, tutte che hanno sottolineato l'inadeguatezza dei test effettuati per lo sviluppo di questa nuova tipologia di macchina. La perdita simultanea di Mars Polar Lander e, pochi mesi prima, di Mars Climate Orbiter hanno contribuito a cambiare la politica più veloce, più economica, migliore tenendo maggiormente conto dei costi consentendo di ridurre il rischio di fallimento della missione.

Contesto: il programma del Nuovo Millennio

Il programma New Millennium (NMP) fa parte della nuova strategia di esplorazione del sistema solare della NASA istituita dal suo amministratore Daniel Goldin all'inizio degli anni '90. L'obiettivo è sviluppare missioni meno costose rispetto al passato ma di conseguenza più numerose e sviluppato più rapidamente: lo slogan associato è più veloce, più economico, migliore . Ma questo cambiamento ha ripercussioni sullo sviluppo di nuove tecnologie spaziali. Fino ad ora questi erano stati testati nell'ambito di missioni operative, sfruttando i loro budget molto ingenti: così l'utilizzo delle memorie flash era stato testato per la prima volta dalla missione Cassini . Questa opzione non è più possibile nel contesto di nuove missioni, che, per contenere i costi, richiedono l'utilizzo di tecnologie perfettamente affinate. Tuttavia, queste missioni richiedono lo sviluppo di nuove tecnologie spaziali che consentano la miniaturizzazione, la riduzione dei costi e il miglioramento delle prestazioni. Per gestire questa esigenza Charles Elachi , direttore del Jet Propulsion Laboratory (JPL), un'istituzione della NASA, offre a Goldin un nuovo programma che riunisce missioni sviluppate nello spirito di più veloci, più economiche, meglio dedicate alla qualificazione di queste nuove tecniche. dispiegamento in missioni operative. Queste tecnologie includono la propulsione ionica e la produzione di sonde spaziali di tipo penetratore . Gli obiettivi principali delle missioni di questo programma sono quindi soprattutto di natura tecnica, i benefici scientifici costituiscono un obiettivo secondario. NelLuglio 1995, il Congresso americano dà la sua approvazione per il lancio del programma New Millennium . La gestione del programma è affidata al JPL la cui principale vocazione, sin dalla creazione della NASA, è lo sviluppo di missioni interplanetarie. Il primo progetto del programma lanciato nel 1998 è Deep Space 1 , il cui obiettivo principale è convalidare l'uso della propulsione ionica per le missioni interplanetarie.

La missione Deep Space 2

Deep Space 2 è la seconda missione del programma New Millennium . Comprende due piccole sonde spaziali di pochi chilogrammi del tipo a penetratore . Il capo progetto della missione è Sarah Gavit e il capo degli esperimenti scientifici è Suzanne Smrekar. Entrambi fanno parte del Jet Propulsion Laboratory .

Sonde spaziali di tipo penetratore

Un penetratore è una macchina dotata di strumenti di misura e progettata per essere rilasciata in quota: senza un dispositivo che ne riduca la velocità, affonda nel terreno per raccogliere dati. Il concetto è stato testato per la prima volta dall'esercito americano negli anni 70. Caduti da un aereo, questi penetratori militari sono stati dotati di sismometri o altri strumenti per rilevare i movimenti delle truppe. Nel contesto di una missione spaziale, un penetratore rende teoricamente disponibili strumenti sulla superficie di un pianeta senza utilizzare i soliti dispositivi complessi imposti un atterraggio morbido: paracadute , razzo retrò , controllo dell'assetto del sistema , radar , carrello di atterraggio ... Le dimensioni dello spazio la sonda è notevolmente ridotta, il che ha un'influenza positiva sul suo costo. La leggerezza e il basso costo di un penetratore teoricamente consentono di dispiegare un gran numero di veicoli spaziali sulla superficie del pianeta e quindi di avere diverse stazioni di misura che facilitano lo studio dei processi meteorologici o l'analisi delle onde sismiche. Progetti come MESUR , MetNet o NetLander (non tutto completato nel 2018) si basano su questo concetto. Tenendo conto delle ridotte capacità del penetratore, una nave vettore, con obiettivi propri, può essere utilizzata per prendere in carico il transito tra la Terra e il pianeta da studiare. La prima implementazione di un penetratore nel dominio spaziale è stata sviluppata nell'ambito della missione russa Mars 96 . I penetratori di Mars 96 sono lunghi 2 metri con un diametro di 17 centimetri e hanno una massa di 125 chilogrammi. Purtroppo la sonda spaziale viene distrutta non appena viene lanciata. L' agenzia spaziale giapponese sviluppa contemporaneamente a Deep Space 2 la missione Lunar-A che trasporta anche penetratori da 12 a 13 chilogrammi. Questi devono essere sganciati dall'orbita e penetrare nel suolo lunare a una velocità di 300  metri al secondo . Ma la missione, il cui lancio era inizialmente previsto nel 2002, è stata annullata nel 2007 per motivi di bilancio.

