Misión del orbitador de Marte
Misión del orbitador indio a Marte (2013-2022)

Misión del orbitador de Marte
La sonda espacial Mars Orbiter Mission orbita Marte (ilustración)
NombresMangalyaan-1
MAMÁ
Tipo de misiónOrbitador de Marte
OperadorOrganización Internacional de Radiodifusión
Identificación de COSPAR2013-060A
N.º SATCAT39370
Sitio webisro.gov.in
Duración de la misiónPlanificado:
6 meses [1]
Final:
7 años, 6 meses, 8 días
Propiedades de las naves espaciales
AutobúsI-1K [2]
FabricanteCentro Satelital UR Rao
Lanzamiento masivo1.337,2 kg (2.948 libras) [3]
Masa BOL≈550 kg (1210 libras) [4]
Masa seca482,5 kg (1064 libras) [3]
Masa de carga útil13,4 kg (30 libras) [3]
DimensionesCubo de 1,5 m (4,9 pies)
Fuerza840 vatios [2]
Inicio de la misión
Fecha de lanzamiento5 de noviembre de 2013, 09:08 UTC [5] [6] ( 05/11/2013 UTC 09:08 ) 
CohetePSLV-XL C25 [7]
Sitio de lanzamientoCentro Espacial Satish Dhawan, FLP
ContratistaOrganización Internacional de Radiodifusión
Fin de la misión
Último contactoAbril de 2022 [8]
Orbitador de Marte
Inserción orbital24 de septiembre de 2014, 02:10 UTC (7:40  IST ) [9] [10] MSD 50027 06:27 AMT 3681 días / 3583 soles

Parámetros orbitales
Altitud del periareon421,7 km (262,0 mi) [9]
Altitud de Apoareon76.993,6 km (47.841,6 mi) [9]
Inclinación150,0° [9]

Insignia que representa el viaje desde la Tierra a una órbita elíptica marciana utilizando el símbolo de Marte

Mars Orbiter Mission ( MOM ), conocida extraoficialmente como Mangalyaan [11] ( sánscrito : Maṅgala 'Marte', Yāna 'Nave, Vehículo'), [12] [13] fue una sonda espacial en órbita alrededor de Marte desde el 24 de septiembre de 2014. Fue lanzada el 5 de noviembre de 2013 por la Organización de Investigación Espacial de la India (ISRO). [14] [ 15] [16] [17] Fue la primera misión interplanetaria de la India [18] y convirtió a la ISRO en la cuarta agencia espacial en lograr la órbita de Marte, después del programa espacial soviético , la NASA y la Agencia Espacial Europea . [19] Convirtió a la India en la primera nación asiática en alcanzar la órbita marciana y la segunda agencia espacial nacional del mundo en hacerlo en su primer intento después de que la Agencia Espacial Europea lo hiciera en 2003. También convirtió a la India en la cuarta nación en orbitar otro planeta después de Estados Unidos , la Unión Soviética y los estados miembros de la ESA. [20] [21] [22] [23]

La sonda Mars Orbiter Mission despegó de la primera plataforma de lanzamiento en el Centro Espacial Satish Dhawan ( Sriharikota Range SHAR), Andhra Pradesh , utilizando un cohete Polar Satellite Launch Vehicle (PSLV) C25 a las 09:08 ( UTC ) el 5 de noviembre de 2013. [5] [24] La ventana de lanzamiento duró aproximadamente 20 días y comenzó el 28 de octubre de 2013. [6] La sonda MOM pasó alrededor de un mes en órbita terrestre , donde realizó una serie de siete maniobras orbitales de elevación del apogeo antes de la inyección trans-Marte el 30 de noviembre de 2013 ( UTC ). [25] Después de un tránsito de 298 días a Marte, se puso en órbita marciana el 24 de septiembre de 2014.

La misión fue un proyecto de demostración de tecnología para desarrollar las tecnologías para el diseño, planificación, gestión y operaciones de una misión interplanetaria. [26] Llevaba cinco instrumentos científicos. [27] La ​​nave espacial fue monitoreada desde el Centro de Control de Naves Espaciales en la Red de Telemetría, Seguimiento y Comando (ISTRAC) de ISRO en Bengaluru con el apoyo de las antenas de la Red de Espacio Profundo de la India (IDSN) en Bengaluru , Karnataka . [28]

El 2 de octubre de 2022, se informó que el orbitador había perdido irremediablemente las comunicaciones con la Tierra después de entrar en un período de eclipse de siete horas en abril de 2022 que no estaba diseñado para sobrevivir. [29] [30] [31] Al día siguiente, ISRO publicó una declaración de que todos los intentos de revivir a MOM habían fracasado y lo declaró oficialmente muerto, citando la pérdida de combustible y energía de la batería de los instrumentos de la sonda. [32]

Historia

En noviembre de 2008, el entonces presidente de la ISRO, G. Madhavan Nair , anunció el primer reconocimiento público de una misión no tripulada a Marte . [33] El concepto de la misión MOM comenzó con un estudio de viabilidad en 2010 por parte del Instituto Indio de Ciencia Espacial y Tecnología después del lanzamiento del satélite lunar Chandrayaan-1 en 2008. El primer ministro Manmohan Singh aprobó el proyecto el 3 de agosto de 2012, [34] [35] después de que la Organización de Investigación Espacial de la India completara ₹ 125 crore (US$ 15 millones) de estudios requeridos para el orbitador. [36] El costo total del proyecto puede ser de hasta ₹ 454 crore (US$ 54 millones). [14] [37] El satélite cuesta ₹ 153 crore (US$ 18 millones) y el resto del presupuesto se ha atribuido a estaciones terrestres y actualizaciones de relé que se utilizarán para otros proyectos de la ISRO. [38]

La agencia espacial había planeado el lanzamiento para el 28 de octubre de 2013, pero se pospuso al 5 de noviembre debido a que las naves espaciales de seguimiento de la ISRO tardaron en tomar posiciones predeterminadas debido al mal tiempo en el Océano Pacífico. [6] Las oportunidades de lanzamiento para una órbita de transferencia de Hohmann que ahorra combustible ocurren cada 26 meses; en este caso, las dos siguientes serían en 2016 y 2018. [39]

