Orbiteur climatique de Mars -Mars Climate Orbiter

Orbiteur climatique de Mars
Mars Climate Orbiter 2.jpg
Vue d'artiste du Mars Climate Orbiter
Type de mission Orbiteur martien
Opérateur NASA / JPL
Identifiant COSPAR 1998-073A
SATCAT 25571Modifiez ceci sur Wikidata
Site Internet mars .jpl .nasa .gov /msp98 /orbiter /
Durée de la mission 286 jours
Échec de la mission
Propriétés du vaisseau spatial
Fabricant Lockheed Martin
Lancer la masse 638 kilogrammes (1 407 lb)
Puissance 500 watts
Début de mission
Date de lancement 11 décembre 1998, 18:45:51  UTC ( 1998-12-11UTC18:45:51Z )
Fusée Delta II 7425
Site de lancement Cap Canaveral SLC-17A
Fin de mission
Dernier contact 23 septembre 1999 09:06:00  UTC ( 1999-09-23UTC09:07Z )
Date de décomposition 23 septembre 1999
Désorbité involontaire
Paramètres orbitaux
Système de référence Aréocentrique
Époque Prévu
 

Le orbiteur Mars Climate (anciennement Mars Surveyor '98 Orbiter ) a été de 638 kg (1407  lb ) robotique sonde spatiale lancée par la NASA le 11 Décembre, 1998 pour étudier le climat martien , l' atmosphère martienne et les changements de surface et d'agir comme relais de communication dans le programme Mars Surveyor '98 pour Mars Polar Lander . Cependant, le 23 septembre 1999, la communication avec le vaisseau spatial a été définitivement perdue alors qu'il entrait en insertion orbitale . Le vaisseau spatial a rencontré Mars sur une trajectoire qui l'a amené trop près de la planète, et il a été soit détruit dans l'atmosphère, soit s'est échappé du voisinage de la planète et est entré en orbite autour du Soleil. Une enquête a attribué l'échec à une incompatibilité de mesure entre deux systèmes logiciels : les unités métriques de la NASA et les unités US Customary (impériales ou « anglaises ») du constructeur d'engins spatiaux Lockheed Martin .

Contexte de la mission

Histoire

Après la perte de Mars Observer et le début des coûts croissants associés à la future Station spatiale internationale , la NASA a commencé à rechercher des sondes moins chères et plus petites pour les missions scientifiques interplanétaires. En 1994, le Groupe d'experts sur la technologie des petits engins spatiaux a été créé pour établir des lignes directrices pour les futurs engins spatiaux miniatures. Le panel a déterminé que la nouvelle gamme de vaisseaux spatiaux miniatures devrait peser moins de 1 000 kg (2 200 livres) avec une instrumentation hautement ciblée. En 1995, un nouveau programme Mars Surveyor a commencé comme un ensemble de missions conçues avec des objectifs limités, de faibles coûts et des lancements fréquents. La première mission du nouveau programme était Mars Global Surveyor , lancée en 1996 pour cartographier Mars et fournir des données géologiques à l'aide d'instruments destinés à Mars Observer . Après Mars Global Surveyor, Mars Climate Orbiter transportait deux instruments, l'un initialement destiné à Mars Observer, pour étudier le climat et la météo de Mars.

Les principaux objectifs scientifiques de la mission comprenaient :

  • déterminer la répartition de l' eau sur Mars
  • surveiller la météo quotidienne et les conditions atmosphériques
  • enregistrer les changements sur la surface martienne dus au vent et à d'autres effets atmosphériques
  • déterminer les profils de température de l'atmosphère
  • surveiller la teneur en vapeur d'eau et en poussière de l'atmosphère
  • rechercher des preuves du changement climatique passé.

Conception de vaisseau spatial

Le bus Mars Climate Orbiter mesurait 2,1 mètres (6 pieds 11 pouces) de haut, 1,6 mètre (5 pieds 3 pouces) de large et 2 mètres (6 pieds 7 pouces) de profondeur. La structure interne a été en grande partie construite avec des supports en nid d'abeille en composite de graphite/aluminium, une conception que l'on retrouve dans de nombreux avions commerciaux . À l'exception des instruments scientifiques, de la batterie et du moteur principal, le vaisseau spatial comprenait une double redondance sur les systèmes les plus importants.