• In senso orario i vari modelli penetratore testati che ha portato alla forma definita dal Deep Space 2 .

• Le due sonde Deep Space 2 sono visibili su entrambi i lati della fase di crociera Mars Polar Lander in questa fotografia, incluso lo scudo termico posteriore.

Avanzamento del progetto

Inizialmente, il progetto Deep Space 2 mira a depositare sismometri sulla superficie di Marte alle latitudini equatoriali. Il progetto si evolve quando i funzionari decidono di utilizzare la sonda spaziale Mars Polar Lander (MPL) come nave da trasporto. Le due micro-sonde devono essere rilasciate da questa sonda spaziale appena prima del suo rientro atmosferico ed entrare nell'atmosfera di Marte seguendo traiettorie individuali. MPL, che è un lander , deve atterrare vicino al Polo Sud e gli penetratori, che non hanno autonomia per cambiare traiettoria, sono costretti a optare per la stessa destinazione. Tuttavia, le temperature incontrate nelle regioni polari riducono notevolmente la durata delle batterie, che sono l'unica fonte di energia disponibile per le micro-sonde. In queste condizioni, le letture effettuate da un sismometro sarebbero effettuate in un periodo troppo breve per dare un contributo scientifico significativo. I responsabili di progetto sono costretti a sostituire il sismometro con un nuovo carico utile il cui obiettivo sarà quello di analizzare gli elementi volatili presenti nel suolo: ciò comporta la conferma della presenza di acqua in superficie, ipotesi probabile data della latitudine target. La durata delle micro-sonde a terra è limitata a poche ore.

Il progetto Deep Space 2 deve affrontare molte difficoltà durante il suo sviluppo perché il volume e la massa sono notevolmente ridotti - la sua massa è un centesimo di quella delle più piccole sonde spaziali sviluppate in quel momento dalla NASA - e per i vincoli legati alle condizioni di arrivo sul suolo (incidenza, decelerazione). Con il progredire dello sviluppo, la massa disponibile per gli strumenti scientifici si riduce.