El ensamblaje del vehículo de lanzamiento PSLV-XL, designado C25, comenzó el 5 de agosto de 2013. [40] El montaje de los cinco instrumentos científicos se completó en el Centro de Satélites de la Organización de Investigación Espacial de la India , Bengaluru , y la nave espacial terminada se envió a Sriharikota el 2 de octubre de 2013 para su integración en el vehículo de lanzamiento PSLV-XL. [40] El desarrollo del satélite se aceleró y se completó en un récord de 15 meses, [41] en parte debido al uso del bus orbital Chandrayaan-2 reconfigurado . [42] A pesar del cierre del gobierno federal de los EE. UU. , la NASA reafirmó el 5 de octubre de 2013 que proporcionaría soporte de comunicaciones y navegación a la misión "con sus instalaciones de la Red de Espacio Profundo ". [43] Durante una reunión el 30 de septiembre de 2014, los funcionarios de la NASA y la ISRO firmaron un acuerdo para establecer un camino para futuras misiones conjuntas para explorar Marte. Uno de los objetivos del grupo de trabajo será explorar posibles observaciones coordinadas y análisis científicos entre el orbitador MAVEN y MOM, así como otras misiones actuales y futuras a Marte. [44]

El 2 de octubre de 2022, se informó que el orbitador había perdido irremediablemente las comunicaciones con la Tierra después de entrar en un largo período de eclipse en abril de 2022, al que no estaba diseñado para sobrevivir. En el momento de la pérdida de comunicaciones, se desconocía si la sonda había perdido energía o había realineado inadvertidamente su antena orientada hacia la Tierra durante las maniobras automáticas. [29]

Equipo

Algunos de los científicos e ingenieros de ISRO involucrados en la misión incluyen: [45]

  • K. Radhakrishnan fue el presidente de ISRO.
  • Mylswamy Annadurai fue el director del programa y estuvo a cargo del proyecto general, la gestión del presupuesto, así como la dirección de la configuración de la nave espacial, el cronograma y los recursos.
  • V Kesava Raju fue el director de la misión Mars Orbiter.
  • Subbiah Arunan fue el director del proyecto en la misión Mars Orbiter.
  • BS Kiran fue el director asociado del proyecto de dinámica de vuelo.
  • V Koteswara Rao fue el secretario científico de la ISRO.
  • Chandradathan fue el director del Sistema de Propulsión Líquida.
  • Moumita Dutta fue la directora del proyecto de la misión Mars Orbiter.
  • Nandini Harinath fue la Directora Adjunta de Operaciones de Navegación.
  • Ritu Karidhal fue el Director Adjunto de Operaciones de Navegación.
  • B Jayakumar fue director asociado de proyecto en el programa PSLV, responsable de probar los sistemas de cohetes.
  • S Ramakrishnan fue el director que ayudó en el desarrollo del sistema de propulsión líquida del lanzador PSLV.
  • P. Kunhikrishnan fue director de proyecto del programa PSLV. También fue director de misión de la misión PSLV-C25/Mars Orbiter.
  • AS Kiran Kumar fue el Director del Centro de Aplicaciones Satelitales, quien luego pasó a ser Presidente de ISRO después de esto, cuando el equipo estudió el Mard
  • MYS Prasad es el director del Centro Espacial Satish Dhawan y también fue presidente de la Junta de Autorización de Lanzamiento.
  • MS Pannirselvam era el director general en jefe del puerto de cohetes de Sriharikota y estaba encargado de mantener los cronogramas de lanzamiento.
  • SK Shivakumar fue director del Centro de Satélites de ISRO. También fue director de proyectos de la Red de Espacio Profundo de la India . La misión Mars Orbiter es el producto del Centro de Satélites de ISRO (ISAC). Encabezó la tarea de conceptualización, diseño y realización de la singular nave espacial MOM. Ingeniosamente planeó realizar la nave espacial en un tiempo récord de 15 meses.

Costo

La sonda espacial Mars Orbiter Mission en diversas fases de integración

El costo total de la misión fue de aproximadamente ₹ 450 crore ( US$ 73 millones ), [46] [47] convirtiéndola en la misión a Marte menos costosa hasta la fecha. [48] El presidente de ISRO, K. Radhakrishnan, atribuyó el bajo costo de la misión a varios factores, incluido un "enfoque modular", pocas pruebas en tierra y largas jornadas laborales (18 a 20 horas) para los científicos. [49] Jonathan Amos de la BBC especificó costos laborales más bajos, tecnologías locales, diseño más simple y una carga útil significativamente menos complicada que MAVEN de la NASA . [27] El Primer Ministro Modi dijo que la misión costó menos que la película Gravity . [50]

Objetivos de la misión

El objetivo principal de la misión es desarrollar las tecnologías necesarias para el diseño, la planificación, la gestión y las operaciones de una misión interplanetaria . [26] El objetivo secundario es explorar las características de la superficie de Marte, la morfología , la mineralogía y la atmósfera marciana utilizando instrumentos científicos autóctonos. [51]

Los principales objetivos son desarrollar las tecnologías necesarias para el diseño, planificación, gestión y operaciones de una misión interplanetaria que comprenda las siguientes tareas principales: [52] : 42 

  • Maniobras orbitales para transferir la nave espacial desde la órbita centrada en la Tierra a la trayectoria heliocéntrica y, finalmente, capturarla en la órbita marciana.
  • Desarrollo de modelos de fuerza y ​​algoritmos para cálculos y análisis de órbita y actitud (orientación)
  • Navegación en todas las fases
  • Mantener la nave espacial en todas las fases de la misión.
  • Satisfacer los requisitos de potencia, comunicaciones, funcionamiento térmico y de carga útil.
  • Incorporar funciones autónomas para gestionar situaciones de contingencia.

