Sobrevuelo de Mercurio

Mariner 10

Mariner 10

 

Tipo de misión

Exploración planetaria

 

Operador: NASA / JPL

ID COSPAR: 1973-085A ^[1]

SATCAT no.: 6919 ^[1]

Duración de la misión: 1 año, 4 meses, 12 días

Propiedades de naves espaciales

Fabricante: Laboratorio de Propulsión a Chorro

Lanzamiento de masa: 502.9 kilogramos (1.109 lb)

Poder: 820 vatios (en el encuentro de Venus)

Inicio de la misión

Fecha de lanzamiento: 3 de noviembre de 1973, 05:45:00 UTC

Cohete: Atlas SLV-3D Centaur-D1A

Sitio de lanzamiento: Cabo Cañaveral LC-36B

Desactivado: 24 de marzo de 1975

Sobrevuelo de Venus

Enfoque más cercano: 5 de febrero de 1974

Distancia: 5,768 kilómetros (3,584 mi)

Sobrevuelo de Mercurio

Enfoque más cercano: 29 de marzo de 1974

Distancia: 704 kilómetros (437 mi)

Sobrevuelo de Mercurio

Enfoque más cercano: 21 de septiembre de 1974

Distancia: 48,069 kilómetros (29,869 mi)

Sobrevuelo de Mercurio

Enfoque más cercano: 16 de marzo de 1975

Distancia: 327 kilómetros (203 mi)

Crucero a Venus

Trayectoria de la nave espacial Mariner 10: desde su lanzamiento el 3 de noviembre de 1973, hasta el primer sobrevuelo de Mercuio el 29 de marzo de 1974

Mapa de Mercurio rastreado por la Mariner 10. La banda que aparece es la parte superior derecha es la zona de la que no se obtuvieron datos.

Mariner 10 fue la última sonda espacial dentro del programa Mariner de la NASA. Fue lanzada el 3 de noviembre de 1973, dos años después de la Mariner 9. Su misión era probar un transmisor experimental en banda X, explorar la atmósfera, superficie y características físicas de Venus y Mercurio y validar la asistencia gravitatoria, usando en este caso a Venus para acelerarse en su trayecto final hacia Mercurio.

En Venus fotografió la atmósfera de este planeta en el espectro ultravioleta, además de realizar otros estudios atmosféricos.

Visitó Mercurio en tres ocasiones, el 29 de marzo y el 21 de septiembre de 1974 y el 16 de marzo de 1975. En total cartografió entre el 40 y el 45% del planeta, aunque sólo del lado iluminado por el Sol durante los sobrevuelos.

La nave

La estructura de la nave era de forma octogonal, con marcos de magnesio y ocho compartimentos para la electrónica. Medía 1,39 m en diagonal y 0,457 m de profundidad. Dos paneles solares, cada uno de 2,69 m de largo y 0,97 m de ancho, se extendían desde los laterales, con un total de 5,1 m² de superficie. La longitud total de la nave, con los paneles extendidos, era de 8 metros. La sonda disponía de una plataforma móvil con dos grados de libertad y un mástil de 5,8 m de largo donde se alojaba el magnetómetro. La masa total en el lanzamiento era de 502,9 kg. La masa total de los instrumentos de a bordo era de 79,4 kg.

El empuje del motor, alimentado por hidracina alojada en un tanque esférico situado en el centro de la nave, era de 222 newton. La estabilización de la nave en los tres ejes se conseguía con dos juegos de tres pares de propulsores alimentados por nitrógeno situados ortogonalmente entre ellos y montados en los extremos de los paneles solares. El control estaba bajo el ordenador de a bordo, con una memoria de 512 palabras aumentada por los comandos terrestres. La electricidad era obtenida por 2 paneles solares con una superficie total de 5,1 m² y generaban 540 vatios de potencia que se almacenaba en una batería de NiCd con capacidad de 20 A/hora.

La antena de alta ganancia tenía un diámetro de 1,37 m y tenía una estructura con forma de panel de abeja hecha de aluminio. También llevaba una antena de baja ganancia montada al final de un mástil de 2,85 m. Las antenas permitían a la nave transmitir en banda S y banda X, y la velocidad de transmisión máxima estaba en 117,6 kilobits por segundo. La nave espacial llevaba un rastreador de estrella con el que seguía a Canopus y sensores solares y de adquisición en las puntas de los paneles solares. El interior de la nave fue aislado con múltiples mantas térmicas en la parte superior e inferior. La nave portaba un escudo térmico que se desplegó después de su lanzamiento para proteger a la nave en el lado orientado hacia el Sol. Cinco de los ocho compartimentos de la electrónica llevaban también cortinillas regulables para controlar la temperatura interior.

Los instrumentos a bordo de la nave espacial midieron la superficie de la atmósfera y las características físicas de Mercurio y Venus. Los experimentos incluyeron la fotografía de televisión, campo magnético, el plasma, radiometría infrarroja, espectroscopia ultravioleta, y detectores de ciencia de radio. Un transmisor experimental en banda X, de alta frecuencia, fue trasladado por primera vez en esta nave espacial.

Asistencia de vela solar

En 1974, luego de detectarse una falla en el sistema de control de actitud, se utilizó propelente adicional para realizar las maniobras, por lo que corría peligro el correcto acercamiento a Mercurio y la posición de la antena apuntando hacia la Tierra, ante un inminente agotamiento del propelente. Como medida desesperada, se decidió dirigir adecuadamente los paneles solares para que pudieran ser utilizados a manera de vela solar, lo que proporcionaría el empuje necesario para reemplazar algunas de las maniobras que requerirían gasto adicional de propelente.¹​

De esta manera, aunque en forma accidental, se utilizó por primera vez la presión de la luz (en las cercanías del Sol) a manera de vela solar, lo que en este caso produjo que se salvara la continuidad de los objetivos de la misión.¹​

En la actualidad

Debido a que la nave espacial consumió la totalidad de su combustible, ya no puede corregir su dirección para apuntar a la Tierra, por lo que se ha perdido contacto con la misma y simplemente ha quedado a la deriva, orbitando alrededor del Sol.²​

Mariner 10 fue la primera nave espacial en hacer uso de una maniobra de tirachinas gravitacional interplanetario, utilizando Venus para doblar su trayectoria de vuelo y llevar su perihelio al nivel de la órbita de Mercurio. ^[3] Esta maniobra, inspirada en los cálculos de la mecánica orbital del científico italiano Giuseppe Colombo , colocó a la nave espacial en una órbita que repetidamente la trajo de vuelta a Mercurio. Mariner 10 utilizó la presión de radiación solar en sus paneles solares y su antena de alta ganancia como un medio de control de actitud durante el vuelo, la primera nave espacial en usar control de presión solar activa.

Los componentes en Mariner 10 se pueden clasificar en cuatro grupos en función de su función común. Los paneles solares, el subsistema de potencia, el subsistema de control de actitud y la computadora mantuvieron a la nave operando adecuadamente durante el vuelo. El sistema de navegación, incluido el cohete de hidracina, mantendría a Mariner 10 en camino hacia Venus y Mercury. Varios instrumentos científicos recogerían datos en los dos planetas. Finalmente, las antenas transmitirían estos datos a la Red de Espacio Profundo de regreso a la Tierra, y recibirían comandos del Control de la Misión. Los diversos componentes e instrumentos científicos de Mariner 10 estaban unidos a un cubo central, que tenía aproximadamente la forma de un prisma octogonal. El concentrador almacenó la electrónica interna de la nave espacial. ^{[1] [4] [5]} La nave espacial Mariner 10 fue fabricada por Boeing. ^{[6] La} NASA estableció un límite estricto de $ 98 millones para el costo total de Mariner 10, que marcó la primera vez que la agencia sometió a una misión a una restricción presupuestaria inflexible. No se tolerarían excesos, por lo que los planificadores de la misión consideraron cuidadosamente la rentabilidad cuando diseñaron los instrumentos de la nave espacial. ^[7] El control de costos se logró principalmente al ejecutar el trabajo del contrato más cerca de la fecha de lanzamiento que el recomendado por los calendarios normales de la misión, ya que la reducción del tiempo de trabajo disponible aumentó la eficiencia de costos. A pesar del apretado calendario, se perdieron muy pocos plazos. ^[8] La misión terminó con alrededor de $ 1 millón por debajo del presupuesto. ^[9]

Mariner 10 fotografió la Tierra y la Luna poco después del lanzamiento

Durante su primera semana de vuelo, el sistema de cámara Mariner 10 se probó tomando cinco mosaicos fotográficos de la Tierra y seis de la Luna. También obtuvo fotografías de la región del polo norte de la Luna donde la cobertura anterior era pobre. Estas fotografías proporcionaron una base para que los cartógrafos actualicen los mapas lunares y mejoren la red de control lunar.^[56]

Lejos de ser un crucero sin incidentes, el viaje de tres meses de Mariner 10 a Venus estuvo plagado de fallas técnicas que mantuvieron el control de la misión al límite. ^[57] Donna Shirley relató la frustración de su equipo: “Parecía como si siempre estuviéramos aplicando un parche a Mariner 10 el tiempo suficiente para pasar a la siguiente fase y la próxima crisis”.^[58] Una maniobra de corrección de trayectoria se realizó el 13 de noviembre de 1973. Inmediatamente después, el rastreador de estrellas se encerró en un brillante copo de pintura que se había desprendido de la nave espacial y perdió el seguimiento de la estrella guía Canopus. Un protocolo de seguridad automatizado recuperó Canopus, pero el problema de la pintura descamada se repitió a lo largo de la misión. La computadora de a bordo también experimentó restablecimientos no programados de vez en cuando, lo que obligó a reconfigurar la secuencia del reloj y los subsistemas. También se produjeron problemas periódicos con la antena de alta ganancia durante el crucero. El 8 de enero, se produjo una falla de funcionamiento causada por un diodo cortocircuitado en el subsistema de alimentación. ^14] Como resultado, el regulador de potencia principal y el inversor fallaron, dejando a la nave espacial en función del regulador redundante. Los planificadores de la misión temían que el mismo problema pudiera repetirse en el sistema redundante y paralizar la nave espacial.^[59]

En enero de 1974, Mariner 10 realizó observaciones ultravioletas del cometa Kohoutek. Otra corrección a mitad de camino se realizó el 21 de enero de 1974.

Venus sobrevuelo

La nave espacial pasó Venus el 5 de febrero de 1974, el acercamiento más cercano fue 5,768 km a las 17:01 UT. Fue la duodécima nave espacial que llegó a Venus y la octava para devolver datos del planeta,^[60] así como la primera misión para tener éxito al transmitir imágenes de Venus a la Tierra.^[61] Mariner 10 se basó en observaciones hechas por Mariner 5 seis años antes; importante, Mariner 10 tenía una cámara mientras que la misión anterior carecía de una. ^62] Cuando el Mariner 10 giró alrededor de Venus, del lado nocturno del planeta a la luz del día, las cámaras rompieron la primera imagen de Venus de la sonda, mostrando un arco iluminado de nubes sobre el polo norte que emergía de la oscuridad. Inicialmente, los ingenieros temieron que el rastreador de estrellas pudiera confundir la mucho más brillante Venus con Canopus, repitiendo los percances con pintura descascarada. Afortunadamente, el rastreador de estrellas no funcionó mal. La ocultación de la Tierra ocurrió entre las 17:07 UT y las 17:11 UT, durante la cual la nave espacial transmitió ondas de radio de la banda X a través de la atmósfera de Venus, recopilando datos sobre la estructura de la nube y la temperatura.^{[63] [64]} Aunque la capa de nubes de Venus es casi sin rasgos en la luz visible, se descubrió que los detalles de las nubes extensas se podían ver a través de los filtros de la cámara ultravioleta de Mariner. La observación ultravioleta en la Tierra había mostrado algunas manchas indistintas incluso antes del Mariner 10, pero el detalle visto por Mariner fue una sorpresa para la mayoría de los investigadores. La sonda continuó fotografiando Venus hasta el 13 de febrero.^[65] Entre las 4,165 fotografías adquiridas, una serie resultante de imágenes captó una atmósfera gruesa y claramente modelada que producía una revolución completa cada cuatro días,^[62] tal como lo habían sugerido las observaciones terrestres ^[66]

Fin de la misión

Con su gas de maniobra casi agotado, Mariner 10 comenzó otra órbita del sol. Las pruebas de ingeniería se continuaron hasta el 24 de marzo de 1975,^[3] cuando el agotamiento final del suministro de nitrógeno se señalizó por el inicio de un giro de inclinación no programado. Los comandos fueron enviados inmediatamente a la nave espacial para apagar su transmisor, y las señales de radio a la Tierra cesaron.