• per guadagnare massa e volume, si prevede inizialmente che il sistema di telecomunicazioni, che deve trasmettere dati alla Terra utilizzando l' orbiter marziano Mars Global Surveyor come relè , si basi su un unico circuito ibrido ma con notevoli difficoltà nella sua messa a punto. punto imporre di abbandonare questa soluzione. 12 mesi prima del lancio di Deep Space 2 , il team del progetto deve sostituire questo circuito con una classica scheda elettronica che sia più grande e consuma più energia. Per rispettare il vincolo di massa, il sensore di pressione, uno degli strumenti scientifici inizialmente previsti, deve essere abbandonato.
• il penetratore raggiunge il suolo marziano con una velocità di circa 200 metri al secondo (circa 650  chilometri orari). I suoi componenti elettronici e le batterie devono quindi resistere a una decelerazione di 60.000 g . Per verificarlo vengono effettuate prove d'urto molto laboriose: componenti elettronici vengono introdotti nei proiettili che vengono sparati nel terreno tramite cannoni ad aria compressa. I risultati vengono analizzati in laboratorio. I componenti utilizzati per le batterie, selezionati per la loro resistenza al freddo, tendono ad esplodere all'impatto.
• la sonda spaziale è composta da due parti che si separano al momento dell'impatto e che sono collegate tra loro da un cavo ombelicale piatto che consente la trasmissione di energia e dati. Sono necessarie molte prove per sviluppare la forma della parte posteriore che deve rimanere in superficie (trasporta le apparecchiature radio utilizzate per comunicare con la Terra). Non deve affondare per più di 10 centimetri nel terreno o rimbalzare. I test effettuati sono incompleti perché non consentono di validare la resistenza all'impatto su tutti i tipi di terreno che si possono incontrare su Marte.
• il volume occupato dal cavo ombelicale con una lunghezza iniziale di 2 metri è troppo grande. Avendo dimostrato che la parte anteriore della sonda è affondata solo una volta (su 50 prove ) a più di un metro di profondità, il cavo è stato accorciato a 1 metro .
• lo sviluppo di batterie in grado sia di funzionare ad una temperatura di -78  ° C sia di sopportare una decelerazione di 60.000 g è una delle principali difficoltà incontrate dal progetto data la natura esplosiva dei componenti utilizzati.

Il team di progetto deve rinunciare a svolgere tutte le prove previste. Non è mai stato quindi in grado di effettuare una prova d'urto con un penetratore completo e operativo e quindi non ha potuto verificare che avrebbe funzionato dopo l'impatto. Il team del progetto non è stato inoltre in grado di testare il funzionamento delle comunicazioni tra il trasmettitore radio del penetratore e quello a bordo dell'orbiter Mars Global Surveyor .

Si prevede che le micro-sonde arrivino a terra mantenendo il loro orientamento in maniera completamente passiva, punto in avanti e con l'asse non deviato di oltre 10 ° dalla verticale. I test vengono effettuati nella galleria del vento supersonica (fino a Mach 3 ) e nella galleria ipersonica ( Mach 5 ) del Jet Propulsion Laboratory . Per i test di velocità subsonica , il team del progetto utilizza le strutture dell'istituto di ricerca aerospaziale russo TsNIIMash a Kaliningrad, in grado di riprodurre le caratteristiche dell'atmosfera marziana.

Il costo di sviluppo di Deep Space 2 è di $ 26,5  milioni a cui si aggiungono $ 2 milioni per la fase operativa e $ 1,2 milioni per lo sviluppo di interfacce con la sonda spaziale portante Mars Polar Lander . Le due sonde spaziali sviluppate prendono il nome di “Scott” e “Amundsen” in onore dei primi esploratori a raggiungere il Polo Sud della Terra Robert Falcon Scott e Roald Amundsen .

Obiettivi

L'obiettivo principale della missione è testare le tecnologie che consentiranno, nelle future missioni, di dispiegare una rete di sonde miniaturizzate a basso costo in modo da creare una rete di sensori sulla superficie di un pianeta. La soluzione del penetratore dovrebbe consentire di ridurre i costi di dispiegamento di un numero così elevato di veicoli spaziali. In questo contesto, la missione Deep Space 2 dovrebbe consentire di validare le diverse tecniche utilizzate per raggiungere questo obiettivo:

• veicolo di rientro atmosferico completamente passivo (senza sistema di controllo dell'assetto);
• componenti elettronici ad alta integrazione e in grado di resistere sia a temperature estremamente basse che a forti decelerazioni (60.000 g );
• tecniche per la raccolta di dati sotto la superficie del suolo.

Scientificamente, l'obiettivo è determinare se il ghiaccio d'acqua è presente sotto la superficie di Marte e valutare le caratteristiche termiche degli strati superficiali del suolo. Obiettivo secondario è quello di contribuire alla determinazione della densità dell'atmosfera e misurare la durezza del suolo e, se possibile, identificare la presenza di strati superficiali con uno spessore compreso tra pochi centimetri e pochi decimetri).