Objetivos científicos

Los objetivos científicos abordan los siguientes aspectos principales: [52] : 43 

  • Exploración de las características de la superficie de Marte mediante el estudio de la morfología, la topografía y la mineralogía.
  • Estudiar los componentes de la atmósfera marciana, incluidos el metano y el CO2 , utilizando técnicas de teledetección.
  • Estudiar la dinámica de la atmósfera superior de Marte, los efectos del viento solar y la radiación y el escape de sustancias volátiles al espacio exterior.

La misión también proporcionaría múltiples oportunidades para observar la luna marciana Fobos y también ofrecería una oportunidad para identificar y reestimar las órbitas de los asteroides vistos durante la Trayectoria de Transferencia Marciana. [52] : 43  La nave espacial también proporcionó las primeras vistas del lado lejano de la luna marciana Deimos .

Estudios

En mayo y junio de 2015, los científicos indios tuvieron la oportunidad de estudiar la corona solar durante la conjunción de Marte, cuando la Tierra y Marte se encuentran en lados opuestos del Sol. Durante este período, las ondas de banda S emitidas por MOM se transmitieron a través de la corona solar, que se extiende millones de kilómetros hacia el espacio. Este evento ayudó a los científicos a estudiar la superficie solar y las regiones donde la temperatura cambiaba abruptamente. [53]

Diseño de naves espaciales

Misión del orbitador de Marte
  • Masa : La masa de despegue fue de 1.337,2 kg (2.948 lb), incluidos 852 kg (1.878 lb) de propulsor. [3]
  • Autobús : El autobús de la nave espacial es una estructura I-1 K modificada y una configuración de hardware de propulsión similar a Chandrayaan-1 , el orbitador lunar de la India que operó entre 2008 y 2009, con mejoras y actualizaciones específicas necesarias para una misión a Marte. [51] La estructura del satélite está construida con una construcción tipo sándwich de aluminio y plástico reforzado con fibra de vidrio ( CFRP ). [54]
  • Energía : La energía eléctrica se genera mediante tres paneles solares de 1,8 m × 1,4 m (5 pies 11 pulgadas × 4 pies 7 pulgadas) cada uno (7,56 m 2 (81,4 pies cuadrados) en total), para un máximo de 840 vatios de generación de energía en la órbita de Marte. La electricidad se almacena en una batería de iones de litio de 36 Ah . [2] [55]
  • Propulsión : Se utiliza un motor de combustible líquido con un empuje de 440 newtons (99  lb f ) para elevar la órbita y entrar en la órbita de Marte. El orbitador también tiene ocho propulsores de 22 newtons (4,9 lb f ) para el control de actitud (orientación). [56] Su masa de propulsor en el lanzamiento era de 852 kg (1.878 lb). [2]
  • Sistema de control de actitud y órbita : Sistema de maniobra que incluye electrónica con un procesador MAR31750 , dos sensores estelares, un sensor solar de panel solar, un sensor solar analógico grueso, cuatro ruedas de reacción y el sistema de propulsión primario. [2] [57]
  • Antenas : Antena de baja ganancia, antena de ganancia media y antena de alta ganancia. [2]

Instrumentos científicos

Misión Mars Orbiter – cargas útiles
Nota: La posición de MENCA y LAP se desplazó ligeramente más tarde horizontalmente a lo largo de los lados mostrados de sus paneles.

La carga útil científica de 15 kg (33 lb) consta de cinco instrumentos: [58] [59] [60]

Cargas útiles de la misión Mars Orbiter
Carga útilMasaImagenObjetivos
Estudios atmosféricos
Fotómetro Lyman-Alpha (LAP)1,97 kg (4,3 libras)Un fotómetro que mide la abundancia relativa de deuterio e hidrógeno de las emisiones de Lyman-alfa en la atmósfera superior. La medición de la relación deuterio/hidrógeno permitirá una estimación de la cantidad de agua perdida al espacio exterior . El plan nominal para operar el LAP está en un rango de aproximadamente 3.000 km (1.900 mi) antes y después del periapsis de Marte. La duración mínima de observación para lograr los objetivos científicos del LAP es de 60 minutos por órbita durante el rango normal de operación. Los objetivos de este instrumento consisten en la estimación de la relación D/H, la estimación del flujo de escape de la corona de H 2 y la generación de perfiles coronales de hidrógeno y deuterio . [52] : 56, 57 
Sensor de metano para Marte (MSM)2,94 kg (6,5 libras)Su objetivo era medir el metano en la atmósfera de Marte , si lo hubiera, y mapear sus fuentes con una precisión de unas pocas decenas de partes por mil millones (ppb). [58] Después de entrar en la órbita de Marte, se determinó que el instrumento, aunque estaba en buenas condiciones de funcionamiento, tenía un defecto de diseño y era incapaz de distinguir el metano en Marte. El instrumento puede mapear con precisión el albedo de Marte a 1,65 um. [61] [62]

Fallo de diseño del MSM : Se esperaba que el sensor MSM midiera el metano en la atmósfera de Marte; el metano en la Tierra suele asociarse con la vida. Sin embargo, después de que entró en órbita, se informó que había un problema con la forma en que recopilaba y procesaba los datos. El espectrómetro podía medir la intensidad de diferentes bandas espectrales [como el metano], pero en lugar de enviar de vuelta los espectros, enviaba de vuelta la suma de los espectros muestreados y también los espacios entre las líneas muestreadas. Se suponía que la diferencia era la señal de metano, pero como otros espectros, como el dióxido de carbono, podían tener intensidades variables, no era posible determinar la intensidad real del metano. El dispositivo se reutilizó como un mapeador de albedo. [63]