El Mariner 10 presumiblemente sigue orbitando alrededor del Sol, aunque sus componentes electrónicos probablemente hayan sido dañados por la radiación del Sol.^[73] Mariner 10 no ha sido detectado o rastreado desde la Tierra desde que dejó de transmitir. La única forma en que no estaría en órbita sería si hubiera sido golpeada por un asteroide o gravitacionalmente perturbada por un encuentro cercano con un cuerpo grande. Ambas ocurrencias son extremadamente improbables, por lo que se supone que aún están en órbita. ^{[citación necesitada]}

Descubrimientos

Durante su sobrevuelo de Venus, Mariner 10 descubrió evidencia de nubes giratorias y un campo magnético muy débil. Utilizando un filtro ultravioleta cercano, fotografió las nubes de Chevron de Venus y realizó otros estudios atmosféricos.

La nave espacial voló más allá de Mercurio tres veces. Debido a la geometría de su órbita, su período orbital era casi exactamente el doble que el de Mercurio, el mismo lado de Mercurio estaba iluminado por el sol cada vez, por lo que solo pudo representar el 40-45% de la superficie de Mercurio, tomando más de 2.800 fotografías. Reveló una superficie más o menos similar a la Luna. Por lo tanto, contribuyó enormemente a nuestra comprensión de Mercurio, cuya superficie no se había resuelto con éxito a través de la observación telescópica. Las regiones mapeadas incluyeron la mayoría o todos los cuadrángulos de Shakespeare, Beethoven, Kuiper, Michelangelo, Tolstoj y Discovery, la mitad de los cuadrángulos de Bach y Victoria, y pequeñas porciones de Perséfone Solitudo (más tarde Neruda), Liguria (más tarde Raditladi) y cuadrángulos de Borealis.^[74]

Mariner 10 también descubrió que Mercurio tiene una atmósfera tenue que consiste principalmente de helio, así como un campo magnético y un gran núcleo rico en hierro. Sus lecturas del radiómetro sugirieron que Mercurio tiene una temperatura nocturna de -183 ° C (-297 ° F ) y temperaturas diurnas máximas de 187 ° C (369 ° F).

Arañas

Vuelo orbital de arañas

En 1973 la misión espacial Skylab 3 llevó al espacio a las primeras arañas de jardín europeo llamadas Arabella y Anita. El experimento “arañas en el espacio” fue un proyecto científico ideado por un estudiante llamado Miles Judy, y la idea era observar cómo la ingravidez y los vuelos espaciales afectan a la construcción de la telaraña.

Ambas arañas lograron tejer sus telas, Arabella terminó la suya primero. Las redes tardaron más de lo normal para completarse, por supuesto, y se muestran algunas variaciones con respecto a las redes normales en la Tierra. Los científicos determinaron más tarde que a pesar de las redes espaciales que figuraban diferencias de espesor, eran de una calidad más fina en general.

Ambas arañas murieron en el espacio (al parecer por deshidratación) a los dos meses, y sus cuerpos están ahora en exhibición en el Museo Espacial Smithsoniano.

Recientes estudios indican que las arañas se pueden adaptar con facilidad a la vida en el espacio. Durante sus primeros días lucen “desorientadas”, y sus telarañas adoptan extrañas formas, pero luego de algunos días logran crear telarañas con una precisa simetría. Experimento con arañas se ha convertido en uno de los pasatiempos favoritos de los astronautas. El comandante de la EEI, Mike Fincke comento: “Estamos impresionados con el hecho de que las arañas puedan adaptarse al espacio tan rápidamente”.

Skylab 3 (también llamado SL-3 o SLM-2¹​) fue la segunda misión tripulada con destino a Skylab, la primera estación espacial estadounidense. La misión comenzó el 28 de julio de 1973, con el lanzamiento de tres astronautas a bordo de una nave Apolo desde un cohete Saturno IB y tuvo una duración de 59 días, 11 horas y 9 minutos. Se efectuaron en total 1084,7 horas de experimentos relacionados a temas como estudios médicos, observaciones solares y estudios sobre los recursos de la Tierra, entre otros.

Skylab 3 realizó estudios médicos que ampliaron enormemente los conocimientos sobre la adaptación y la readaptación fisiológica que sufren los humanos durante el vuelo espacial, continuando así con los trabajos en esta materia de la misión precedente. Dado que Skylab 3 duplicó el récord de estadía en el espacio para un ser humano (los astronautas estuvieron casi dos meses en el espacio durante esta misión), los efectos fisiológicos sobre los astronautas fueron más notorios, lo que permitió realizar estudios más completos.

Skylab 3 también realizó experimentos biológicos que tenían previsto estudiar los efectos de la microgravedad en ratones, moscas de la fruta, células individuales y células en medio de cultivo. Sin embargo los experimentos relacionados con los ratones y moscas no se pudieron realizar debido a un corte en la electricidad 30 horas después del lanzamiento y que provocó la muerte de los animales.³​

Los alumnos de secundaria de todo Estados Unidos participaron en las misiones Skylab proponiendo experimentos en astronomía, física y biología. Los estudios realizados durante la misión Skylab 3 trataron sobre el estudio de la liberación de gases en microgravedad, los rayos X de Júpiter, inmunología in vitro, la formación de telas de araña, la ciclosis, la medición de la masa y el análisis de los neutrones.

 

Sobrevuelo de Saturno

Pioneer 11

Dibujo que muestra la sonda Pioneer 11 a miles de millones de kilómetros de la Tierra.

La sonda espacial Pioneer 11 fue una de las primeras sondas del programa de exploración espacial de la NASA. Fue lanzada desde Cabo Cañaveral el 5 de abril de 1973. Después de atravesar con éxito el cinturón de asteroides el 19 de abril de 1974, se ajustó su velocidad para situar su trayectoria cerca de Júpiter. Durante su sobrevuelo de Júpiter, el 4 de diciembre de 1974, obtuvo imágenes de la Gran Mancha Roja, realizó las primeras observaciones de las regiones polares y determinó la masa de Calisto.

El 1 de septiembre de 1979 llegó a Saturno, tomando las primeras fotografías a corta distancia del planeta, donde pudo descubrir dos nuevos satélites y anillos adicionales. Después de su encuentro con Saturno, prosiguió su ruta hacia el exterior del sistema solar, estudiando las partículas energéticas del viento solar.

Las sondas Pioneer obtenían su energía de una fuente de isótopos radiactivos (RTG). La pérdida de eficacia de estos generadores eléctricos determinó el final de su misión a finales de 1995.

Placa a bordo de la misión Pioneer 11.

Como se hizo con la sonda Pioneer 10, y con las sondas Voyager posteriormente, la sonda incluía una placa sobre su estructura con un mensaje explicando el origen de la sonda a una posible cultura extraterrestre. La placa incluye una figura de un hombre, una mujer, las transiciones del átomo de hidrógeno y la posición del Sol y la Tierra en la galaxia, la cual muchas veces es atribuida a las naves Voyager 1 y 2, prestándose a la confusión general, ya que dichas naves poseen otras placas (véase Disco de oro de las Voyager). La placa fue diseñada por Carl Sagan y Frank Drake siendo dibujada por Linda Salzman Sagan.¹​

Una información ampliada en:

https://danielmarin.naukas.com/2013/05/01/la-odisea-de-las-sondas-pioneer-10-y-11-las-primeras-naves-en-abandonar-la-gravedad-del-sol/

Tipo de misión: Exploración planetaria y de heliosfera

Operador: NASA / ARC

ID COSPAR: 1973-019A

SATCAT no.: 6421

Duración de la misión: 22 años, 5 meses, 25 días

Propiedades de naves espaciales

Fabricante: TRW

Lanzamiento de masa: 259 kilogramos (571 lb)

Poder: 155 vatios (en el lanzamiento)

Inicio de la misión

Fecha de lanzamiento: 6 de abril de 1973, 02:11:00 UTC

Cohete: Atlas SLV-3D Centaur-D1A Star-37E

Sitio de lanzamiento: Cabo Cañaveral LC-36B

Fin de la misión

Último contacto: 30 de septiembre de 1995

Sobrevuelo de Júpiter

Enfoque más cercano: 3 de diciembre de 1974

Distancia: 43,000 kilómetros (27,000 millas)

Sobrevuelo de Saturno

Enfoque más cercano: 1 de septiembre de 1979

Distancia: 21,000 kilómetros (13,000 millas)

Pioneer 11 (también conocido como Pioneer G) es una sonda espacial robótica de 259 kilogramos (571 lb) lanzada por la NASA el 6 de abril de 1973 para estudiar el cinturón de asteroides, el entorno alrededor de Júpiter y Saturno, el viento solar y los rayos cósmicos.^[1] Fue la primera sonda en encontrar a Saturno y la segunda en volar a través del cinturón de asteroides y por Júpiter. A partir de entonces, Pioneer 11 se convirtió en el segundo de cinco objetos artificiales para alcanzar la velocidad de escape que les permitirá abandonar el Sistema Solar. Debido a las limitaciones de potencia y la gran distancia a la sonda, el último contacto de rutina con la nave espacial fue el 30 de septiembre de 1995, y los últimos datos de ingeniería buenos se recibieron el 24 de noviembre de 1995.^{[2] [3]}

Antecedentes de la misión

Historia

Aprobado en febrero de 1969, Pioneer 11 y su sonda gemela, Pioneer 10, fueron los primeros en diseñarse para explorar el Sistema Solar exterior. Al ceder a múltiples propuestas a lo largo de la década de 1960, los primeros objetivos de la misión se definieron como:

• Explora el medio interplanetario más allá de la órbita de Marte
• Investigue la naturaleza del cinturón de asteroides desde el punto de vista científico y evalúe el posible peligro del cinturón para las misiones a los planetas exteriores.
• Explore el ambiente de Júpiter.

La planificación posterior para un encuentro con Saturno agregó muchos más objetivos:

• Mapea el campo magnético de Saturno y determina su intensidad, dirección y estructura.
• Determine cuántos electrones y protones de varias energías se distribuyen a lo largo de la trayectoria de la nave espacial a través del sistema de Saturno.
• Mapa de la interacción del sistema de Saturno con el viento solar.
• Mida la temperatura de la atmósfera de Saturno y la de Titán, el satélite más grande de Saturno.
• Determina la estructura de la atmósfera superior de Saturno donde se espera que las moléculas estén cargadas eléctricamente y formen una ionosfera.
• Mapa de la estructura térmica de la atmósfera de Saturno mediante observaciones infrarrojas junto con datos de ocultación de radio.
• Obtenga imágenes de exploración por giro del sistema de Saturno en dos colores durante la secuencia de encuentro y las mediciones de polarimetría del planeta.
• Sondee el sistema de anillos y la atmósfera de Saturno con la ocultación de radio de la banda S
• Determine con mayor precisión las masas de Saturno y sus satélites más grandes mediante observaciones precisas de los efectos de sus campos gravitacionales sobre el movimiento de la nave espacial.
• Como precursor de la misión Mariner Júpiter / Saturno, verifique el entorno del plano del anillo para descubrir dónde puede cruzarlo sin peligro la nave espacial Mariner sin daños graves.^[4]

Pioneer 11 fue construido por TRW y gestionado como parte del programa Pioneer por el Centro de Investigación Ames de la NASA.^[5] Una unidad de respaldo, Pioneer H, se encuentra actualmente en exhibición en la exhibición “Milestones of Flight” en el Museo Nacional del Aire y el Espacio en Washington, DC. ^6] Muchos elementos de la misión demostraron ser críticos en la planificación del programa Voyager ^{[7] : 266-8}

Diseño de nave espacial

El bus Pioneer 11 midió 36 centímetros (14 pulgadas) de profundidad y con seis paneles de 76 centímetros de largo (30 pulgadas) formando la estructura hexagonal. El autobús alojó el propelente para controlar la orientación de la sonda y ocho de los doce instrumentos científicos. La nave espacial tenía una masa de 260 kilogramos. ^{[1] : 42}

Actitud de control y propulsión

La orientación de la nave espacial se mantuvo con seis propulsores monopropelantes de 4,5- N , ^[8] hidrazina: el par uno mantuvo una velocidad de giro constante de 4,8 rpm, el par dos controló el impulso hacia delante, el par tres controló la actitud. La información para la orientación se proporcionó realizando maniobras de exploración cónicas para rastrear la Tierra en su órbita, ^[9] un sensor de estrella capaz de hacer referencia a Canopus y dos sensores de Sol. ^{[1] : 42-43}