• In questa fotografia sono visibili le staffe che fissano la micro-sonda al Mars Polar Lander (il tappo rosso è una protezione che non fa parte della sonda spaziale).

• Il modulo di discesa di Deep Space 2 è costituito da una parte anteriore conica e una parte posteriore sferica.

• La sonda spaziale occupa solo una piccola parte del volume nella parte anteriore del modulo di discesa per mantenere l'orientamento desiderato durante la discesa.

Caratteristiche tecniche

I due penetratori sono identici. Ogni penetratore comprende un modulo di discesa e, al suo interno, la sonda spaziale stessa che comprende due parti: una parte superiore che non affonda completamente nel terreno e una parte inferiore a forma di guscio che affonda nel terreno fino a 1 metro e trasporta strumenti destinati ad analizzarlo.

Modulo di discesa

Il modulo di discesa ha le dimensioni di un pallone da basket (27,5  cm di altezza per un diametro di 35  cm ) ed è responsabile della protezione della sonda spaziale dall'alta temperatura che subisce durante il rientro atmosferico. La forma del modulo di discesa gioca un ruolo centrale nella stabilità della sonda spaziale. Per adempiere alla sua missione, la sonda spaziale deve mantenere la faccia appropriata (faccia conica) rivolta in avanti e all'atterraggio il suo asse deve formare un angolo di 10 ° rispetto alla verticale. Queste condizioni devono essere soddisfatte nonostante i seguenti vincoli:

• la sonda viene rilasciata dal vaso madre con un orientamento che con ogni probabilità non è quello desiderato (espulsione laterale);
• non beneficia di alcun sistema di stabilizzazione attiva (rotazione, propulsori);
• a differenza delle sonde marziane sviluppate fino ad ora, la fase finale della discesa non è spinta e deve mantenere il suo orientamento passivamente al suolo, quindi in modalità subsonica, mentre quest'ultima genera instabilità.

Per far fronte a tutti questi vincoli, la parte anteriore del modulo di discesa ha la forma di un cono con un semiangolo di 45 ° invece dei soliti 70 °, che riduce il coefficiente di resistenza aerodinamica mentre in modo più convenzionale, la parte posteriore è una parte di una sfera. La seconda caratteristica adottata per far fronte a questi vincoli è l'abbassamento del baricentro, che si trova molto più avanti. Per ottenere ciò, la sonda spaziale stessa occupa solo la parte anteriore del modulo di discesa mentre la parte inferiore della sonda spaziale che affonda nel terreno è incassata nella parte superiore per ridurne l'altezza.

La struttura del modulo di discesa è un guscio in carburo di silicio di 0,8 millimetri di spessore. La parte situata anteriormente (bianca), che subisce il maggior innalzamento di temperatura, è protetta da uno strato di materiale ricco di silicio e poroso denominato SIRCA-SPLIT ( Silicon-Impregnated Reusable Ceramic Ablator - Secondary Polymer Layer-Impregnated technical ) il cui spessore è di 1 centimetro per il naso (più esposta) e può sopportare una temperatura di 2000  ° C mantenendo la parte interna ad una temperatura di circa -40  ° C . Lo schienale, meno esposto, è protetto da uno strato di FRCI ( isolante composito refrattario fibroso ). La sonda spaziale è fissata al modulo di discesa mediante tre staffe in titanio . Il modulo di discesa ha una massa di 1,2 chilogrammi.