Le vaisseau spatial était stabilisé sur 3 axes et comprenait huit propulseurs à monergol à hydrazine (quatre propulseurs 22 N (4,9 lb f ) pour effectuer des corrections de trajectoire ; quatre propulseurs 0,9 N (3,2 ozf) pour contrôler l'attitude ) . L'orientation de l'engin spatial a été déterminée par un suiveur d'étoiles , deux capteurs solaires et deux centrales inertielles . L'orientation était contrôlée en tirant les propulseurs ou en utilisant trois roues de réaction . Pour effectuer la manœuvre d'insertion orbitale de Mars, le vaisseau spatial comprenait également une fusée à moteur principal LEROS 1B, fournissant une poussée de 640 N (140 lb f ) en brûlant du carburant hydrazine avec un oxydant au tétroxyde d'azote (NTO).

Le vaisseau spatial comprenait une antenne à gain élevé de 1,3 mètre (4 pieds 3 pouces) pour émettre des données avec le Deep Space Network sur la bande x . Le transpondeur radio conçu pour la mission Cassini-Huygens a été utilisé comme mesure d'économie. Il comprenait également un système de radiofréquence UHF bidirectionnel pour relayer les communications avec Mars Polar Lander lors d'un atterrissage prévu le 3 décembre 1999.

La sonde spatiale était alimentée par un panneau solaire à 3 panneaux , fournissant une moyenne de 500 W (0,67 hp) sur Mars. Déployé, le panneau solaire mesurait 5,5 mètres (18 pi 1 po) de longueur. L'énergie était stockée dans des batteries à hydrogène nickel à 12 cellules et 16 ampères-heures . Les batteries étaient destinées à être rechargées lorsque le panneau solaire recevait la lumière du soleil et alimentaient le vaisseau spatial lorsqu'il passait dans l'ombre de Mars. Lors de l'entrée en orbite autour de Mars, le panneau solaire devait être utilisé dans la manœuvre d' aérofreinage , pour ralentir le vaisseau spatial jusqu'à ce qu'une orbite circulaire soit atteinte. La conception a été largement adaptée des directives de la Small Spacecraft Technology Initiative décrites dans le livre Technology for Small Spacecraft .

Dans un effort pour simplifier les implémentations précédentes d'ordinateurs sur les engins spatiaux, Mars Climate Orbiter comportait un seul ordinateur utilisant un processeur IBM RAD6000 utilisant un POWER1 ISA capable de fonctionner à 5, 10 ou 20 MHz. Le stockage des données devait être maintenu sur 128 Mo de mémoire vive (RAM) et 18 Mo de mémoire flash . La mémoire flash était destinée à être utilisée pour des données très importantes, y compris des copies en triple du logiciel du système de vol.

Instruments scientifiques

Diagramme PMIRR
MARCI
Diagramme MARCI

Le radiomètre infrarouge modulé en pression (PMIRR) utilise des canaux radiométriques à bande étroite et deux cellules de modulation de pression pour mesurer les émissions atmosphériques et de surface dans l'infrarouge thermique et un canal visible pour mesurer les particules de poussière et les condensats dans l'atmosphère et à la surface à différentes longitudes et saisons. Son chercheur principal était Daniel McCleese au JPL/CALTECH. Des objectifs similaires ont ensuite été atteints avec Mars Climate Sounder à bord de Mars Reconnaissance Orbiter . Ses objectifs :

  • Cartographiez la structure thermique tridimensionnelle et variable dans le temps de l'atmosphère depuis la surface jusqu'à 80 km d'altitude.
  • Cartographier la charge de poussière atmosphérique et sa variation globale, verticale et temporelle.
  • Cartographier la variation saisonnière et spatiale de la distribution verticale de la vapeur d'eau atmosphérique à une altitude d'au moins 35 km.
  • Distinguer les condensats atmosphériques et cartographier leur variation spatiale et temporelle.
  • Cartographier la variabilité saisonnière et spatiale de la pression atmosphérique.
  • Surveiller le bilan radiatif polaire.