Comunicaciones

La sonda espacial incluía un sistema de transceptores redundantes, uno conectado a la antena de alta ganancia, y el otro a una antena omni-antena y de ganancia media. Cada transceptor era de 8 vatios y transmitía datos a través de la banda S usando 2110 MHz para el enlace ascendente desde la Tierra y 2292 MHz para el enlace descendente a la Tierra con la Red de Espacio Profundo rastreando la señal. Antes de transmitir datos, la sonda utilizó un codificador convolucional para permitir la corrección de errores en los datos recibidos en la Tierra.^{[1] : 43}

Poder

Pioneer 11 usó cuatro generadores termoeléctricos de radioisótopos (RTG) SNAP-19 (ver diagrama). Se colocaron en dos trusses de tres varillas, cada uno de 3 metros (9 pies y 10 pulgadas) de largo y 120 grados de separación. Se esperaba que esto fuera una distancia segura de los experimentos científicos sensibles llevados a bordo. Combinados, los RTG proporcionaron 155 vatios en el lanzamiento, y decayeron a 140 W en tránsito a Júpiter. La nave espacial requirió 100 W para alimentar todos los sistemas. ^{[1] : 44-45}

Computadora

Gran parte del cálculo para la misión se realizó en la Tierra y se transmitió a la sonda, donde fue capaz de retener en la memoria, hasta cinco comandos de las 222 posibles entradas de los controladores de tierra. La nave espacial incluía dos decodificadores de comando y una unidad de distribución de comando, una forma muy limitada de procesador, para dirigir las operaciones en la nave espacial. Este sistema requiere que los operadores de la misión preparen comandos mucho antes de transmitirlos a la sonda. Se incluyó una unidad de almacenamiento de datos para registrar hasta 6,144 bytes de información recopilada por los instrumentos. La unidad de telemetría digital se usaría para preparar los datos recopilados en uno de los trece formatos posibles antes de transmitirlos a la Tierra. ^{[1] : 38}

Instrumentos científicos

Magnetómetro vectorial de helio (HVM)

Midió la fina estructura del campo magnético interplanetario, cartografió el campo magnético joviano y proporcionó mediciones de campo magnético para evaluar la interacción del viento solar con Júpiter.^[10]

• Investigador principal: Edward Smith / JPL
• Datos: catálogo de datos PDS / PPI, archivo de datos NSSDC

Analizador de plasma cuadrisférico

Miró a través de un agujero en la gran antena en forma de plato para detectar partículas del viento solar que se origina en el Sol.^[11]

• Investigador principal: Aaron Barnes / NASA Ames Research Centre ( sitio web archivado)^[12]
• Datos: catálogo de datos PDS / PPI, archivo de datos NSSDC

Instrumento de partículas cargado (CPI)

Detectó rayos cósmicos en el Sistema Solar.^[13]

• Investigador principal: John Simpson / Universidad de Chicago ^[12]
• Datos: archivo de datos NSSDC

Telescopio de rayos cósmicos (CRT)

Datos recopilados sobre la composición de las partículas de rayos cósmicos y sus rangos de energía. ^[14]

• Investigador principal: Frank B. McDonald / NASA Goddard Space Flight Centre ^[12]
• Datos: catálogo de datos PDS / PPI, archivo de datos NSSDC

Telescopio de tubo Geiger (GTT)

Inspeccionó las intensidades, los espectros de energía y las distribuciones angulares de electrones y protones a lo largo del camino de la nave a través de los cinturones de radiación de Júpiter y Saturno. ^[15]

• Investigador principal: James A. Van Allen / Universidad de Iowa ( sitio web ) ^[12]
• Datos: catálogo de datos PDS / PPI , archivo de datos NSSDC, archivo de datos NSSDC Jupiter

Detector de radiación atrapada (TRD)

Incluido un contador Cerenkov desenfocado que detectó la luz emitida en una dirección particular a medida que las partículas pasaban registrando electrones de energía, 0.5 a 12 MeV, un detector de dispersión de electrones para electrones de energía, 100 a 400 keV, y un detector ionizante mínimo que consistía en un diodo de estado sólido que midió partículas ionizantes mínimas (<3 MeV) y protones en el rango de 50 a 350 MeV.^[dieciséis]

• Investigador principal: R. Fillius / Universidad de California San Diego ^[12]
• Datos: archivo de datos por hora NSSDC, archivo de datos NSSDC Saturn

Detectores de meteoroides

Doce paneles de detectores de células presurizadas montados en la parte posterior de la antena del plato principal registraron los impactos penetrantes de los meteoroides pequeños.^[17]

• Investigador principal: William Langard / NASA Langley Research Centre^[12]
• Datos: lista de archivos de datos de NSSDC

Detector de Meteoroides / Asteroides ( AMD )

El detector de asteroides meteoroides miró hacia el espacio con cuatro telescopios sin imágenes para rastrear partículas que van desde partículas de polvo cercanas a asteroides grandes distantes. ^[18]

• Investigador principal: Robert Soberman / General Electric Company^[12]
• Datos: lista de archivos de datos de NSSDC

Fotómetro Ultravioleta

Se detectó luz ultravioleta para determinar las cantidades de hidrógeno y helio en el espacio y en Júpiter y Saturno.^[19]

• Investigador principal: Darrell Judge / University of Southern California ^[12]
• Datos: catálogo de datos PDS / PPI, archivo de datos NSSDC

Imaging Photopolarimeter ( IPP )

El experimento de imagen se basó en el giro de la nave espacial para barrer un pequeño telescopio a través del planeta en tiras estrechas de solo 0,03 grados de ancho, mirando el planeta en luz roja y azul. Estas tiras fueron procesadas para construir una imagen visual del planeta.^[20]

• Investigador principal: Tom Gehrels / Universidad de Arizona^[12]
• Datos: lista de archivos de datos de NSSDC

Radiómetro infrarrojo

Proporcionó información sobre la temperatura de la nube y la producción de calor de Júpiter y Saturno.^[21]

• Investigador principal: Andrew Ingersoll / Instituto de Tecnología de California ^[12]

Magnetómetro Triaxial Fluxgate

Midió los campos magnéticos de Júpiter y Saturno. Este instrumento no fue llevado en Pioneer 10.^[22]

Cronología parcial

Hora	Evento
1979-08-29	Encuentro con el sistema de Saturno .
06:06:10	Sobrevuelo de Iapetus a 1.032.535 km.
11:53:33	El sobrevuelo de Phoebe a 13,713,574 km.
1979-08-31
12:32:33	Sobrevuelo de Hyperion a 666.153 km.
1979-09-01
14:26:56	Cruce de avión descendente.
14:50:55	Sobrevuelo de Epimeteo a 6.676 km.
15:06:32	Sobrevuelo del Atlas a 45.960 km.
15:59:30	Sobrevuelo de Dione a 291,556 km.
16:26:28	Sobrevuelo de Mimas a 104,263 km.
16:29:34	El acercamiento más cercano a Saturno es a 20,591 km.
16:35:00	Entrada de ocultación de Saturno.
16:35:57	Entrada de la sombra de Saturno
16:51:11	Sobrevuelo de Janus a 228,988 km.
17:53:32	Salida de ocultación de Saturno.
17:54:47	Salida de la sombra de Saturno
18:21:59	Cruce de avión en anillo ascendente.
18:25:34	Sobrevuelo de Tethys a 329,197 km.
18:30:14	Sobrevuelo de Enceladus a 222,027 km.
20:04:13	Sobrevuelo de Calypso a 109.916 km.
22:15:27	Sobrevuelo de Rea a 345,303 km.
1979-09-02
18:00:33	Sobrevuelo de Titán a 362,962 km.
1979-10-05	Parada de fase

Encuentro con Júpiter

El Pioneer 11 voló más allá de Júpiter en noviembre y diciembre de 1974. Durante su mayor aproximación, el 2 de diciembre, superó los 42.828 kilómetros (26.612 millas) por encima de las nubes. ^[23] La sonda obtuvo imágenes detalladas de la Gran Mancha Roja , transmitió las primeras imágenes de las inmensas regiones polares y determinó la masa de la luna de Júpiter, Calisto . Utilizando la atracción gravitatoria de Júpiter, se utilizó una asistencia gravitatoria para alterar la trayectoria de la sonda hacia Saturno. El 16 de abril de 1975, después del encuentro de Júpiter, el detector de micrómetro se apagó. ^[3]

Encuentro de Saturno

Anillos Pioneer 11 y Saturno el 1 de septiembre de 1979 (impresión del artista)

Impresión del artista del sobrevuelo de Saturno 11 de Saturno

Pioneer 11 pasó por Saturno el 1 de septiembre de 1979, a una distancia de 21,000 km de las nubes de Saturno.

En este momento el Voyager 1 y el Voyager 2 ya habían pasado Júpiter y también estaban en camino hacia Saturno, por lo que se decidió apuntar al Pioneer 11 para pasar por el anillo del anillo de Saturno en la misma posición que utilizarían las sondas Voyager, que pronto vendrían. para probar la ruta antes de que llegaran los Voyager. Si hubiera partículas débiles en el anillo que pudieran dañar una sonda en esa área, los planificadores de la misión consideraron que era mejor aprender sobre esto a través de Pioneer. Por lo tanto, Pioneer 11 estaba actuando como un “pionero” en el verdadero sentido de la palabra; si se detectara peligro, entonces las sondas Voyager podrían desviarse más lejos de los anillos, pero perder la oportunidad de visitar Urano y Neptuno en el proceso.

Pioneer 11 tomó imágenes y casi chocó con una de las pequeñas lunas de Saturno, pasando a una distancia de no más de 4.000 kilómetros (2.500 millas). El objeto fue identificado tentativamente como Epimeteo, una luna descubierta el día anterior por la imagen de Pioneer , y sospechada por observaciones anteriores realizadas por telescopios basados ​​en la Tierra. Después de los sobrevuelos de la Voyager, se supo que hay dos lunas de tamaño similar (Epimeteo y Janus) en la misma órbita, por lo que hay cierta incertidumbre sobre cuál fue el objeto de la casi falla de Pioneer. El Pioneer 11 se encontró con Janus el 1 de septiembre de 1979 a las 14:52 UTC a una distancia de 2500 km y Mimas a las 16:20 UTC el mismo día a 103000 km.

Además de Epimeteo, los instrumentos localizaron otra pequeña luna previamente desconocida y un anillo adicional, trazaron la magnetosfera y el campo magnético de Saturno y encontraron que su luna, Titán, era demasiado fría para la vida. Huyendo por debajo del plano del anillo, la sonda envió imágenes de los anillos de Saturno. Los anillos, que normalmente parecen brillantes cuando se observan desde la Tierra, aparecían oscuros en las imágenes de Pioneer, y las lagunas oscuras en los anillos vistos desde la Tierra aparecían como anillos brillantes.

Misión interestelar

El 23 de febrero de 1990, Pioneer 11 se convirtió en el cuarto objeto hecho por el hombre para pasar más allá de la órbita de los planetas.^[27]

La NASA finaliza las operaciones

En 1995, Pioneer 11 ya no podía alimentar ninguno de sus detectores, por lo que se tomó la decisión de cerrarlo. ^[28] El 29 de septiembre de 1995, el Centro de Investigación Ames de la NASA, responsable de la gestión del proyecto, emitió un comunicado de prensa que comenzó: “Después de casi 22 años de exploración hasta los confines del Sistema Solar, uno de los más duraderos y las misiones espaciales productivas en la historia llegarán a su fin “. Indicó que la NASA usaría sus antenas de la Red de Espacio Profundo para escuchar “una o dos veces al mes” la señal de la nave espacial, hasta “algún momento a fines de 1996”, cuando “su transmisor se callará por completo”. El administrador de la NASA Daniel Goldin caracterizó Pioneer 11 como “la pequeña nave espacial que podría, un explorador venerable que nos ha enseñado mucho sobre el Sistema Solar y, al final, sobre nuestro propio impulso innato para aprender. Pioneer 11 es lo que la NASA es todo sobre – exploración más allá de la frontera”.^[29] Además de anunciar el final de las operaciones, el despacho proporcionó una lista histórica de los logros de la misión Pioneer 11 . La NASA finalizó el contacto de rutina con la nave espacial el 30 de septiembre de 1995, pero siguió haciendo contacto durante aproximadamente 2 horas cada 2 a 4 semanas.^[28] Los científicos recibieron unos minutos de buenos datos de ingeniería el 24 de noviembre de 1995, pero luego perdieron el contacto final una vez que la Tierra se movió permanentemente fuera de la vista de la antena de la nave espacial. ^[3] Su señal se volvió demasiado débil para escuchar en 2002.^[30]

Estado actual

El 19 de julio de 2015, Pioneer 11 fue de 90.716 UA (1.35709 × 10 ¹⁰ km; 8.4326 × 10 ⁹ mi) de la Tierra y 91.672 UA (1.37139 × 10 ¹⁰ km; 8.5214 × 10 ⁹ mi) del Sol; y viajando a 11.376 km / s (25.450 mph) (en relación con el Sol) y viajando hacia el exterior a alrededor de 2.4 AU por año. ^[31] La nave espacial se dirige en la dirección de la constelación Scutum cerca de la posición actual (agosto de 2017) RA 18h 50m dec -8 ° 39.5 ‘( J2000.0) cerca de Messier 26.