Parte superiore del penetratore

La parte superiore della sonda spaziale ha approssimativamente la forma di un cilindro alto 10,5 centimetri con un diametro di 13,6 centimetri e pesa 1.737 chilogrammi. Comprende un trasmettitore radio con un'antenna lunga 12,7 centimetri e operante in banda S che trasmette i dati alla Terra con una velocità di otto  kilo bit al secondo . Una batteria al litio e cloruro di tionile con una capacità di 600  milliampere-ora alimenta il radiotrasmettitore così come le altre apparecchiature, quindi quelle installate nella parte inferiore della sonda spaziale. Il tipo di batteria utilizzata ha la particolarità di funzionare con climi molto freddi ( −80  ° C ). La batteria, peso di 200 grammi, comprende otto D-formato cellule . Questa parte della sonda spaziale include anche un accelerometro che raccoglie i dati per un obiettivo scientifico e un sensore solare .

Parte inferiore del penetratore

La parte inferiore della sonda spaziale ha la forma di un guscio lungo 10,6 centimetri con un diametro di 3,9 centimetri e pesa 670 grammi. È collegato al precedente tramite un cavo. Comprende un accelerometro , sensori di temperatura, un sistema di raccolta dei campioni di suolo e un sistema di analisi dei campioni che deve identificare la presenza di acqua. Un microcontrollore gestisce il flusso delle operazioni utilizzando un microprocessore 80C51 con 128  kilobyte di RAM e 128 kilobyte di memoria di sola lettura di tipo EEPROM riprogrammabile e interfacce per sistemi analogici .

• Le due parti della sonda spaziale e il cavo che le collega.

• Funzionamento della sonda spaziale.

• Il microcontrollore situato nella parte inferiore della sonda spaziale controlla il flusso delle operazioni di raccolta e analisi del campione.

Strumenti scientifici

Ciascuna delle due sonde spaziali trasporta quattro piccoli strumenti. L'obiettivo principale di questi è dimostrare che misurazioni scientifiche valide possono essere eseguite utilizzando un dispositivo di tipo penetratore nonostante le sue dimensioni e la brutalità del suo contatto con il suolo. Quattro strumenti sono a bordo.

• la sonda spaziale porta un accelerometro nella parte superiore che deve misurare le variazioni di velocità da 75 chilometri dal suolo fino all'impatto con il suolo. La sensibilità è di 38  milli ge le misurazioni vengono effettuate con una frequenza di 20  hertz . Questi dati dovrebbero essere utilizzati per misurare la densità degli strati dell'atmosfera attraversati con una risoluzione compresa tra 1 chilometro all'inizio del rientro atmosferico e 100 metri verso la fine della discesa.
• un secondo accelerometro situato nella parte inferiore della sonda spaziale deve misurare la decelerazione all'impatto con il suolo e la penetrazione di questa parte della sonda nel terreno. Lo strumento permette di misurare un'accelerazione compresa tra 10.000 e 30.000  g con una precisione di 10  g . Le misurazioni vengono effettuate con una frequenza di 25 kilohertz. Questo strumento dovrebbe aiutare a identificare la natura del suolo attraversato.
• la microsonda porta nella sua parte inferiore un sistema per il prelievo di un campione di terreno. I sistemi di campionamento passivo (diapositive o fori) sono stati testati senza successo. Il sistema utilizzato prevede una coclea di 9 millimetri di diametro, con una corsa di 9 millimetri. È messo in moto da un motore elettrico con una potenza di 1  watt . Il campione di terreno raccolto, con una massa inferiore a 100 milligrammi, cade in una tazza da 160 millimetri cubi che viene poi sigillata e riscaldata. I termistori misurano le variazioni di temperatura, permettendo di dedurre alcune caratteristiche del terreno ed in particolare la presenza di acqua ghiacciata. I gas in fuga sono illuminati da un laser a diodi sintonizzabili che emette luce in una banda stretta (di default 1,37  micrometri ) la cui lunghezza d'onda viene modificata variando la tensione di alimentazione. L'attenuazione della radiazione da parte del gas viene misurata da un fotodiodo . La presenza di un picco di estinzione, quando viene raggiunta la lunghezza d'onda appropriata, identifica la presenza di acqua. L'intero esperimento è estremamente miniaturizzato: il sistema di raccolta del campione occupa un volume di 11 centimetri cubi e pesa 50 grammi, l'elettronica occupa 4,8 centimetri cubi e pesa 10 grammi mentre il laser pesa 1 grammo e occupa un volume di 0,3 centimetri cubi. Il consumo energetico è di 1,5 watt di picco.