Le Mars Color Imager (MARCI) est un système d'imagerie à deux caméras (moyen angle/grand angle) conçu pour obtenir des images de la surface et de l'atmosphère martiennes. Dans des conditions appropriées, des résolutions jusqu'à 1 kilomètre (3 300 pieds) sont possibles. Le chercheur principal de ce projet était Michael Malin de Malin Space Science Systems et le projet a été réincorporé sur Mars Reconnaissance Orbiter . Ses objectifs :

  • Observez les processus atmosphériques martiens à l'échelle mondiale et de manière synoptique.
  • Étudiez les détails de l'interaction de l'atmosphère avec la surface à diverses échelles dans l'espace et dans le temps.
  • Examiner les caractéristiques de surface caractéristiques de l'évolution du climat martien au fil du temps.
Filtres de caméra

Nom du filtre

Angle de caméra
Longueur d'onde
(nm) Couleur
UV1 Large 0280 N / A
UV2 Large 0315 N / A
MA1 Moyen 0445
WA1 Large 0453
MA2 Moyen 0501
WA2 Large 0561
MA3 Moyen 0562
WA3 Large 0614
WA4 Large 0636
MA4 Moyen 0639
WA5 Large 0765
MA5 Moyen 0767
MA6 Moyen 0829 N / A
MA7 Moyen 0903 N / A
MA8 Moyen 1002 N / A

Profil de la mission

Chronologie du voyage
Date Heure
(UTC)
Événement
11 déc.
1998
18:45:51 Vaisseau spatial lancé
23 sept.
1999
08:41:00 L'insertion commence. L'orbiteur arrime le panneau solaire.
08:50:00 L'orbiteur tourne dans la bonne orientation pour commencer à brûler le moteur principal.
08:56:00 Orbiter tire des dispositifs pyrotechniques qui ouvrent des vannes pour commencer à pressuriser les réservoirs de carburant et d'oxydant.
09:00:46 La combustion du moteur principal démarre ; devrait tirer pendant 16 minutes 23 secondes.
09:04:52 Communication avec le vaisseau spatial perdue
09:06:00 L'orbiteur devrait entrer dans l' occultation de Mars , sans contact radio avec la Terre.
09:27:00 Sortie prévue de l'occultation de Mars.
25 sept.
1999
La mission a déclaré une perte. Raison de la perte connue. Aucune autre tentative de contact.

Lancement et trajectoire

La sonde Mars Climate Orbiter a été lancée le 11 décembre 1998 à 18 h 45 min 51 s UTC par la National Aeronautics and Space Administration depuis le Space Launch Complex 17A de la station spatiale Cape Canaveral en Floride, à bord d'un lanceur Delta II 7425 . La séquence de combustion complète a duré 42 minutes, amenant le vaisseau spatial sur une orbite de transfert Hohmann , envoyant la sonde sur une trajectoire de 9,5 mois, 669 millions de km (416 millions de mi). Au lancement, Mars Climate Orbiter pesait 638 kg (1 407 lb) y compris le propulseur.

Rencontre avec Mars

Mars Climate Orbiter a commencé la manœuvre d'insertion orbitale prévue le 23 septembre 1999 à 09:00:46 UTC. Mars Climate Orbiter a perdu le contact radio lorsque le vaisseau spatial est passé derrière Mars à 09:04:52 UTC, 49 secondes plus tôt que prévu, et la communication n'a jamais été rétablie. En raison de complications résultant d' une erreur humaine , le vaisseau spatial a rencontré Mars à une altitude plus basse que prévu et il a été soit détruit dans l'atmosphère, soit rentré dans l'espace héliocentrique après avoir quitté l'atmosphère de Mars. Mars Reconnaissance Orbiter a depuis atteint la plupart des objectifs prévus pour cette mission.