El Pioneer 11 ahora ha sido superado por las dos sondas Voyager, lanzadas en 1977, y el Voyager 1 es ahora el objeto más distante construido por humanos. ^[32]

Anomalía de Pioneer

El análisis de los datos de seguimiento de radio de las naves espaciales Pioneer 10 y 11 a distancias entre 20-70 UA del Sol ha indicado consistentemente la presencia de una deriva de frecuencia Doppler pequeña pero anómala. La deriva se puede interpretar como debida a una aceleración constante de (8.74 ± 1.33) × 10 ^-10 m/s² dirigida hacia el sol. Aunque se sospecha que hay un origen sistemático del efecto, no se encontró ninguno. Como resultado, existe un interés sostenido en la naturaleza de esta llamada ” anomalía pionera“.^[33] El análisis extendido de los datos de la misión por Slava Turyshev y sus colegas determinó que la fuente de la anomalía es la radiación térmica asimétrica y la resultante fuerza de retroceso térmico que actúa sobre la cara de los pioneros lejos del Sol, ^[34] y en julio de 2012 el grupo de investigadores publicó sus resultados en la revista científica Physical Review Letters.^[35]

Placa de Pioneer

Pioneer 10 y 11 ambos llevan una placa de aluminio anodizado en oro en el caso de que alguna nave espacial sea encontrada alguna vez por formas de vida inteligentes de otros sistemas planetarios. Las placas presentan las figuras desnudas de un hombre y una mujer humanos junto con varios símbolos que están diseñados para proporcionar información sobre el origen de la nave espacial.^[36]

Conmemoración

En 1991, Pioneer 11 fue galardonado con uno de los 10 sellos postales del Servicio de franqueo de los Estados Unidos que conmemoraban naves no tripuladas que exploraban cada uno de los nueve planetas y la Luna. Pioneer 11 fue la nave espacial presentada con Júpiter. Plutón figuraba como ” Aún no explorado”.^[37]

Aterrizaje en Venus

Venera 8

Венера-8, Venera 8

Nave espacial Venera 8

Organización: Lavochkin/Roscosmos

Contratistas: Lavochkin

Tipo de misión: Módulo de descenso

Sobrevuelo de: Venus, Tierra

Lanzamiento: 27 de marzo de 1972, a las 04:15:01 UTC

Cosmódromo Baikonur emplazamiento 31/6

Cohete: Molniya-M / MVL

Duración: Viaje: 117 días

Aterrizaje: 50 minutos

NSSDC ID: 1972-021A

Masa

Lanzamiento: 1,184 kilogramos

Aterrizaje: 495 kilogramos

Inclinación: 51.7°

Apogeo: 246 kilómetros

Perigeo: 194 kilómetros

Web: https://www.laspace.ru/projects/planets/Venera-8/

Venera 8 (ruso: Венера-8 que significa Venus 8) fue una sonda en el programa soviético de Venera para la exploración de Venus y fue la primera sonda espacial robótica en realizar un aterrizaje exitoso en la superficie de Venus.

Sello de Venera 8

La nave espacial Venera 8 comprendía una sonda de bus y sonda de aterrizaje. La sonda de aterrizaje era un recipiente a presión esférico con una masa de 495 kg de diseño similar a la sonda Venera 7. Tenía un caparazón superior que se arrojaría a la entrada atmosférica para desplegar el paracaídas de 2,5 metros cuadrados y exponer los instrumentos. La sonda funciona con batería. Su instrumentación incluía sensores de temperatura, presión y luz, así como un altímetro, anemómetro, espectrómetro de rayos gamma, analizador de gases y transmisores de radio. El bús contenía un detector de rayos cósmicos, un detector de viento solar y un espectrómetro ultravioleta.

Venera 8 era una sonda atmosférica y un módulo de aterrizaje de Venus. Su instrumentación incluía sensores de temperatura, presión y luz, así como un altímetro, un espectrómetro de rayos gamma, un analizador de gases y transmisores de radio. La nave espacial tardó 117 días en llegar a Venus con una corrección a mitad de camino el 6 de abril de 1972, separándose del bús (que contenía un detector de rayos cósmicos, un detector de viento solar y un espectrómetro ultravioleta) y entrando a la atmósfera el 22 de julio de 1972 a las 08: 37 UT. Se utilizó un sistema de refrigeración conectado al autobús para preenfriar el interior de la cápsula de descenso antes de la entrada en la atmósfera con el fin de prolongar su vida en la superficie. La velocidad de descenso se redujo de 41.696 km / ha aproximadamente 900 km/h mediante aerofrenado. El paracaídas de 2,5 metros de diámetro se abrió a una altitud de 60 km.

Descenso

Venera 8 transmitió datos durante el descenso. Se observó una fuerte disminución en la iluminación a una altitud de 35 a 30 km y una velocidad del viento inferior a 1 m/s medida a menos de 10 km. Venera 8 aterrizó a las 09:32 UT en lo que ahora se llama la Región Vasilisa, dentro de un radio de 150 km de 10.70°S 335.25°E, a la luz del Sol, a unos 500 km del terminador de la mañana. La masa del módulo de aterrizaje fue de 495 kg.

Módulo

El módulo de aterrizaje continuó enviando datos durante 50 minutos y 11 segundos después del aterrizaje antes de fallar debido a las duras condiciones de la superficie. La sonda confirmó los datos anteriores sobre la alta temperatura y presión de la superficie de Venus (470 grados Celsius, 90 atmósferas) devueltos por Venera 7, y también midió el nivel de luz como adecuado para la fotografía de superficie, encontrando que es similar a la cantidad de luz en la Tierra en un día nublado con visibilidad aproximada de 1 km.

Las mediciones del fotómetro de Venera 8 mostraron por primera vez que las nubes de Venus terminan a gran altura, y la atmósfera era relativamente clara desde allí hasta la superficie. El espectrómetro de rayos gamma a bordo midió la relación uranio/torio/potasio de la roca de superficie, indicando que era similar al granito.

Experimentos de carga

• Sensores de temperatura y presión – ITD
• Acelerómetro – DOU-1M
• Fotómetros – IOV-72
• Analizador de amoniaco – IAV-72
• Espectrómetro de rayos gamma – GS-4
• Altímetro de radar
• Experimento Radio Doppler

Venera 8 se lanzó el 27 de marzo de 1972 a las 04:15:01 UT. La nave espacial tardó 117 días en llegar a Venus con una corrección a mitad de camino el 6 de abril de 1972. Antes de llegar a Venus, el interior de la sonda se enfrió a -15 grados C. Se separó del autobús el 22 de julio de 1972 a las 07:44 UT e ingresó al ambiente a las 08:37 UT. La velocidad de descenso se redujo de 11 km / s en la entrada a aproximadamente 250 metros / s a ​​67 km de altitud por aerofrenado. El paracaídas se abrió en modo reefed a una altitud de 60 km, y se utilizó un sistema de refrigeración para enfriar los componentes del interior. Venera 8 transmitió datos durante el descenso desde el encendido del instrumento a 50 km. A 30 km de altitud, el paracaídas se abrió por completo. Se observó una disminución en la iluminación a una altitud de 35 a 30 km y una velocidad del viento inferior a 1 km / s medida a menos de 10 km. Venera 8 aterrizó a las 09:32 UT a 10 grados sur, 335 grados este, a unos 500 km del terminador de la mañana en el lado diurno. Continuó enviando datos durante 63 minutos después del aterrizaje antes de fallar debido a las duras condiciones de la superficie.

Primera misión espacial tripulada en habitar una estación espacial

Soyuz 11

 Sello de la URSS de 1971 homenajeando los cosmonautas Gueorgui Dobrovolski (izquierda), Vladislav Vólkov (centro) y Viktor Patsayev (derecha).

Datos de la misión

Nombre: Soyuz 11

Cohete lanzador: Soyuz (11A511)

Nombre en clave: Янтарь (Yantar – “Ámbar“)

Tripulantes: Vladislav Volkov, Gueorgui Dobrovolski, Viktor Patsayev

Lanzamiento: 6 de junio de 1971: 07:55 UTC
Baikonur LC1: 45°55′00″N 63°20′00″E

Aterrizaje: 30 de junio de 1971:02:16:52 UTC: 51°21′41.6″N 59°33′44.2″E

Duración: 23 d 18 h 21 min 43 s

La Soyuz 11 fue la primera misión espacial tripulada en habitar una estación espacial (la Salyut 1). La nave se lanzó el 6 de junio de 1971 y regresó a tierra el 29 de ese mismo mes, rompiendo además un nuevo récord de permanencia en el espacio. Sin embargo la tripulación, compuesta por Vladislav Vólkov, Gueorgui Dobrovolski y Viktor Patsayev, murió en su regreso a la Tierra. La causa del accidente fue un escape de aire en la cápsula, lo cual produjo la muerte de los cosmonautas por asfixia ya que carecían de trajes espaciales. El accidente produjo un retraso de dos años en programa espacial tripulado soviético, obligó a rediseñar la nave Soyuz y abandonar prematuramente la Salyut 1.

Objetivo de la misión

El objetivo de la Soyuz 11 era culminar la misión que su predecesora, la Soyuz 10, no había podido finalizar con éxito. La Soyuz 10 logró acoplarse a la primera estación espacial de la historia (la Salyut 1) el 23 de abril de 1971, pero dicho acoplamiento no salió bien y los cosmonautas no pudieron penetrar en la estación.

Debido al fracaso parcial de la Soyuz 10 se tuvo que rediseñar el sistema de acoplamiento. Se estimó que se había infraestimado en casi un 100 % la fuerza que debía soportar una de las piezas metálicas (empezaba a doblarse al aplicarle una fuerza equivalente a 130 kg, mientras que durante el acoplamiento se alcanzaban los 160 a 200 kg). La pieza fue reforzada y se confió en que esta vez todo saldría bien.

Elección de la tripulación

La tripulación seleccionada para la misión estaba compuesta por Alexei Leonov, Valeri Nikolayevich Kubasov y Pyotr Ivanovich Kolodin. Sin embargo, el 3 de junio de 1971, en las pruebas médicas finales previas al lanzamiento, se detectó en una radiografía de Kubasov una mancha en un pulmón. Los doctores, temiendo que se tratara de tuberculosis, le prohibieron volar. Según las reglas soviéticas, al descartar un cosmonauta se descartaba la tripulación entera, por lo que se decidió recurrir a la tripulación de reserva, compuesta por Vladislav Vólkov, Gueorgui Dobrovolski y Víktor Patsayev.

Estancia en la Salyut 1

La estancia en la Salyut 1 se vio salpicada por diversos incidentes, entre los que destacan la avería del telescopio principal (debido a que no se abrió la tapa), un incendio el 16 de junio de 1971 que estuvo a punto de provocar una evacuación de emergencia y fuertes fricciones entre dos de los tripulantes: Dobrovolskiy (comandante, novato) y Volkov (veterano). Estos incidentes motivaron el regreso anticipado de la tripulación (la duración inicialmente prevista de la misión era de 30 días).

Tripulación de la Soyuz 11: abajo izda., Georgi Dobrovolsky; arriba izda., Víktor Patsáyev; dcha., Vladislav Vólkov.