• due sensori di temperatura posti alle due estremità della parte inferiore della sonda spaziale devono permettere di determinare la conducibilità termica misurando la velocità alla quale varia la temperatura del terreno riscaldato dall'urto.

• Esperimento di rilevamento dell'acqua

• Sistema rilevamento acqua: 1 Rivelatore ( fotodiodo ) - 2 Lenti - 3 Laser - 4 Specchi - 5 Canali attraverso i quali fuoriesce il gas.

• Sistema di raccolta del campione (peso: 50 grammi): 1 Micro-motore - 2 Pignon - 3 conica - 4 molle drill - 5 - 6 Auger - 7 trapano punta.

Conduzione della missione

Dal lancio all'arrivo su Marte

Deep Space 2 è stato lanciato il3 gennaio 1999con la sonda spaziale Mars Polar Lander da un razzo Delta II . I due penetratori sono attaccati durante il transito tra la Terra e Marte alla parte centrale della fase di crociera. Le due piccole macchine sono ricoperte da un rivestimento termico flessibile che deve proteggerle dal freddo dello spazio. Durante questa fase della missione, sono completamente passivi e nessuna interfaccia li collega alla fase di crociera. Il3 dicembre 1999, cinque minuti prima che Mars Polar Lander entri nell'atmosfera di Marte, lo stadio di crociera viene gettato in mare. Questa azione avvia il meccanismo pirotecnico che deve consentire il rilascio dei penetratori. Diciotto secondi dopo la separazione tra carrello di atterraggio e stadio di crociera, vengono innescate le piccole cariche esplosive che provocano l'espulsione dei due penetratori. Allo stesso tempo, il computer di bordo sulle piccole sonde si attiva e inizia a controllare lo stato della sonda. Al momento del rilascio, i penetratori non sono orientati correttamente e non dispongono di alcun mezzo attivo che consenta loro di modificare questo stato. Ma nell'atmosfera di ispessimento, le piccole sonde si orientano automaticamente, grazie alla loro forma e alla posizione del loro centro di massa, in modo che la faccia meglio protetta dall'innalzamento della temperatura sia posta in avanti.

Corso previsto della discesa in suolo marziano

Se sottoposto a temperature superiori a 1600  ° C , il rivestimento termico brucia e viene rapidamente rimosso. Il materiale dello scudo termico ablativo deve resistere a questa temperatura. La sonda piccola viene decelerata di 20 g . La velocità della sonda, che era di circa 6  chilometri al secondo al momento del suo rilascio, non è superiore a circa 200  metri al secondo al termine di questa fase di frenata atmosferica. Senza paracadute o sistema di propulsione, arriva a questa velocità sul suolo marziano con un angolo di circa 25 ° rispetto alla verticale. Le due sonde dovrebbero toccare il suolo a circa 60 chilometri dal sito di atterraggio di Mars Polar Lander mentre si trovano a 10 chilometri di distanza l'una dall'altra . Quando il veicolo spaziale colpisce il suolo, il modulo di discesa che circonda la sonda spaziale esplode. La parte anteriore del penetratore a conchiglia affonda nel terreno fino a una profondità di circa un metro mentre la parte posteriore rimane in superficie. Questo sottogruppo, la cui antenna emerge dal suolo, fungerà da relè di comunicazione con la Terra tramite Mars Global Surveyor in orbita attorno a Marte. Una piccola trivella posta nella parte anteriore preleva un campione di terreno che viene poi analizzato per determinare la quantità di acqua presente. I sensori misurano la temperatura del suolo. Questi dati vengono trasmessi alla Terra. La missione dei penetratori dovrebbe terminare circa due ore dopo il loro arrivo sul suolo marziano ma può essere prolungata fino ad esaurimento delle batterie che forniscono l'energia.