Estudios de imágenes de superficie
Espectrómetro de imágenes infrarrojas térmicas (TIS)3,20 kg (7,1 libras)El TIS mide la emisión térmica y puede funcionar tanto de día como de noche. Cartografiaría la composición de la superficie y la mineralogía de Marte y también monitorearía el CO2 atmosférico y la turbidez (necesario para la corrección de los datos MSM). La temperatura y la emisividad son los dos parámetros físicos básicos estimados a partir de la medición de la emisión térmica. Muchos minerales y tipos de suelo tienen espectros característicos en la región TIR. El TIS puede cartografiar la composición de la superficie y la mineralogía de Marte. [52] : 59 
Cámara a color para Marte (MCC)1,27 kg (2,8 libras)Esta cámara tricolor proporciona imágenes e información sobre las características de la superficie y la composición de la superficie marciana. Es útil para monitorear los eventos dinámicos y el clima de Marte, como las tormentas de polvo y la turbidez atmosférica. La MCC también se utilizará para sondear los dos satélites de Marte, Fobos y Deimos . La MCC proporcionaría información de contexto para otras cargas útiles científicas. Las imágenes de la MCC se adquirirán siempre que se adquieran datos de MSM y TIS. Se planean siete imágenes de Apoareion de todo el disco y múltiples imágenes de Periareion de 540 km × 540 km (340 mi × 340 mi) en cada órbita. [52] : 58 
Estudios del entorno de partículas
Analizador de composición neutra de la exosfera marciana (MENCA)3,56 kg (7,8 libras)Se trata de un analizador de masas cuadrupolo capaz de analizar la composición neutra de partículas en el rango de 1 a 300 uma (unidad de masa atómica) con una resolución de masa unitaria. El legado de esta carga útil proviene de la carga útil del Explorador de Composición Altitudinal (CHACE) de Chandra a bordo de la Sonda de Impacto Lunar (MIP) en la misión Chandrayaan-1 . Está previsto que MENCA realice cinco observaciones por órbita con una hora por observación. [52] : 58 

Telemetría y comando

La Red de Telemetría, Seguimiento y Comando de ISRO realizó operaciones de navegación y seguimiento para el lanzamiento con estaciones terrestres en Sriharikota y Port Blair en India , Brunei y Biak en Indonesia , [64] y después de que el apogeo de la nave espacial fuera de más de 100.000 km, se utilizaron una antena de 18 m (59 pies) y una de 32 m (105 pies) de diámetro de la Red de Espacio Profundo de la India . [65] La antena parabólica de 18 m (59 pies) se utilizó para la comunicación con la nave hasta abril de 2014, después de lo cual se utilizó la antena más grande de 32 m (105 pies). [66] La Red de Espacio Profundo de la NASA está proporcionando datos de posición a través de sus tres estaciones ubicadas en Canberra , Madrid y Goldstone en la Costa Oeste de los EE. UU. durante el período no visible de la red de ISRO. [67] La ​​estación terrestre Hartebeesthoek (HBK) de la Agencia Espacial Nacional Sudafricana (SANSA) también proporciona servicios de seguimiento, telemetría y comando por satélite. [68]

Comunicaciones

Las comunicaciones se gestionan mediante dos TWTA de 230 vatios y dos transpondedores coherentes . El conjunto de antenas consta de una antena de baja ganancia , una antena de ganancia media y una antena de alta ganancia . El sistema de antena de alta ganancia se basa en un único reflector de 2,2 metros (7 pies 3 pulgadas) iluminado por un alimentador en banda S. Se utiliza para transmitir y recibir telemetría, seguimiento, comandos y datos hacia y desde la Red de Espacio Profundo de la India . [2]

Perfil de la misión

Cronología de operaciones
FaseFechaEventoDetalleResultadoReferencias
Fase geocéntrica5 de noviembre de 2013 09:08 UTCLanzamientoTiempo de combustión: 15:35 min en 5 etapasApogeo: 23.550 km (14.630 mi)[69]
6 de noviembre de 2013 19:47 UTCManiobra de elevación de la órbitaTiempo de combustión: 416 segundosApogeo: 28.825 km (17.911 mi)[70]
7 de noviembre de 2013 20:48 UTCManiobra de elevación de la órbitaTiempo de combustión: 570,6 segundosApogeo: 40.186 km (24.970 mi)[71] [72]
8 de noviembre de 2013 20:40 UTCManiobra de elevación de la órbitaTiempo de combustión: 707 segundosApogeo: 71.636 km (44.513 mi)[71] [73]
10 de noviembre de 2013 20:36 UTCManiobra de elevación de la órbitaQuemadura incompletaApogeo: 78.276 km (48.638 mi)[74]
11 de noviembre de 2013 23:33 UTCManiobra de elevación de órbita (complementaria)Tiempo de combustión: 303,8 segundosApogeo: 118.642 km (73.721 millas)[71]
15 de noviembre de 2013 19:57 UTCManiobra de elevación de la órbitaTiempo de combustión: 243,5 segundosApogeo: 192.874 km (119.846 millas)[71] [75]
30 de noviembre de 2013 19:19 UTCInyección transmarcianaTiempo de combustión: 1328,89 segundosInserción heliocéntrica[76]
Fase heliocéntricaDiciembre 2013 – Septiembre 2014De camino a Marte – La sonda recorrió una distancia de 780.000.000 kilómetros (480.000.000 millas) en una órbita de transferencia de Hohmann [39] alrededor del Sol para llegar a Marte. [66] Este plan de fase incluía hasta cuatro correcciones de trayectoria si fuera necesario.[77] [78] [79] [80] [81]
11 de diciembre de 2013 01:00 UTC1ª Corrección de trayectoriaTiempo de combustión: 40,5 segundosÉxito[71] [79] [80] [81]
9 de abril de 20142ª Corrección de trayectoria (planificada)No requeridoReprogramado para el 11 de junio de 2014[78] [81] [82] [83] [84]
11 de junio de 2014 11:00 UTC2ª Corrección de trayectoriaTiempo de combustión: 16 segundosÉxito[82] [85]
Agosto de 20143ª Corrección de trayectoria (planificada)No requerido [82] [86][78] [81]
22 de septiembre de 20143ª Corrección de trayectoriaTiempo de combustión: 4 segundosÉxito[78] [81] [87]
Fase areocéntrica24 de septiembre de 2014Inserción en la órbita de MarteTiempo de combustión: 1388,67 segundosÉxito[9]
Animación de la misión Mars Orbiter
  Misión Orbiter de Marte  ·   Marte  ·   Tierra  ·   Sol

Lanzamiento

Representación del carenado de la carga útil encapsulada de la misión Mars Orbiter