El acoplamiento con la estación se produjo el 7 de junio en modo automático. La tripulación encendió el sistema de regeneración de aire y cambió un par de ventiladores. Sin embargo, debido a un desagradable olor a humo, se aconsejó a los cosmonautas que durmieran la primera noche a bordo de la Soyuz. El 8 de junio el aire de la estación se encontraba perfectamente, por lo que los cosmonautas procedieron a habitarla, realizaron una maniobra orbital y orientaron los paneles hacia el Sol. La prensa mundial se hizo eco del nuevo triunfo de la astronáutica soviética: la primera estación espacial tripulada. Sin embargo, los cosmonautas no siguieron el programa de entrenamiento para paliar los efectos de la ingravidez en el cuerpo. El día 9 de junio se contacta por televisión con los tripulantes y se les recuerda la necesidad de realizar los ejercicios. Debido a que todo parece ir bien se ratifica la decisión de hacerles volver el 30 de junio, mientras que la Soyuz 12 partirá hacia la estación el 20 de julio de 1971.

No hubo incidencias en los días siguientes, en los que los cosmonautas cumplieron los planes previstos, entre los que figura probar el “globo” de la estación para probar la precisión del predictor del punto de aterrizaje. Sin embargo el 16 de junio a las 13:00 la tripulación informa de la presencia de humo en la estación. La situación es tan desesperada que se llega a pensar en evacuar la Salyut 1, pero los cosmonautas apagan el generador principal de oxígeno, conectan el secundario y cambian los filtros de oxígeno. Tras seis horas, la situación parece haber vuelto a la normalidad, aunque los cosmonautas se quejan de que los trajes para entrenamiento les producen mucho cansancio.

El día 17 se evalúa la situación. El primer cosmonauta en levantarse es el comandante, Volkov, que informa a tierra de la situación. Volkov, aunque afirma que “la tripulación entera decide las cosas juntos” se adjudica todas las acciones. Aunque Vasily Mishin considera que es la tarea del comandante tomar las decisiones, Nikolai Petrovich Kamanin y el equipo de seguimiento creen que es demasiado independiente y que no reconoce sus errores. No se encuentra la causa del incendio pero, como medida preventiva, se decide apagar todo el equipo científico. Este se encenderá después, de uno en uno, para intentar encontrar el origen del humo.

El día 18 se evalúan las posibilidades de que la tripulación observe desde la estación el lanzamiento del cohete N-1, previsto para el 22 de junio. Aunque la misión sigue teniendo como fecha prevista de regreso el 30 de junio, los problemas técnicos han impedido a la tripulación seguir con el programa de entrenamiento y los médicos abogan por un regreso más temprano.

El 20 de junio se evalúa el estado físico de los cosmonautas y se advierte que su capacidad pulmonar ha disminuido en un 33 % y los trajes Penguin de entrenamiento no funcionan bien. Aunque hay quienes creen que pueden aguantar mucho más tiempo en órbita, Kamanin estima que deben volver antes del 30 de junio. Finalmente, el 21 de junio las altas esferas deciden que regresen entre el 27 y el 30 de junio.

El 25 de junio los cosmonautas baten el récord de permanencia en el espacio. Del 26 en adelante su principal misión será acondicionar la Salyut 1 para las semanas que le esperan sin tripulación y preparar su propio retorno a tierra. El 27 se recibe la noticia de que el cohete N-1 ha vuelto a fallar. Finalmente el día 29, con la estación perfectamente “apagada”, la tripulación se prepara para desacoplar la Soyuz 11 de la Salyut 1.

Fallecimiento de la tripulación

Decisión de no llevar trajes espaciales

La carrera espacial se inició con una serie de deslumbrantes éxitos para la Unión Soviética. No obstante, para poder mantener esa racha triunfal, las autoridades soviéticas incurrieron en una serie de riesgos. Entre ellos figuró que, para poder acomodar más tripulantes en las naves, éstos no llevaran trajes espaciales. La medida se adoptó por primera vez en la Vosjod 1 y se repetiría en el programa Soyuz.

No todo el mundo estuvo de acuerdo con la medida, que fue criticada por:

• Leonid Vasilyevich Smirnov (jefe de la Comisión de Industrial Militar)
• Ilya Lavrov (diseñador del sistema de control ambiental) quien argumentó que al menos la tripulación debía estar dotada con máscaras de oxígeno como las utilizadas en aviación, lo que les hubiera dado un margen de 2 a 3 minutos.
• Nikolai Kamanin (jefe del cuerpo de cosmonautas soviético).

Sin embargo, se impuso la opinión de los demás líderes del programa soviético como Serguéi Koroliov o Vasily Mishin, que aseguraron que no habría problemas debido a que en ningún vuelo de las Vostok o las Vosjod se había producido pérdidas de presión. Ante las críticas de Kamanin y los propios cosmonautas Mishin llegó a decir que “¡No quiero cobardes en mis naves!“.

Partida de la Salyut 1

El 29 de junio de 1971 los cosmonautas se introdujeron en la Soyuz 11 y se prepararon para volver a tierra. Sin embargo, al cerrar la escotilla de la Soyuz, Volkov indicó que el cierre no era hermético porque así lo advertía un sensor. Desde tierra se aconsejó a la tripulación repetir la operación, pero esta solo lo consigue tras numerosos intentos y cerrando la escotilla con todas sus fuerzas. Tras esto, la luz de aviso se apagó y los cosmonautas comprobaron que la esclusa era hermética.

Finalmente, a las 21:35 la Soyuz 11 se separa de la Salyut 1. Los cosmonautas, aprovechando que les sobra combustible, detienen la separación y proceden a tomar dos rondas de fotografías de la estación (a 10-15 y 30-40 metros).

Fotografía de la estación Salyut 1 tomada por Víktor Patsáyev desde la Soyuz 11. Fuente: Roscosmos.

Tras volar alrededor de la estación para la toma de fotografías y efectuar tres revoluciones alrededor de la Tierra para conseguir la posición en el espacio que les permitiera luego aterrizar en el lugar planeado, la tripulación encendió el sistema de desorbitación ya entrados en el 30 de junio. Poco después, Dobrovolsky se despedía con un “hasta la vista” y radiaba que estaba iniciando el procedimiento de aterrizaje. Aquello fue lo último que se oyó de la tripulación. Algo más tarde, las comunicaciones se interrumpieron abruptamente y sin razón aparente.

Accidente

En algunas fuentes, como el libro de James Oberg Red Star In Orbit, se afirma que el accidente se produjo debido a que la escotilla de la Soyuz 11 no cerró bien durante el desacoplamiento con la Salyut 1. Sin embargo el propio James Oberg cambió su versión de los hechos y en 1997 mantenía la misma tesis que el resto de los investigadores: el accidente se atribuye a la apertura de una válvula de menos de 1 mm de diámetro. Dicha válvula existía para permitir el equilibrado de presión con el exterior y no debía abrirse hasta que no se encontrara a unos 4 km de altura sobre la superficie terrestre.

La apertura de la válvula se produjo durante la maniobra de separación entre el módulo de servicio y el módulo de descenso de la Soyuz. El sistema consistía en dos válvulas independientes de 1 mm de diámetro que se activaban mediante un mecanismo pirotécnico, por lo que se consideraba imposible que accidentalmente se abrieran ambas a la vez. No obstante, ambas se abrieron con solo 6 centésimas de segundo de diferencia. Según James Oberg es posible que el sistema pirotécnico que abría las válvulas hubiera actuado ya pero el gas no saliera debido a que el módulo de servicio le bloqueara el paso. Otra versión que da él mismo es que el mecanismo pirotécnico que separaba el módulo de servicio del módulo de mando activara accidentalmente su homólogo.

En el momento de separación de ambos módulos tanto la nave como la tripulación se encontraban en perfecto estado. Dentro de la Soyuz, la presión era de 915 hPa y los cosmonautas parecían estar más tranquilos que la media, puesto que el pulso promedio durante la maniobra de salida de órbita es de 120 pulsaciones por minuto, mientras que Dobrovolsky estaba en 80, Patsayev en 100 y Volkov en 120.

La tripulación se percató de la fuga con inmediatez gracias al sonido que generaba, lo que quedó registrado en sus electrocardiogramas: en apenas unos segundos el pulso de Dobrovolsky había subido a 114 ppm y el de Volkov a 180. Para localizar la fuente de sonido apagaron las radios y probablemente la encontraron y, percatándose que se trataba de una fuga de aire, debieron intentar cerrar la válvula, ubicada bajo el asiento del comandante. Existía un procedimiento de emergencia consistente en que el comandante taponara el agujero con un dedo, pero se contemplaba solo para el caso de que la Soyuz aterrizara en agua y amenazara con inundarse.

La localización de la fuga hizo imposible cortarla en poco tiempo: aunque en las especificaciones se requería que la entrada de agua fuera cortada en 20 segundos, en los entrenamientos los cosmonautas tardaban de 30 a 40. Eso explica perfectamente por qué el accidente fue mortal, ya que se estima que 20 segundos después de haberse iniciado la fuga la presión había caído tanto que la tripulación debía estar inconsciente. A los 50 segundos después de haberse iniciado el escape de aire, el pulso de Patsayev había caído a 42 ppm. A los 110 s los corazones de los tres cosmonautas se habían detenido. La presión en ese momento se había estabilizado en 50 hPa.

Sin embargo, la Soyuz prosiguió su maniobra de regreso a tierra con normalidad, con la sola excepción de que el escape de gas le produjo un lento movimiento de rotación.

En tierra el control de misión no supo nada de esto ya que no tenía comunicación con la nave (la separación del módulo orbital del módulo de descenso se produjo fuera del alcance de las estaciones de seguimiento soviéticas). Sin embargo, dos minutos después entró en el radio de acción y permaneció durante tres minutos antes de que la reentrada volviera a hacer imposibles las comunicaciones.

Una vez la nave entró en el radio de acción de las estaciones, control de la misión intentó comunicarse con la tripulación; al constatar que los cosmonautas no respondían creyó que había una avería en el sistema de comunicaciones. Este error es comprensible, ya que desde la separación del módulo orbital la Soyuz carecía de medios para transmitir telemetría y, por lo tanto, en tierra nada sabían de la fuga de aire. La nave aterrizó correctamente a las 2:16:52 UTC (las 6:16 hora local: había amanecido más de una hora antes). Los equipos de rescate recibieron la desagradable sorpresa una vez la cápsula estaba en tierra y la tripulación seguía sin dar señales de vida. Se intentó la reanimación de los tripulantes, pero fue imposible (llevaban media hora muertos).

Se intentó reproducir el accidente en tierra, pero no fue posible hacer que las válvulas se abrieran simultáneamente. No obstante, las autopsias y los datos recogidos por el sistema grabador de datos Mir (que permitía recoger los datos del vuelo aunque estos no se pudieran retransmitir) resultaron suficientes para determinar las causas del mismo.

Consecuencias

Reducción de la tripulación

El accidente obligó a hacer que todos los tripulantes de las Soyuz llevaran trajes espaciales durante el despegue y aterrizaje como medida de precaución. Estos trajes fueron diseñados por Gay Severin y recibieron el nombre de Sokol. Aunque ligeros, aumentaban el espacio necesario para los tripulantes. Además, para asegurar que los trajes funcionaran y que la cabina pudiera mantener la presión en caso de fuga, hubo que instalar una unidad de control, por lo que se disminuyó aún más el espacio disponible. Esto redujo la capacidad de la nave de tres cosmonautas a dos.

Para recuperar su anterior tripulación máxima hubo que rediseñar la nave para hacerla más amplia; el nuevo modelo, llamado Soyuz-T, comenzó a volar en 1980.

Abandono de la Salyut 1

Se tenía previsto que una nueva Soyuz, la número 12, partiera hacia la Salyut 1 en el mes de julio. No obstante, la Soyuz 12 no partiría al espacio hasta septiembre de 1973, más de dos años después. Debido al retraso la Salyut 1 no pudo recibir más tripulaciones y, tras ir más allá de su vida útil prevista (tres meses), se ordenó su reentrada controlada.

Destitución de Kamanin

Se culpó a Kamanin por no haber adiestrado a los cosmonautas para afrontar una emergencia así y fue retirado del servicio. Kamanin consideró que la decisión era profundamente injusta, puesto que:

• Él había sido de los pocos que se había opuesto a la ausencia de escafandras en las Soyuz.
• Una vez la válvula se abrió no había forma posible de que los cosmonautas se salvaran. Sus rivales argumentaron que los cosmonautas habrían podido taponar la fuga con el dedo, del mismo modo que estaba previsto en caso de que la cápsula aterrizara en el mar y se empezara a inundar. Sin embargo Kamanin consideró esta sugerencia muy poco realista ya que no había suficiente tiempo y, en el improbable caso de que lograran taponarla, el cosmonauta hubiera tenido que aguantar en esa posición durante la reentrada, donde se alcanzan aceleraciones de 4-5 Gs.
• Su posición ya estaba en cuestión en mayo, antes del accidente.