Perdita del carrello di atterraggio

Nei giorni successivi all'atterraggio non è stato ricevuto alcun segnale dai radiotrasmettitori del penetratore. Si perde anche il contatto con Mars Polar Lander . Dopo aver tentato di riconnettersi con le sonde spaziali utilizzando le grandi antenne paraboliche terrestri, le sonde Deep Space 2 e il Mars Polar Lander sono considerati persi su7 dicembre.

Risultati dell'indagine sul fallimento della missione

La commissione d'inchiesta creata dalla Nasa dopo la perdita della missione non ha una telemetria in grado di orientare le sue ricerche sull'origine del suo fallimento. Molte ipotesi vengono valutate analizzando i test effettuati dal team di progetto. Molti di loro sono o completamente esclusi o considerati non plausibili dalla commissione d'inchiesta: problema con la separazione delle sonde dalla nave portante, avviamento prematuro delle batterie, guasto del modulo di discesa durante il rientro atmosferico, cattiva traiettoria che avrebbe spostato il sito di atterraggio lontano da quello previsto e avrebbe messo le sonde fuori portata dell'orbiter Mars Global Surveyor (MGS), guasto della struttura al momento dell'impatto, problemi con il design del trasmettitore o del Ricevitore radio MGS o incompatibilità dei protocolli di comunicazione, uso improprio delle sonde a terra che avrebbe indebolito il modulo di discesa in materiale molto sensibile agli urti, guasto di uno dei componenti acquistati sul mercato. Infine vengono mantenute quattro possibili fonti di anomalie che sono tutte conseguenza di test incompleti o non realistici, derivanti dai vincoli di costo o di tempo imposti al team di progetto dalla politica più veloce, più economica e migliore  :

• i penetratori potrebbero aver urtato o una superficie ricoperta di ghiaccio (improbabile) che, a basse temperature nelle regioni polari, è dura come la roccia, e avrebbe fatto rimbalzare la sonda spaziale, o al contrario uno strato superficiale di materiale morbido (osservato dall'orbiter MGS) che avrebbe smorzato l'impatto e impedito la penetrazione nel terreno. In entrambi i casi, il penetratore non sarebbe stato in una posizione operativa finale.
• l'elettronica o la batteria non hanno resistito all'impatto. Numerosi i test effettuati dal team di progetto (più di cinquanta) ma mai in configurazione di volo. L'ultimo lotto di batteria consegnato ed infine utilizzato non è mai stato testato, essendo considerato qualificato per caratteristiche simili al lotto precedente che aveva potuto essere testato.
• la sonda spaziale utilizza un'antenna radio ad ombrello che le permette di raggiungere il quarto d'onda con una lunghezza ridotta. Ma con questo tipo di antenna, viene creato un campo elettrico relativamente alto alle sue estremità. Ciò avrebbe potuto innescare un processo di ionizzazione nelle particolari condizioni atmosferiche di Marte che avrebbe ridotto notevolmente la potenza effettiva del radiotrasmettitore e indebolito le emissioni radio. Nessun test di funzionamento del trasmettitore radio in condizioni riproducenti l'atmosfera marziana era stato effettuato dal team del progetto.
• la sonda spaziale giaceva su un fianco: l'antenna radio, che non era stata progettata per funzionare in questa configurazione, avrebbe emesso un segnale radio troppo debole per essere ricevuto.