La ISRO originalmente tenía la intención de lanzar MOM con su vehículo de lanzamiento de satélites geoestacionarios (GSLV), [88] pero el GSLV falló dos veces en 2010 y todavía tenía problemas con su motor criogénico . [89] Esperar al nuevo lote de cohetes habría retrasado el MOM durante al menos tres años, [90] por lo que la ISRO optó por cambiar al menos potente vehículo de lanzamiento de satélites polares (PSLV). Dado que no era lo suficientemente potente como para colocar a MOM en una trayectoria directa a Marte, la nave espacial se lanzó a una órbita terrestre altamente elíptica y utilizó sus propios propulsores en múltiples quemaduras de perigeo (para aprovechar el efecto Oberth ) para colocarse en una trayectoria trans-Marte . [88]

Lanzamiento de la misión Mars Orbiter

El 19 de octubre de 2013, el presidente de la ISRO, K. Radhakrishnan, anunció que el lanzamiento debía posponerse una semana hasta el 5 de noviembre de 2013 debido a un retraso en la llegada de una nave de telemetría crucial a Fiji . El lanzamiento fue reprogramado. [6] El PSLV-XL de la ISRO colocó el satélite en órbita terrestre a las 09:50 UTC del 5 de noviembre de 2013, [36] con un perigeo de 264,1 km (164,1 mi), un apogeo de 23.903,6 km (14.853,0 mi) y una inclinación de 19,20 grados, [69] con la antena y las tres secciones de los paneles solares desplegadas. [91] Durante las tres primeras operaciones de elevación de la órbita, la ISRO probó progresivamente los sistemas de la nave espacial. [75]

La masa seca del orbitador es de 482,5 kg (1064 lb) y llevaba 852 kg (1878 lb) de combustible en el lanzamiento. [3] [92] [93] Su motor principal, un derivado del sistema utilizado en los satélites de comunicaciones de la India, utiliza la combinación de bipropelente monometilhidrazina y tetróxido de dinitrógeno para lograr el empuje necesario para la velocidad de escape de la Tierra. También se utilizó para reducir la velocidad de la sonda para la inserción en la órbita de Marte y, posteriormente, para las correcciones de órbita. [94]

Modelos utilizados para MOM: [95]

Efemérides planetariasDE-424
Efemérides satelitalesMAR063
Modelo de gravedad (Tierra)GGM02C (100x100)
Modelo de gravedad (Luna)GRAIL360b6a (20x20)
Modelo de gravedad (Marte)MRO95A (95x95)
Atmósfera terrestreISRO: DTM 2012
JPL: DTM 2010
Atmósfera de MarteMarsGram 2005
Movimiento de la placa de la estación DSNMarco ITRF1993, época de movimiento de placas 01-Ene-2003 00:00 UTC

Maniobras de elevación de la órbita

India vista por la Mars Colour Camera (MCC) durante la fase geocéntrica

Los días 6, 7, 8, 10, 12 y 16 de noviembre se llevaron a cabo varias operaciones de elevación de la órbita desde el Centro de Control de la Nave Espacial (SCC) de la Red de Telemetría, Seguimiento y Mando (ISTRAC) de la ISRO en Peenya, Bengaluru, utilizando el sistema de propulsión de a bordo de la nave espacial y una serie de encendidos en el perigeo. Las tres primeras de las cinco maniobras de elevación de la órbita planificadas se completaron con resultados nominales, mientras que la cuarta tuvo un éxito parcial. Sin embargo, una maniobra complementaria posterior elevó la órbita a la altitud prevista en la cuarta maniobra original. Se completaron un total de seis encendidos mientras la nave espacial permaneció en órbita terrestre, y el 30 de noviembre se realizó un séptimo encendido para insertar a MOM en una órbita heliocéntrica para su tránsito a Marte. [96]

La primera maniobra de elevación a la órbita se realizó el 6 de noviembre de 2013 a las 19:47 UTC, cuando el motor de líquido de 440 newtons (99 lbf ) de la nave espacial se encendió durante 416 segundos. Con este encendido del motor, el apogeo de la nave espacial se elevó a 28.825 km (17.911 mi), con un perigeo de 252 km (157 mi). [70]

La segunda maniobra de elevación de la órbita se realizó el 7 de noviembre de 2013 a las 20:48 UTC, con un tiempo de combustión de 570,6 segundos que dio como resultado un apogeo de 40.186 km (24.970 mi). [71] [72]

La tercera maniobra de elevación de la órbita se realizó el 8 de noviembre de 2013 a las 20:40 UTC, con un tiempo de combustión de 707 segundos, lo que dio como resultado un apogeo de 71.636 km (44.513 mi). [71] [73]

La cuarta maniobra de elevación de la órbita, que comenzó a las 20:36 UTC del 10 de noviembre de 2013, impartió un delta-v de 35 m/s (110 pies/s) a la nave espacial en lugar de los 135 m/s (440 pies/s) planeados como resultado de la quema insuficiente del motor. [74] [97] Debido a esto, el apogeo se impulsó a 78.276 km (48.638 mi) en lugar de los 100.000 km (62.000 mi) planeados. [74] Al probar las redundancias integradas para el sistema de propulsión, el flujo al motor de líquido se detuvo, con la consiguiente reducción en la velocidad incremental. Durante la cuarta quema de órbita, se estaban probando las bobinas primarias y redundantes de la válvula de control de flujo de solenoide del motor de líquido de 440 newton y la lógica para el aumento de empuje por parte de los propulsores de control de actitud. Cuando se activaron simultáneamente las bobinas primaria y redundante durante los modos planificados, se detuvo el flujo hacia el motor de líquido. No es posible operar ambas bobinas simultáneamente en operaciones futuras, sin embargo, podrían operarse independientemente una de otra, en secuencia. [75]

Como resultado de que la cuarta quema planeada no alcanzó el objetivo, se realizó una quema adicional no programada el 12 de noviembre de 2013 que aumentó el apogeo a 118.642 km (73.721 mi), [71] [75] una altitud ligeramente mayor que la prevista originalmente en la cuarta maniobra. [71] [98] El apogeo se elevó a 192.874 km (119.846 mi) el 15 de noviembre de 2013, a las 19:57 UTC en la maniobra final de elevación de la órbita. [71] [98]