Honores postmortem

Las autoridades soviéticas reconocieron públicamente la naturaleza del accidente. Los cosmonautas fueron enterrados con todos los honores en el Kremlin.

Además fueron nombrados diversos objetos en su honor:

• Tres asteroides: (1970) Volkov, (1978) Dobrovolsky, (1971) Patsayev.
• Tres cráteres de la Luna.
• Calles de Kaluga.
• Una escuela de Odesa (Dobrovolsky).

Esquema de una nave Soyuz para su acoplamiento con una estación tipo Salyut 1. Fuente: NASA.

Los equipos de rescate tratando de reanimar a la tripulación de la Soyuz 11.

 

Tras esta breve visita la Salyut 1 continuó en orbita terrestre un mes y medio, hasta que el 6 de Junio de 1971 se lanzó la Soyuz 11, con los cosmonautas Dobrovolsky, Volkov y Patsáiev. Después de las maniobras de aproximación con piloto automático, la tripulación realizó el atraque final desde una distancia de 100 metros. La operación de atraque automático unió eléctrica e hidráulicamente la nave, y tras igualar las presiones y abrir las escotillas, los cosmonautas penetraron en la estación. La unidad de atraque era nueva en lo esencial, no solo permitía un “ajuste” más firme de las naves tras el atraque, sino que además la estanqueidad era más perfecta. La unidad de atraque conducía a un corto cilindro de unos 2 metros de diámetro. Seguía otro cilindro de unos 2.9 metros, del que pasaban a otra sección de 4.15 metros de diámetro. En una sección de 2.2 metros de diámetro en la parte trasera, se alojaban los motores, alimentado por depósitos de propulsores de forma semiesférica o cónica. La longitud total de la estación, con un trasbordador acoplado era de unos 20 metros. El peso total  sobrepasaba las 25 toneladas.

A bordo de Salyut 1 había un observatorio astronómico, con dos telescopios y un espectrógrafo, obteniéndose espectrogramas de la estrella alfa de Lira. También se realizaron experimentos sobre el crecimiento a bordo de plantas, para saber si podrían emplearse para proporcionar oxígeno y alimento, además de resistir amplios períodos de ingravidez a bordo de las futuras estaciones espaciales.

Arriba la Soyuz 11, abajo, la estacién espacial Salyut 1, la primera de su clase.

La estancia en la Salyut 1 se vio salpicada por diversos incidentes, entre los que destacan la avería del telescopio principal (debido a que no se abrió la tapa), un incendio el 16 de junio que estuvo a punto de provocar una evacuación de emergencia y fuertes fricciones entre dos de los tripulantes: Dobrovolskiy (comandante, novato) y Volkov (veterano). Estos incidentes motivaron el regreso anticipado de la tripulación (la duración inicialmente prevista de la misión era de 30 días).

El acoplamiento con la estación se produjo el 7 de junio en modo automático. La tripulación encendió el sistema de regeneración de aire y cambió un par de ventiladores. Sin embargo, debido a un desagradable olor a humo, se aconsejó a los cosmonautas que durmieran la primera noche a bordo de la Soyuz. El 8 de junio el aire de la estación se encontraba perfectamente, por lo que los cosmonautas procedieron a habitarla, realizaron una maniobra orbital y orientaron los paneles hacia el Sol. La prensa mundial se hizo eco del nuevo triunfo de la astronáutica soviética: la primera estación espacial tripulada. Sin embargo, los cosmonautas no siguieron el programa de entrenamiento para paliar los efectos de la ingravidez en el cuerpo. El día 9 se contacta por televisión con los tripulantes y se les recuerda la necesidad de realizar los ejercicios.

Mars 3

Mars 3 (Марс 3)

 

Otros nombres del orbitador: 1971-049A, mars 3 Orbiter, 05252

Otros nombres del lander: 1971-049F

Fecha de lanzamiento: 28 de mayo de 1971

Hora de lanzamiento: 15:26:30 GMT

Masa seca en órbita: 2265 kg Orbitador // 358 kg Aterrizador

La sonda Mars 3 (también llamada Marsnik 3 o Marte 3) era una nave idéntica a la Mars 2, cada una con un módulo orbital y un módulo de descenso acoplado, desarrolladas en el marco del programa Mars de sondas soviéticas para la exploración de Marte. El principal objetivo del orbitador Mars 3 era la obtención de imágenes de la superficie marciana y de las nubes, determinar la temperatura, estudiar la topografía, composición y propiedades físicas de la superficie, así como medir las propiedades de la atmósfera, medir el viento solar y los campos magnéticos marciano e interplanetario. También actuaría como repetidor hacia la Tierra de las señales enviadas por el módulo aterrizador.

El principal objetivo científico del módulo de descenso Mars 3 era realizar un aterrizaje suave en Marte, devolver fotografías de la superficie y enviar datos de las condiciones meteorológicas, así como de la composición atmosférica y de las propiedades mecánicas y químicas del suelo. La sonda Mars 3 fue la primera que realizó un aterrizaje suave en la superficie de Marte.

Las naves

Entre los dos módulos tenían una masa total de 4.650 kilogramos en el momento del lanzamiento incluyendo el combustible. La altura de la nave era de 4,1 metros y llegaba hasta los 5,9 metros de envergadura con los dos paneles solares desplegados, mientras que el diámetro de la base era de dos metros. De la masa total, 3.440 kilogramos pertenecían al orbitador cargado de combustible y 1.210 kg eran del módulo de descenso también con el combustible cargado.

El sistema de propulsión estaba situado en la parte inferior del cuerpo cilíndrico de la nave que era el principal elemento de la sonda. Estaba formado por un tanque de combustible cilíndrico dividido en compartimentos para alojar el combustible y el oxidante. El motor estaba colocado en un soporte en la parte baja del tanque y el módulo de descenso estaba situado en la parte superior del bus del orbitador. Los dos paneles solares se extendían en los laterales del cilindro y una antena parabólica de 2,5 metros situada en el lateral junto a los radiadores servía para las comunicaciones en alta ganancia.

La telemetría era transmitida por la nave a 928,4 MHz. Los instrumentos y los sistemas de navegación estaban situados en la parte baja de la sonda y la antena para las comunicaciones con el aterrizador estaba anclada a los paneles solares. Además la nave llevaba tres antenas direccionales de baja potencia que se situaban cerca de la antena parabólica.

Instrumentación del orbitador

Los experimentos científicos se encontraban en su mayoría en compartimentos herméticamente sellados. La sonda mars 3 portaba:

– Un radiómetro infrarrojo de 1 kg de peso que trabaja entre las 8 y 40 micras para determinar la temperatura de la superficie marciana.

– Un fotómetro para realizar análisis espectrales por absorción de las concentraciones del vapor de agua atmosférico en la línea de las 1,38 micras.

– Un fotómetro infrarrojo.

– Un fotómetro ultravioleta para detectar el argón, oxígeno e hidrógeno atómico.

– Un sensor Lyman-alfa para detectar hidrógeno en la atmósfera superior.

– Un fotómetro de rango visible que estudiaba seis franjas estrechas entre las 0,35 y 0,70 micras.

– Un radiotelescopio y un radiómetro para determinar la reflectividad de la superficie y la atmósfera en el visible (0,3 a 0,6 micras) y la radio-reflectividad de la superficie en el rango de los 3,4 cm, así como la permeabilidad dieléctrica para determinar la temperatura de la superficie a 50 centímetros de profundidad.

– Un espectrómetro infrarrojo para medir la banda de absorción del dióxido de carbono en la banda de las 2,06 micras, para tener una estimación de la abundancia.

Además la sonda llevaba una cámara con una longitud focal de 350 milímetros para el ángulo estrecho y de 52 milímetros para el ángulo ancho, ambas en el mismo eje y con varios filtros de luz en rojo, verde, azul y ultravioleta. El sistema de imágenes devolvía fotografías escaneadas de 1000 x 1000 píxeles con una resolución entre los 10 y los 100 metros, obtenidas en un laboratorio de imagen que llevaba la sonda.

Se llevaron a cabo experimentos de radio-ocultación cuando las transmisiones de radio atravesaban la atmósfera, obteniendo nueva información sobre su estructura al observar la refracción de la señal. Durante el vuelo hasta Marte se realizaron medidas de los rayos cósmicos galácticos y de la radiación solar. Ocho sensores independientes de plasma electrostático estaban a bordo para determinar la velocidad, temperatura y composición del viento solar en el rango entre los 30 y los 10.000 eV. Un magnetómetro de tres ejes que servía para medir los campos magnéticos interplanetarios y marciano, estaba colocado en un brazo extensible situado en un panel solar.

Este orbitador llevaba además un experimento francés que no llevaba la sonda Marsnik 2. Se llamaba Spectrum-1 y servía para medir la radiación solar a longitudes de onda métricas, en conjunción con receptores en la Tierra para estudiar las causas de las erupciones solares. La antena del Spectrum-1 estaba montada en uno de los paneles solares.

La misión

La sonda mars 3 fue lanzada hacia Marte impulsada por la última etapa del cohete lanzador llamada Tyazheliy Sputnik (71-049C). Se realizó una maniobra de corrección de la trayectoria el día 8 de junio. El módulo orbital soltó el módulo de descenso (71-049F) unas 4 horas y 35 minutos antes de llegar a Marte el día 2 de diciembre de 1971 a las 09:14 GMT (MSD 34809, 11 Libra 192 Dariano).

El módulo de descenso entró en la atmósfera marciana a una velocidad de 5,7 kilómetros por segundo. Usando el frenado aerodinámico, los paracaídas y los retrocohetes, la sonda de descenso logró un aterrizaje suave a 45ºS y 158ºO y comenzó sus operaciones. Sin embargo, tras 20 segundos de trabajo los instrumentos se pararon por razones desconocidas, quizás como resultado de la masiva tormenta de polvo que estaba teniendo lugar en el momento del aterrizaje.

Mientras tanto el orbitador había sufrido una pérdida parcial de combustible y no tuvo el suficiente como para colocarse en la órbita planeada de 25 horas. El motor realizó un encendido que quedó truncado y colocó a la mars 3 en una órbita de 12 días y 19 horas de duración, con una inclinación de 48.9º.

Los orbitadores Marsnik 2 y mars 3 enviaron grandes cantidades de datos a nuestro planeta entre diciembre de 1971 y marzo de 1972, aunque las transmisiones continuaron hasta el mes de agosto. Se anunció que ambas sondas finalizaron sus operaciones el 22 de agosto de 1972, tras completar la sonda Marsnik 2 un total de 362 órbitas a Marte y un total de 20 órbitas la sonda mars 3. En total realizaron 60 fotografías.

Las imágenes obtenidas junto con los datos revelaron montañas de 22 kilómetros de altura, la presencia de oxígeno e hidrógeno atómico en la atmósfera superior, temperaturas en la superficie entre los -110°C y los +13 °C, presiones superficiales de entre 5,5 y 6 milibares, concentraciones de vapor de agua 5000 veces inferiores a las de la Tierra. También se detectó que la ionosfera marciana comenzaba entre los 80 y 110 kilómetros de altura y que se hallaban presentes granos de las tormentas de polvo hasta los 7 kilómetros de altura. Los datos permitieron la realización de mapas de relieve de la superficie, así como valiosa información sobre la gravedad y campos magnéticos de Marte.

Módulo de descenso

Modelo de la sonda de descenso.

Modelo de la sonda de descenso en el NPO Lavochkin Museum.

El módulo de descenso de la Mars 3 estaba situado en la parte del orbitador contraria al sistema de propulsión. Tenía forma de esfera de 1,2 metros de diámetro y un escudo de frenado de 2,9 metros de diámetro con forma cónica. El sistema de descenso lo formaban un conjunto de paracaídas y los retrocohetes. Cargado de combustible este módulo tenía un peso total de 1.210 kg, de los que la cápsula esférica tenía 358 kilogramos.

Un sistema de control automático consistente en pequeños motores de gas y contenedores presurizados de nitrógeno servían para controlar la orientación. Cuatro pequeños cohetes estaban colocados alrededor del cono para controlar el cabeceo y el balanceo durante el descenso. El paracaídas principal y el auxiliar, el motor para el aterrizaje y el altímetro radar estaban colocados en la parte superior del módulo. Se colocaron bloques de espuma aislante como protección para absorber el choque contra el suelo. La cápsula de aterrizaje tenía cuatro pétalos triangulares que se abrían tras el aterrizaje, para equilibrar la nave y dejar al descubierto los instrumentos.