Cause de l'échec

Le problème ici n'était pas l'erreur ; c'était l'échec de l'ingénierie des systèmes de la NASA, et les freins et contrepoids dans nos processus, à détecter l'erreur. C'est pourquoi nous avons perdu le vaisseau spatial.

Edward Weiler, administrateur associé de la NASA pour les sciences spatiales , IEEE Spectrum : Pourquoi la sonde Mars a dévié

Le 10 novembre 1999, la commission d'enquête sur les mésaventures de Mars Climate Orbiter a publié un rapport de phase I, détaillant les problèmes suspectés rencontrés lors de la perte du vaisseau spatial. Auparavant, le 8 septembre 1999, Trajectory Correction Maneuver-4 (TCM-4) a été calculé puis exécuté le 15 septembre 1999. Il était destiné à placer le vaisseau spatial à une position optimale pour une manœuvre d'insertion orbitale qui amènerait le vaisseau spatial autour de Mars à une altitude de 226 km (140 miles) le 23 septembre 1999. Cependant, au cours de la semaine entre TCM-4 et la manœuvre d'insertion orbitale, l'équipe de navigation a indiqué que l'altitude pourrait être beaucoup plus basse que prévu à 150 à 170 km (93 à 106 milles). Vingt-quatre heures avant l'insertion orbitale, les calculs plaçaient l'orbiteur à une altitude de 110 km (68 miles) ; 80 km (50 miles) est l'altitude minimale à laquelle Mars Climate Orbiter était censé être capable de survivre pendant cette manœuvre. Les calculs post-échec ont montré que le vaisseau spatial était sur une trajectoire qui aurait amené l'orbiteur à moins de 57 km (35 miles) de la surface, où le vaisseau spatial a probablement sauté violemment sur l'atmosphère la plus haute et a été soit détruit dans l'atmosphère, soit rentré espace héliocentrique.

La principale cause de cet écart était qu'un logiciel au sol fourni par Lockheed Martin produisait des résultats dans une unité habituelle des États-Unis , contrairement à sa spécification d'interface logicielle (SIS), tandis qu'un deuxième système, fourni par la NASA, s'attendait à ce que ces résultats soient en unités SI, conformément au SIS. Plus précisément, le logiciel qui calculait l' impulsion totale produite par les tirs des propulseurs produisait des résultats en livres-force secondes . Le logiciel de calcul de trajectoire a ensuite utilisé ces résultats – attendus en newtons-secondes (incorrects d'un facteur de 4,45) – pour mettre à jour la position prédite de l'engin spatial.

Pourtant, la NASA ne place pas la responsabilité sur Lockheed pour la perte de la mission ; au lieu de cela, divers responsables de la NASA ont déclaré que la NASA elle-même était en faute pour ne pas avoir effectué les vérifications et les tests appropriés qui auraient permis de détecter l'écart.

L'écart entre la position calculée et mesurée, entraînant l'écart entre l'altitude d'insertion de l'orbite souhaitée et réelle, avait été remarqué plus tôt par au moins deux navigateurs, dont les inquiétudes ont été écartées parce qu'ils « n'ont pas suivi les règles concernant le remplissage [du] formulaire pour documenter leurs préoccupations". Une réunion d'ingénieurs en logiciel de trajectoire, d'opérateurs de logiciel de trajectoire (navigateurs), d'ingénieurs en propulsion et de gestionnaires a été convoquée pour examiner la possibilité d'exécuter la manœuvre de correction de trajectoire-5, qui était prévue. Les participants à la réunion se souviennent d'un accord pour mener le TCM-5, mais cela n'a finalement pas été fait.

Coûts du projet

Selon la NASA, le coût de la mission était de 327,6 millions de dollars au total pour l'orbiteur et l'atterrisseur, dont 193,1 millions de dollars pour le développement du vaisseau spatial, 91,7 millions de dollars pour son lancement et 42,8 millions de dollars pour les opérations de la mission.

Voir également

Remarques

  1. ^ a b Prévu mais non comptabilisé pour l'événement.

Les références

Liens externes