Inyección transmarciana

El 30 de noviembre de 2013 a las 19:19 UTC, un encendido del motor de 23 minutos inició el traslado de MOM desde la órbita terrestre a una órbita heliocéntrica hacia Marte. [25] La sonda viajó una distancia de 780.000.000 kilómetros (480.000.000 millas) para llegar a Marte. [99]

Maniobras de corrección de trayectoria

Originalmente se habían planeado cuatro correcciones de trayectoria, pero solo se llevaron a cabo tres. [78] La primera maniobra de corrección de trayectoria (TCM) se llevó a cabo el 11 de diciembre de 2013 a las 01:00 UTC encendiendo los propulsores de 22 newton (4,9 lb f ) durante 40,5 segundos. [71] [100] Después de este evento, MOM estaba siguiendo la trayectoria diseñada tan de cerca que no fue necesaria la maniobra de corrección de trayectoria planeada en abril de 2014. La segunda maniobra de corrección de trayectoria se realizó el 11 de junio de 2014 a las 11:00 UTC encendiendo los propulsores de 22 newton de la nave espacial durante 16 segundos. [101] La tercera maniobra de corrección de trayectoria planeada se pospuso, debido a que la trayectoria del orbitador coincidía estrechamente con la trayectoria planificada. [102] La tercera corrección de trayectoria también fue una prueba de desaceleración de 3,9 segundos de duración el 22 de septiembre de 2014. [87]

Inserción en la órbita de Marte

Perfil de inserción en la órbita de Marte

El plan era una inserción en la órbita de Marte el 24 de septiembre de 2014, [10] [103] aproximadamente 2 días después de la llegada del orbitador MAVEN de la NASA. [104] El motor de apogeo líquido de 440 newtons se encendió en una prueba el 22 de septiembre a las 09:00 UTC durante 3,968 segundos, aproximadamente 41 horas antes de la inserción real en órbita. [103] [105] [106]

FechaHora (UTC)Evento
23 de septiembre de 201410:47:32Comunicación satelital cambiada a antena de ganancia media
24 de septiembre de 201401:26:32Se inició la rotación hacia adelante para quemar la desaceleración.
01:42:19Eclipse comenzó
01:44:32Maniobra de control de actitud realizada con propulsores
01:47:32El motor Liquid Apogee comienza a funcionar
02:11:46El motor Liquid Apogee deja de funcionar

Después de estos eventos, la nave espacial realizó una maniobra inversa para reorientarse desde su posición de desaceleración y entró en órbita marciana. [9] [107] [4]

Vistas globales y locales de Marte

Resultados

Observación de argón supratérmico en la exosfera

El Analizador de Composición Neutral Exosférica de Marte (MENCA) informó de los perfiles de altitud del argón-40 en la exosfera marciana desde cuatro órbitas durante diciembre de 2014, cuando el periapsis de la nave espacial era el más bajo. El límite superior de la densidad numérica del argón correspondiente a este período es de casi 5 x 10 5 /cm 3 a una altitud de 250 km y la altura de escala típica es de alrededor de 16 km, lo que corresponde a una temperatura exosférica de alrededor de 275 K. Sin embargo, en dos órbitas, se ha descubierto que la altura de escala sobre esta región de altitud aumenta significativamente, lo que hace que la temperatura efectiva sea superior a 400 K. Las observaciones del Espectrómetro de Masas de Iones y Gases Neutrales (NGIMS) a bordo de la MAVEN también indican que el cambio en la pendiente de la densidad del argón se produce cerca de la exosfera superior, alrededor de 230–260 km. Estas observaciones indican importantes poblaciones supratérmicas de dióxido de carbono y argón en la exosfera marciana. [108] [109] [110]

Mapeo global del albedo infrarrojo de onda corta aparente

Mapa global de albedo aparente SWIR obtenido a partir de datos MSM

El mapeo del albedo aparente global de infrarrojos de onda corta (SWIR) de Marte se ejecutó en base a los datos adquiridos de la carga útil del Sensor de Metano para Marte (MSM). El instrumento es un radiómetro diferencial en la región SWIR del espectro que mide la radiación solar reflejada en dos canales SWIR (1,64 a 1,66 μm). El primero es un canal de metano que mide la absorción por metano y el segundo es un canal sin absorción (canal de referencia). Los datos del canal de referencia adquiridos desde octubre de 2014 hasta febrero de 2015 se utilizaron para el mapeo del albedo aparente SWIR. Los datos de menos de un grado del borde del planeta se descartaron para evitar el brillo atmosférico del borde y para asegurar que el campo de visión estuviera completamente sobre el planeta. Los datos con una incidencia y un ángulo cenital zolar mayores de 60° también se descartaron para reducir los efectos atmosféricos. [111] [112]

Las regiones brillantes que tienen un albedo mayor que 0,4 se localizan principalmente sobre la meseta de Tharsis , Arabia Terra y Elysium Planitia y generalmente representan superficies cubiertas por polvo, mientras que el albedo bajo de menos de 0,15 se localiza principalmente sobre Syrtis Major Planum , Daedalia Planum , Valles Marineris y Acidalia Planitia . El albedo bajo está asociado con superficies oscuras que tienen basalto de roca volcánica como exposición superficial. Los datos del albedo aparente medio semanal sobre Syrtis Major Planum se registraron en un período de longitudes solares 205 a 282 (octubre de 2014) durante el cual las actividades de polvo son significativas. Se registró un aumento en el albedo medio del habitual 0,2 a un erráticamente más alto cerca de 0,4 en la longitud solar 225, que posiblemente se debió a la inyección local de polvo en la atmósfera. [111] Esto coincide con un pico de albedo similar en la región durante la longitud solar de 280-290 registrado por Viking IRTM. [113]