Instrumentación del lander

El aterrizador llevaba como instrumentación científica:

– Dos cámaras de televisión que permitían obtener unas vistas de 360º de la superficie.

– Un espectrómetro de masas para estudiar la composición atmosférica.

– Sensores de temperatura, presión, composición y velocidad del viento

– Dispositivos para medir las propiedades mecánicas y químicas del suelo.

– Una pala mecánica para buscar compuestos orgánicos y signos de vida.

Cuatro antenas colocadas en la parte superior proporcionaban las comunicaciones con el orbitador a través de los sistemas de radio. La nave portaba baterías eléctricas que fueron cargadas por el orbitador justo antes de la separación. El control de la temperatura era mantenido usando aislantes térmicos y radiadores. La cápsula de aterrizaje fue esterilizada antes del lanzamiento para evitar la contaminación del ambiente marciano.

El rover

El aterrizador mars 3 portaba un pequeño robot con capacidad de moverse llamado PROP-M. El robot tenía una masa de 4,5 kilogramos y estaba unido al aterrizador por un cable para mantener las comunicaciones. El rover estaba diseñado para ‘andar’ usando un par de esquís que le permitían desplazarse hasta unos 15 metros, la longitud del cable. El rover portaba un penetrómetro dinámico y un medidor de radiación. El robot tenía forma de caja con una pequeña protuberancia en el centro. A cada lado de la caja se encontraban los esquíes, que elevaban ligeramente el robot sobre la superficie. Delante de la caja se encontraba una barra de detección de obstáculos. El rover debía desplegarse tras el aterrizaje, siendo portado por un brazo robótico que lo colocaría delante de las cámaras de televisión. Tras moverse un poco, debía realizar un análisis del suelo cada 1,5 metros. Las huellas dejadas en la superficie además servirían para conocer las características del terreno.

Desarrollo de la misión

El módulo de descenso se separó del orbitador el 2 de diciembre de 1971 a las 09:14 GMT. Quince minutos más tarde el motor de descenso fue encendido para colocar hacia delante el escudo de aerofrenado. A las 13:47 GMT el módulo entró en la atmósfera marciana a 5,7 km/s y con un ángulo menor de 10º. El paracaídas de frenado se desplegó correctamente y fue seguido por el paracaídas principal que frenó la nave hasta lograr una velocidad menor que la del sonido. Entonces el escudo térmico fue expulsado y se puso en marcha el radar de altimetría. A una altura de entre 20 y 30 metros y con una velocidad de entre 60 y 110 m/s se desconectó el paracaídas principal y se encendieron unos pequeños cohetes laterales que lo alejaron de la zona. Simultáneamente se encendieron los retrocohetes para frenar al máximo. Todo el proceso duró unos 3 minutos.

Mars 3 tocó la superficie a unos 20,7 m/s aproximadamente a 45ºS y 158ºO, en el cráter Ptolomeo (o Ptolemaeus), a las 13:50:35 GMT. Los absorbedores del choque dentro de la cápsula fueron diseñados para evitar el daño a los instrumentos. Los cuatro pétalos de la cubierta se abrieron y la sonda comenzó a transmitir datos hacia el orbitador Mars 3 a las 13:52:05 GMT, unos 90 segundos tras el aterrizaje.

Unos 20 segundos después, a las 13:52:25, la transmisión cesó por completo por causas desconocidas y no se recibieron más señales desde la superficie marciana. Se desconoce si los fallos estaban en el aterrizador o en el sistema repetidor del orbitador. En ese escaso tiempo se pudo lograr una panorámica parcial de una imagen que no mostraba detalles y con una iluminación muy baja de unos 50 lux. La causa del fallo podría estar relacionada con la poderosa tormenta de arena que tenía lugar en el momento del aterrizaje que podría haber inducido una descarga eléctrica, dañando el sistema de comunicaciones y lo que también explicaría la poca iluminación de la imagen.

Nave M-71P. 1- motor de frenado TKDU; 2- antenas del magnetómetro; 3- módulo de instrumentos; 4- sistema de orientación; 5- antena del experimento francés STEREO; 6- antena de alta ganancia; 7- vehículo de aterrizaje; 8- radiadores; 9- panel solar; 10- toberas de los motores de actitud; 11- toberas de los motores de estabilización; 12- tanques del sistema de propulsión; 13- sistemas electro-ópticos del sistema de navegación; 14- antena de baja ganancia; 15- mecanismo electro-óptico de navegación. (NPO Lávochkin).

Los restos se localizaron en 2012, información en:

https://danielmarin.naukas.com/2013/04/11/encontrada-la-sonda-sovietica-mars-3/

Mars 2

Organización:  Unión Soviética

Tipo de misión: Aterrizaje

Satélite de: Marte

Lanzamiento: 19 de mayo de 1971

NSSDC ID: 1971-045A (Marsnik 2 Orbiter, 05234)

Masa: 2265 kg Orbitador // 358 kg Aterrizador

La sonda Mars 2 (también llamada Marsnik 2 o Marte 2) (en ruso: Марс-2) fue una sonda espacial lanzada por la Unión Soviética en 1971 hacia el planeta Marte. Los principales objetivos del orbitador Marsnik 2 eran los mismos que los de la Mars 3. Era idéntica a la Mars 3, cada una con un módulo orbital y un módulo de descenso acoplado.

El principal objetivo científico del módulo de descenso Marsnik 2 era realizar un aterrizaje suave en Marte. La secuencia de descenso del aterrizador falló y la nave impactó contra la superficie.

Las naves

Entre los dos módulos sumaban una masa total de 4.650 kg en el momento del lanzamiento, incluyendo el combustible. La altura de la nave era de 4,1 m y llegaba hasta los 5,9 m de envergadura con los dos paneles solares desplegados, mientras que el diámetro de la base era de 2 m. De la masa total, 3440 kg pertenecían al orbitador cargado de combustible y 1210 kg eran del módulo de descenso también con el combustible cargado.

El sistema de propulsión estaba situado en la parte inferior del cuerpo cilíndrico de la nave que era el principal elemento de la sonda. Estaba formado por un tanque de combustible cilíndrico dividido en compartimentos para alojar el combustible y el oxidante. El motor estaba colocado en un soporte en la parte baja del tanque y el módulo de descenso estaba situado en la parte superior del bus del orbitador. Los dos paneles solares se extendían en los laterales del cilindro y una antena parabólica de 2,5 m situada en el lateral junto a los radiadores servía para las comunicaciones en alta ganancia.

La telemetría era transmitida por la nave a 928,4 MHz. Los instrumentos y los sistemas de navegación estaban situados en la parte baja de la sonda y la antena para las comunicaciones con el aterrizador estaba anclada a los paneles solares. Además la nave llevaba tres antenas direccionales de baja potencia que se situaban cerca de la antena parabólica.

Desarrollo de la misión

La sonda “Marte 2” (o Marsnik 2) fue lanzada hacia Marte impulsada por la última etapa del cohete lanzador llamada Tyazheliy Sputnik (71-045C). Se realizaron dos maniobras de corrección de la trayectoria los días 17 de junio y 20 de noviembre. El módulo orbital soltó el módulo de descenso unas 4.30 h antes de llegar a Marte el 27 de noviembre de 1971.

La nave entró en la atmósfera marciana a una velocidad de 6 km/s y en un ángulo más acentuado de lo previsto. La secuencia de descenso quedó alterada, provocando un fallo en el sistema de descenso que hizo que los paracaídas no se desplegaran, por lo que el aterrizador se estrelló contra el suelo marciano a 4º Norte y 47º Oeste, en la zona oeste de Hellas Planitia. Aunque de forma accidentada, el módulo de aterrizaje Marsnik 2 fue el primer objeto fabricado por el ser humano en alcanzar la superficie marciana.

A hombros de gigantes. Ciencia y tecnología: https://www.facebook.com/ahombrosdegiga/

La exploración espacial de Marte comenzó en el contexto de la carrera espacial entre Estados Unidos y la Unión Soviética a la que dio lugar la Guerra Fría entre estos dos países

El Programa Mars (del ruso Марс, también llamado a veces Marte o Marsnik) fue una serie de sondas enviadas por la Unión Soviética a Marte a partir de 1960, algunas lanzadas inicialmente bajo los nombres genéricos Kosmos, Korabl o Sputnik y renombradas posteriormente en función de su éxito o fracaso.

La Mars 1 lanzada el 1 de noviembre de 1962, sería una sonda automática interplanetaria, la primera del programa soviético de sondas a Marte.

Volaría a una distancia de 11.000 km del planeta y tomaría fotos de la superficie y mandaría información sobre la radiación cósmica, impactos de micrometeoritos, sobre el campo magnético de Marte, radiación en el ambiente, estructura de la atmósfera, y posibles componentes orgánicos presentes.

Se mantuvieron 61 transmisiones de radio con intervalos cada 2 días. El 21 de marzo de 1963 cuando la nave se encontraba a 106.760.000 km de la Tierra cesó la comunicación, debido a fallos de la antena de transmisión.

En los años 1964-1965, la Unión Soviética lanzó a Marte las sondas Zond 2 y Zond 3. Posteriormente, en 1988, lanzaría con participación europea las sondas Fobos 1 y 2, la última aproximación de la URSS a Marte hasta su disolución en 1991.

Años después de la conclusión del programa Mars en 1973, la Rusia post-soviética lanza la Mars 96 (a veces llamada Mars 8), el 16 de noviembre de 1996, destruida en el despegue.

El principal objetivo del orbitador Mars 2 era la obtención de imágenes de la superficie marciana y de las nubes, determinar la temperatura, estudiar la topografía, composición y propiedades físicas de la superficie, así como medir las propiedades de la atmósfera, medir el viento solar y los campos magnéticos marciano e interplanetario. También actuaría como repetidor hacia la Tierra de las señales enviadas por el módulo aterrizador.

El principal objetivo científico del módulo de descenso de la Mars 2 era realizar un aterrizaje suave en Marte, devolver fotografías de la superficie y enviar datos de las condiciones meteorológicas, así como de la composición atmosférica y de las propiedades mecánicas y químicas del suelo

Muy poco después, el 2 de diciembre de 1971, la sonda soviética Mars 3, lanzada el 28 de mayo de 1971, se convertía en el primer artefacto humano en alcanzar Marte de forma satisfactoria, al descender de forma controlada sobre el planeta, y el primero capaz de enviar datos desde su superficie, incluida la primera fotografía tomada desde el planeta rojo.

Ranas

Dos ranas toro fueron lanzadas en una misión de ida en el satélite orbital Frog Otolith, el 9 de noviembre de 1970, para tratar de entender el proceso motriz degenerativo causado por la ingravidez, (la palabra otolitos se refiere a un mecanismo del oído interno para el control de equilibrio). Los investigadores fueron capaces de recoger los datos neurofisiológicos que querían, pero la nave no fue recuperada.

https://www.google.es/search?source=hp&ei=zu1AW_qtK8zikgXp3ZKIDQ&q=sat%C3%A9lite+orbital+Frog+Otolith&oq=sat%C3%A9lite+orbital+Frog+Otolith&gs_l=psy-ab.3..33i22i29i30k1.1755.1755.0.2387.2.1.0.0.0.0.120.120.0j1.1.0….0…1c.1.64.psy-ab..1.1.120.0…0.shVKaNooGCI

De la web anterior, más información en ella.

Orbiting Frog Otolith

Orbiting Frog Otolith / OFO 1

La nave espacial Orbiting Frog Otolith (OFO)

Tipo de misión: Biociencia

Operador: NASA

ID COSPAR: 1970-094A

SATCAT no.: 04690

Duración de la misión: 6 días

Misión: OFO-A

Fecha: 9-15 de noviembre de 1970 (no recuperado)

Objetivos de investigación de ciencias de la vida: Estudiar el efecto de la microgravedad en el órgano vestibular

Investigaciones de Ciencias de la Vida: Neurociencia (OFO-1.1, 1.2, 1.3)

Organismos estudiados: Rana catesbeiana (rana toro)

Hardware de vuelo: Paquete de experimento de rana Otolith (FOEP); Sistema de soporte de vida FOEP (LSS)

Cohete: Scout B S174C

Sitio de lanzamiento: Wallops LA-3A

Configuración LV:Scout B S178C

Propiedades de naves espaciales

Fabricante: Centro de investigación de Ames

Lanzamiento de masa: 132.9 kilogramos (293 lb)

Dimensiones: 1.68 × 0.76 m (5.5 × 2.5 pies)

Una rana toro (Rana catesbeiana), la especie que viajó en el vuelo OFO-A

Parámetros orbitales

Sistema de referencia: Geocéntrico

Régimen: Tierra baja

Excentricidad: 0.02009

Perigeo: 300 kilómetros (190 millas)

Apogeo: 574 kilómetros (357 mi)

Inclinación: 37.3981º

Período: 93.3 minutos

RAAN: 223.1857º

Argumento del perigeo: 136.8142º

Lanzamiento de la cápsula Orbiting Frog Otolith (OFO)

Un cohete Scout B, como este, lanzó el OFO.