Le conseguenze del fallimento

Questo fallimento, ma soprattutto quello del Mars Polar Lander, che aveva servito come veicolo spaziale portante, e, pochi mesi prima, quello del Mars Climate Orbiter sono un'amara battuta d'arresto per la NASA, in particolare per l' amministratore dell'agenzia spaziale Daniel Goldin , promotore di "migliore, più veloce, più economico" . JPL ha perso anche all'inizio del 1999, poco dopo il suo lancio, il piccolo telescopio spaziale a infrarossi WIRE a causa della fuoriuscita del suo refrigerante a causa di un errore di progettazione. Goldin, pur scusandosi pubblicamente durante un viaggio al Jet Propulsion Laboratory (ente gestore del programma), annuncia di mantenere la sua decisione di favorire missioni a basso costo per l'esplorazione del sistema solare. Conferma che è impossibile tornare alla precedente politica di missioni molto costose. Tuttavia, prendendo atto delle conclusioni degli investigatori che avevano sottolineato il sottofinanziamento delle missioni perse evidente dall'inizio dei progetti (stimato intorno al 30%), Goldin ha annunciato che d'ora in poi le missioni avranno un budget adeguato alle loro esigenze . Le successive missioni marziane così come quelle del programma Discovery permetteranno effettivamente a questa strategia di dare i suoi frutti con una serie ininterrotta di successi, senza bloccare completamente lo sviluppo di missioni ben più ambiziose ( Mars Science Laboratory ). Successivamente vengono studiati numerosi progetti di penetratori ma nessuno, nel 2018, è andato oltre la fase di studio.

Note e riferimenti

Appunti

1. Per illustrare la lunghezza del ciclo di sviluppo delle missioni interplanetarie pesanti: il progetto della missione Cassini Huygens è iniziato negli anni '80, è stato lanciato nel 1997, ha raggiunto il suo obiettivo (il pianeta Saturno ) nel 2004 ed è stato completato nel 2017 La progettazione della sonda spaziale Galileo è iniziata nel 1975 ma è stata lanciata nel 1989, cioè 14 anni dopo.
2. Un rivestimento depositato sul cavo per garantire il suo isolamento risulta essere fragile e non consente al cavo di essere avvolto troppo strettamente.
3. Il trasmettitore orbiter Mars Global Surveyor fornito dall'agenzia spaziale francese, CNES , è stato progettato per raccogliere i dati inviati dal pallone che doveva essere rilasciato nell'atmosfera marziana dalla sonda spaziale russa Mars 96 .

Riferimenti

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Bibliografia

 : documento utilizzato come fonte per questo articolo.

Cartella stampa della NASA sulla missione

• (it) NASA, Cartella stampa: Mars Polar Lander / Deep Space 2 , NASA,Dicembre 1999( leggi online ). Press kit fornito dalla NASA per l'inserimento in orbita di Mars Polar Lander e il rilascio di Deep Space 2.

Descrizione della strumentazione scientifica

• ( fr ) Suzanne Smrekar , David Catling et al. , "  Deep Space 2: The Mars Microprobe Mission  " , Journal of Geophysical Research , vol.  104, n o  E11,25 novembre 1999, p.  27013-27030 ( DOI  10.1029 / 1999JE001073. , Leggi in linea ). 

Surveyor 98 Risultati dell'indagine sulla perdita della missione

• (en) NASA, Report on the Loss of the Mars Polar Lander and Deep Space 2 mission , NASA,Marzo 2000( leggi in linea ) , p.  178. Rapporto di indagine sulla perdita di Mars Polar Lander e Deep Space 2.

Altro

• (en) Paolo Ulivi e David M. Harland, Robotic Exploration of the Solar System Part 3 Wows and Woes 1997-2003 , Springer Praxis,2012( ISBN  978-0-387-09627-8 ). Descrizione dettagliata delle missioni (contesto, obiettivi, descrizione tecnica, progresso, risultati) delle sonde spaziali avviate tra il 1997 e il 2003.
• (en) Andrew J. Ball, James RC Garry, Ralph D. Lorenz e Viktor V. Kerzhanovichl, Planetary Landers and entry Probes , Cambridge University Press,2007, 340  p. ( ISBN  978-0-521-12958-9 ). 

Vedi anche

Articoli Correlati

• Mars Polar Lander
• Penetratore
• Programma Nuovo Millennio
• Esplorazione del pianeta Marte

link esterno

• (it) Sito ufficiale della missione (NASA / JPL)
• (fr) Pagina del sito Nirgal.net dedicata a Deep Space 2