Composición neutra de la exosfera vespertina

El analizador de composición neutra de la exosfera marciana (MENCA) entre el 18 y el 29 de diciembre de 2014 proporcionó perfiles de altitud de tres componentes principales: dióxido de carbono (uma 44), moléculas de nitrógeno y monóxido de carbono (uma 28) y oxígeno atómico (uma 16) en la exosfera marciana. Estas mediciones se tomaron desde cuatro órbitas que estaban más cerca de Marte con un periapsis que variaba entre 262 y 265 km durante el horario de la tarde o cerca de las horas de terminación del ocaso para alcanzar condiciones de actividad solar moderada. [114] [115]

Durante las horas de la tarde, la densidad del dióxido de carbono cambia de 3,5 × 10 7 cm a 1,5 × 10 5 /cm 3 para un cambio de altitud de 100 km en la exosfera. La densidad numérica de uma 28 es comparable a la del dióxido de carbono (uma 44) a altitudes más bajas y la supera por encima de los 275 km. El factor se convierte en casi 10 a 375 km. La densidad numérica del oxígeno atómico supera a la del dióxido de carbono por encima de los 270 km. A 335 km, esta diferencia se convierte en un factor de 10, por encima del cual el oxígeno atómico supera con creces la abundancia de dióxido de carbono. La transición de la exosfera dominada por el dióxido de carbono a la del oxígeno atómico es un indicador importante del forzamiento del EUV solar . La temperatura exosférica media derivada utilizando los valores de altura de escala estimados a partir de la variación de presión parcial observada en los tres canales de masa es de 271 ± 5 K. Se espera que estas primeras observaciones correspondientes a las horas de la tarde marciana proporcionen datos de restricciones a los modelos de escape térmico. [114] [116]

Experimento de radioocultación en la corona solar

Espectro de fluctuación de frecuencia de la señal de enlace descendente

Se realizaron experimentos de radioocultación utilizando señales de enlace descendente de banda S de la nave espacial durante el período de mayo-junio de 2015 (posmáximo del ciclo solar 24) cuando el Sol se encontraba entre la Tierra y Marte a lo largo de una línea en el mismo plano elíptico. Las señales de enlace descendente de la nave espacial de frecuencia 2,29 GHz pasaron a través de la región coronal solar a distancias de desplazamiento solar entre 4 y 20 radios solares . [117] [115]

El experimento se llevó a cabo en un formato unidireccional de bucle cerrado a una frecuencia de muestreo de un hercio y la geometría de ocultación fue tal que la trayectoria del rayo próximo desde la nave espacial hasta la Tierra cubrió un rango de altitudes heliocéntricas de 5 a 39 grados. A partir de las observaciones con señales de radio desde la nave espacial, se encontró que el espectro de potencia de turbulencia a distancias heliocéntricas mayores de 10 R ☉ (18,17 R ☉ el 28 de mayo), la curva se empina con un índice espectral de alrededor de 0,6 a 0,8. Para distancias heliocéntricas más pequeñas de menos de 10 R ☉ (5,33 R ☉ el 10 de junio), muestra un aplanamiento en las regiones de frecuencia más baja con un índice espectral de alrededor de 0,2 a 0,4, que corresponde a una región de aceleración del viento solar . Una observación complementaria es que los espectros de mayor heliolatitud parecen ser más planos que los espectros de menor heliolatitud. [117] [118]

Profundidad óptica atmosférica en el Valles Marineris

Las imágenes estéreo de Valles Marineris adquiridas por la carga útil de la Cámara a Color de Marte (MCC) junto con el Mapa de Elevación Digital (DEM) MOLA corregistrado se utilizaron para calcular la profundidad óptica atmosférica (AOD) sobre las paredes norte y sur de Valles Marineris. En la pared norte que va de 62°O a 68°O, el canal rojo de MCC midió una AOD de 1,7 cerca del fondo del valle y disminuye monótonamente hasta aproximadamente 1,0 cerca de la parte superior, mientras que el canal verde mide una AOD de alrededor de 2,1 y disminuye de manera similar monótona con el aumento de la altitud. Ambas mediciones muestran una relación clara que puede ajustarse bien con una curva exponencial . La altura de escala calculada de la AOD es igual a 14,08 km y 11,24 km para los canales rojo y verde respectivamente. [119]

La medición de AOD del canal rojo en la pared sur de Valles Marineris, que va desde 62°W a 68°W, se mantiene casi estable desde 1,75 en el fondo del valle hasta 1,85 cerca de la cima y no muestra una disminución monótona de AOD con la altitud. Del mapa de AOD superpuesto a la imagen MCC sobre el MOLA DEM, se desprende claramente que hay una estructura similar a una montaña a lo largo de las paredes meridionales del valle, que se espera que provoque la creación de nubes de bandera en el lado de sotavento de la montaña o nubes de onda de sotavento . La variación de AOD con la altitud a lo largo de la pared sur entre las longitudes 57°W a 62°W donde no hay estructuras montañosas muestra una disminución monótona normal. Esto respalda aún más la existencia de nubes de onda de sotavento en la pared sur de Valles Marineris alrededor de 65°W. [119] [120]

Estado

La inserción en órbita puso a MOM en una órbita altamente elíptica alrededor de Marte, como estaba previsto, con un período de 72 horas 51 minutos 51 segundos, un periapsis de 421,7 km (262,0 mi) y un apoapsis de 76.993,6 km (47.841,6 mi). [9] Al final de la inserción en órbita, MOM quedó con 40 kg (88 lb) de combustible a bordo, más de los 20 kg (44 lb) necesarios para una misión de seis meses. [121]

El 28 de septiembre de 2014, los controladores de MOM publicaron la primera vista global de Marte obtenida por la sonda. La imagen fue captada por la Mars Colour Camera (MCC). [122]

El 7 de octubre de 2014, la ISRO alteró la órbita de MOM para moverla detrás de Marte para el paso del cometa Siding Spring por el planeta el 19 de octubre de 2014. La nave espacial consumió 1,9 kg (4 lb) de combustible para la maniobra. Como resultado, la apoapsis de MOM se redujo a 72.000 km (45.000 mi). [123] Después de que el cometa pasara por Marte, la ISRO informó que MOM se mantuvo en buen estado. [124]

El 4 de marzo de 2015, la ISRO informó que el instrumento MSM estaba funcionando con normalidad y que estaba estudiando el albedo de Marte , la reflectividad de la superficie del planeta. La Mars Colour Camera también estaba enviando nuevas imágenes de la superficie marciana. [125] [126]

El 24 de marzo de 2015, MOM completó su misión inicial de seis meses en órbita alrededor de Marte. La ISRO extendió la misión por seis meses más; a la nave espacial le quedan 37 kg (82 lb) de combustible y sus cinco instrumentos científicos funcionan correctamente. [127] Se dice que el orbitador puede continuar orbitando Marte durante varios años con el combustible que le queda. [128]

Del 6 al 22 de junio de 2015 se produjo un apagón de comunicaciones de 17 días mientras la órbita de Marte lo situaba detrás del Sol, fuera del campo de visión de la Tierra. [52] : 52 

El presidente de la ISRO, Shri AS Kiran Kumar, presenta el Atlas de Marte con motivo del cumplimiento de un año de la misión Mars Orbiter

El 24 de septiembre de 2015, la ISRO publicó su Atlas de Marte , un atlas científico de 120 páginas que contiene imágenes y datos del primer año de la misión Mars Orbiter en órbita. [129]

En marzo de 2016, los primeros resultados científicos de la misión se publicaron en Geophysical Research Letters , presentando mediciones obtenidas por el instrumento MENCA de la nave espacial de la exosfera marciana . [130] [131]

Del 18 al 30 de mayo de 2016, se produjo una interrupción de las comunicaciones entre la Tierra y el Sol, lo que provocó que se interpusiera directamente entre ambos planetas. Debido a la alta radiación solar, se evitó enviar comandos a las naves espaciales y se suspendieron las operaciones de carga útil. [132]

El 17 de enero de 2017, se modificó la órbita de MOM para evitar la inminente temporada de eclipses. Con un encendido de ocho propulsores de 22 N durante 431 segundos, lo que dio como resultado una diferencia de velocidad de 97,5 metros por segundo (351 km/h) utilizando 20 kilogramos (44 lb) de combustible (dejando 13 kg restantes), se evitaron los eclipses hasta septiembre de 2017. La batería puede soportar eclipses de hasta 100 minutos. [133]

El 19 de mayo de 2017, la MOM alcanzó los 1000 días (973 soles ) en órbita alrededor de Marte. En ese tiempo, la nave espacial completó 388 órbitas del planeta y transmitió más de 715 imágenes a la Tierra. Los funcionarios de la ISRO afirmaron que sigue en buen estado de salud. [134]

El 24 de septiembre de 2018, la MOM cumplió 4 años en su órbita alrededor de Marte, aunque la vida útil prevista para la misión era de solo seis meses. Durante estos años, la cámara a color de Marte de la MOM ha capturado más de 980 imágenes que se han hecho públicas. La sonda todavía se encuentra en buen estado de salud y continúa funcionando nominalmente. [135]

El 24 de septiembre de 2019, MOM completó 5 años en órbita alrededor de Marte, enviando 2 terabytes de datos de imágenes, y tenía suficiente combustible para completar otro año en órbita. [136]

El 1 de julio de 2020, MOM pudo capturar una fotografía del satélite marciano Fobos desde 4200 km de distancia. [137]

El 18 de julio de 2021, la Mars Colour Camera (MCC) capturó una imagen completa del disco de Marte desde una altitud de unos 75.000 km con una resolución espacial de unos 3,7 km. [138]

En octubre de 2022, la ISRO admitió que había perdido la comunicación con MOM en abril de 2022, cuando se enfrentó a eclipses de duración cada vez más larga, incluido un eclipse de siete horas de duración que no estaba diseñado para soportar. La ISRO dijo que la nave espacial probablemente se quedó sin combustible y no era recuperable. [31] [30] [29]

Reconocimiento

Ilustración de la misión Mars Orbiter en el reverso del billete de ₹ 2000 de la nueva serie Mahatma Gandhi

En 2014, China se refirió a la exitosa misión Mars Orbiter de la India como el "Orgullo de Asia". [139] El equipo de la misión Mars Orbiter ganó el premio Space Pioneer Award 2015 de la National Space Society con sede en Estados Unidos en la categoría de ciencia e ingeniería. La NSS dijo que el premio fue otorgado porque la agencia india ejecutó con éxito una misión a Marte en su primer intento; y la nave espacial está en una órbita elíptica con un alto apoapsis donde, con su cámara de alta resolución, está tomando imágenes en color de disco completo de Marte. Muy pocas imágenes de disco completo se han tomado en el pasado, principalmente en la aproximación al planeta, ya que la mayoría de las imágenes se hacen mirando directamente hacia abajo en modo de mapeo. Estas imágenes ayudarán a los científicos planetarios. [140] [141] [142]

En el reverso del billete de 2.000 rupias de la India aparece una ilustración de la nave espacial Mars Orbiter Mission. [143]

Una imagen tomada por la nave espacial Mars Orbiter Mission fue la foto de portada de la edición de noviembre de 2016 de la revista National Geographic , para su artículo "Marte: carrera hacia el planeta rojo". [144] [145]

Misión de seguimiento

La ISRO planea desarrollar y lanzar una misión de seguimiento llamada Mars Orbiter Mission 2 (MOM-2 o Mangalyaan-2 ) con una mayor carga científica a Marte en 2024. [146] [147] [148] El orbitador utilizará el aerofrenado para reducir la apoapsis de su órbita inicial y alcanzar una altitud más adecuada para la observación científica. [149]

  • La película en hindi de 2019 Misión Mangal está basada vagamente en la misión de la India a Marte. [150] [151]
  • Una serie web llamada Misión sobre Marte está basada vagamente en la misión de la India a Marte. [152] [153]
  • Space MOMs, lanzado en línea en 2019, se basa en la misión a Marte de la India. [154]
  • Mission Mars: Keep Walking India es un cortometraje lanzado en 2018 basado en la misión de la India a Marte. [155] [156]

Véase también

Referencias

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Wikimedia Commons alberga una categoría multimedia sobre Misión Mars Orbiter .
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