El Orbiting Frog Otolith (OFO) fue un programa espacial de la NASA que envió dos ranas toro a la órbita el 9 de noviembre de 1970 para el estudio de la ingravidez. El nombre, derivado a través del uso común, era una descripción funcional del experimento biológico llevado a cabo por el satélite. Otolith se refirió al mecanismo de equilibrio del oído interno de la rana.

El Programa Orbiting Frog Otolith fue parte del programa de investigación de la Oficina de Investigación Avanzada y Tecnología (OART) de la NASA. Uno de los objetivos de OART era estudiar la función del sistema vestibular en el espacio y en la Tierra. El experimento fue diseñado para estudiar la adaptabilidad de los otolitos a la ingravidez sostenida, para proporcionar información para el vuelo espacial tripulado. El otolito es una estructura en el oído interno que está asociada con el control del equilibrio: aceleración con respecto a la gravedad como su entrada sensorial primaria.

El experimento Frog Otolith (FOE) fue desarrollado por Torquato Gualtierotti de la Universidad de Milán, Italia, cuando fue asignado al Centro de Investigación Ames como investigador asociado residente patrocinado por la Academia Nacional de Ciencias.^{[citación necesitada]} Originalmente planeado en 1966 para ser incluido en una misión temprana de Apolo, el experimento se aplazó cuando esa misión se canceló. A fines de 1967, se autorizó la órbita de la FOE cuando se podía diseñar una nave espacial de apoyo. El proyecto, que forma parte del programa de Sistemas de Factor Humano de la NASA, fue oficialmente designado como “OFO” en 1968. Luego de una serie de retrasos, OFO fue lanzado a órbita el 9 de noviembre de 1970.

Después de la exitosa misión OFO-A en 1970, el interés en la investigación continuó. Un proyecto llamado Investigación de función vestibular se inició en 1975 para realizar un experimento vestibular en una nave espacial en órbita terrestre. Este proyecto de vuelo finalmente se suspendió, pero se realizaron varios estudios en el terreno. La investigación ha dado lugar a varias ramificaciones muy útiles, incluida la instalación de investigación vestibular en tierra ubicada en ARC.^{[citación necesitada]}

OFO no debe confundirse con siglas similares que describen la serie de naves espaciales del Observatorio de órbitas, como el Observatorio Geofísico Orbital (OGO), el Observatorio Solar en órbita (OSO) y el Observatorio Astronómico Orbital (OAO).

La nave espacial OFO

Diagrama del vehículo de lanzamiento Scout B

El experimento OFO fue diseñado originalmente para volar dentro del Programa de Aplicaciones Apollo, que se estableció para hacer un uso óptimo del hardware utilizado en las misiones lunares Apolo. Sin embargo, debido a que los bajos niveles de aceleración necesarios para el experimento no podían mantenerse fácilmente en una nave espacial Apollo tripulada, un satélite no tripulado se eligió más tarde como un vehículo más adecuado. El diseño del satélite eliminó las exposiciones a niveles de aceleración superiores a 10^{-3 g} (10 mm/s²). Esto significaba que los especímenes experimentales podrían experimentar un estado casi sin peso.

La nave espacial tenía un diámetro de aproximadamente 30 pulgadas (760 mm) y una longitud de 47 pulgadas (1.190 mm). ^{[cita requerida]} La sección inferior octogonal de la nave espacial albergaba el aparato electrónico. La sección superior, que contenía el paquete del experimento, tenía la forma de un cono truncado. Un escudo de calor que cubre esta sección superior protegió el experimento durante el reingreso a la atmósfera de la Tierra. Un ensamblaje de giro del yo-yo estaba ubicado alrededor de la circunferencia de la nave espacial. Cuatro barreras, dobladas contra el costado de la nave espacial, estaban ubicadas radialmente alrededor del satélite. Después de que la nave espacial se separó del vehículo de lanzamiento, el subsistema yo-yo despin ralentizó la rotación de la nave espacial. Los cuatro brazos fueron liberados para extenderse desde el costado de la nave espacial. La extensión de los brazos aumentó el momento de inercia de la nave espacial, permitiendo que el nivel de aceleración permanezca por debajo de ^{10-3 g.[citación necesitada]}

Orbiting Frog Otolith-A

Dos ranas toro americanas (Rana catesbeiana) se usaron como sujetos experimentales en el experimento de vuelo. La rana toro fue elegida para el estudio porque su laberinto del oído interno es muy similar al de los humanos. Dado que es un anfibio, la cirugía de verificación previa podría realizarse sobre el agua, pero podría mantenerse en agua durante el vuelo. El medio acuoso sirvió para amortiguar la vibración y la aceleración del lanzamiento, y para facilitar el intercambio de gases con los organismos.

Ambas ranas de vuelo tenían electrodos de electrocardiograma (ECG) implantados en sus cavidades torácicas y microelectrodos implantados en sus nervios vestibulares. Las ranas fueron demotorizadas cortando los nervios de sus extremidades para evitar que se desalojen sus electrodos implantados y para reducir sus tasas metabólicas.^[1] Con esta actividad metabólica disminuida, las ranas podrían sobrevivir con buena salud sin ser alimentadas durante un mes. La inmersión en agua permitió que las ranas respiraran a través de su piel. El medio de agua también ayudó a alejar el dióxido de carbono y el calor de los animales.

Hardware

La unidad de hardware de vuelo, el FOEP, era un recipiente hermético a presión que contenía una centrífuga llena de agua que albergaba a las dos ranas. La centrífuga era una estructura cilíndrica que rotaba las cabezas de las ranas a intervalos programados.^{[citación necesitada]} El FOEP también contuvo un sistema de soporte de vida que podría mantener un ambiente regulado para las ranas. Este sistema consistía en dos circuitos cerrados, uno que contenía líquido y el otro contenía gas. La interfaz entre los dos bucles era una goma de silicona selectivamente permeable que actuaba como un pulmón artificial. El oxígeno pasaba a través de la membrana del lado del gas al lado líquido, y el dióxido de carbono del lado líquido al lado del gas. Las ranas estaban sumergidas en el circuito de líquido. Una bomba hizo circular oxígeno a través del bucle que contenía gas. El dióxido de carbono que entraba en el circuito de gas se eliminó mediante un absorbente y el oxígeno purificado volvió a la bomba para su recirculación. Un evaporador de agua y un calentador eléctrico mantuvieron la temperatura del agua a aproximadamente 60 ° F (15 ° C). Un sistema amplificador en el FOEP aumentó la salida de voltaje de los microelectrodos implantados en los animales al nivel requerido por el aparato de telemetría.

Operaciones

Un dibujo de cómo una rana toro equipada con electrodos se iba a sentar dentro de la centrífuga del paquete de experimentos de rana otolito.

La preparación quirúrgica de las ranas de vuelo se completó unas 12 horas antes del lanzamiento, y los animales se sellaron dentro del FOEP. También se preparó un FOEP de respaldo con muestras similares. El vuelo FOEP se instaló en el satélite unas tres horas antes del lanzamiento.

La centrífuga se activó lo antes posible una vez que el satélite estaba en órbita y se estabilizó a ^{10-3 g} (10 mm/s²). La centrífuga aplicó estímulos de gravedad en ciclos. Cada ciclo duró aproximadamente 8 minutos, y consistió en lo siguiente: un período de 1 minuto sin aceleración, un período de 8 segundos cuando comenzó lentamente la rotación, 14 segundos de constante 0,6 g (6 m/s²), un período de 8 segundos cuando la rotación se detuvo lentamente, y un período de 6 minutos cuando se pudieron medir los efectos de la rotación.^{[cita requerida]} Los ciclos se realizaron cada 30 minutos durante las 3 horas iniciales en órbita, y con menor frecuencia durante el resto del vuelo.

El experimento OFO continuó hasta el séptimo día en órbita, momento en el que falló la batería incorporada. La recuperación de la nave espacial OFO y el hardware FOEP no eran necesarios.

Resultados

El experimento fue exitoso. Los índices de electrocardiografía (ECG) mostraron que las ranas de vuelo gozan de buena salud durante todo el vuelo. Las grabaciones vestibulares se realizaron como se esperaba. Dos fallas de funcionamiento del equipo ocurrieron durante el vuelo: la presión en el recipiente aumentó a 11 libras por pulgada cuadrada (76 kPa), y la temperatura disminuyó a 55 ° F (13 ° C) durante nueve horas. Sin embargo, los experimentos de control realizados sobre el terreno mostraron que estas disfunciones tuvieron poco efecto sobre el resultado del experimento de vuelo.

Varios cambios de respuesta vestibular se observaron durante el período inicial en ingravidez.^{[cita requerida]} Todos los cambios observados volvieron a la normalidad durante las últimas 10 a 20 horas del vuelo, lo que sugiere una aclimatación.^{[citación necesitada]}

Paquete de experimento de rana Otolith (FOEP)

Orbiting Frog Otolith (OFO) con barreras. Los auges aumentaron el momento de inercia.

Paquete de experimento de rana Otolith

El paquete de experimentos de rana Otolith (FOEP) contiene todos los aparatos necesarios para asegurar la supervivencia de dos ranas. Las muestras se alojan en una centrífuga autocontenida llena de agua que suministra la aceleración de prueba durante la órbita. Las ranas están desmotivadas para evitar el desplazamiento de los electrodos implantados y para reducir su tasa metabólica.

Sistema de soporte vital (LSS): el LSS mantiene un entorno regulado dentro del FOEP para asegurar la supervivencia y el funcionamiento normal de dos ranas demotorizadas. El mamparo inferior de la estructura del conjunto interno proporciona espacio de montaje para todos los equipos de soporte de vida.

Las dimensiones del paquete eran de 18 pulgadas (457 mm) de diámetro × 18 de largo, pesaba 91 lb (41 kg) cuando se cargaban. La adquisición de datos consistió en ECG, temperatura corporal y actividad vestibular. También había una unidad de prueba FOEP basada en tierra que el FOEP podría conectarse a prueba de vuelo para la ventilación y la verificación de las condiciones ambientales antes de la carga en la nave espacial.

Recipiente

La carcasa exterior del FOEP es un cartucho hermético a presión de 18 1/16 pulgadas (458.8 mm) de diámetro y 18½ pulgadas (470 mm) de largo. El cierre inferior y la tapa superior extraíble están ambos ligeramente abovedados para evitar la implosión si se producen inversiones de presión. La estructura del conjunto interno está sujeta a un anillo de soporte aproximadamente a 6 pulgadas del fondo del recipiente y consiste en mamparos superiores e inferiores unidos por un cilindro. Los recortes en el cilindro permiten el acceso a la centrífuga, que alberga las ranas. Cerca de la parte superior del recipiente hay dos receptáculos de alimentación eléctrica para la fuente de alimentación y la línea de datos.

Centrífuga

La centrífuga es un cilindro hueco de 6 pulgadas de diámetro y 13.5 pulgadas de largo con ambas tapas en su lugar. El cilindro está montado perpendicular al bote y apoyado por cojinetes de bolas alojados en los mamparos superior e inferior. El eje de rotación de la centrífuga está formado por ejes ubicados centralmente en el plano vertical en ángulo recto con respecto al cilindro, sostenidos por los cojinetes de bolas. Las tapas finas con cúpulas poco profundas están atornilladas a cada extremo de la centrífuga con juntas de goma intermedias para evitar fugas. En el centro de cada tapa hay un accesorio que permite que las muestras de ranas estén completamente equipadas y montadas directamente en las tapas de los extremos antes de insertarlas en la centrífuga e sumergirlas. El agua sirve de amortiguador para las altas aceleraciones y vibraciones del lanzamiento y como medio para el intercambio de gases a través de la piel de las ranas. La centrífuga se bloquea en su posición y no se libera hasta que la órbita de la nave espacial esté completamente estabilizada. El motor que impulsa la centrífuga está montado en el mamparo superior. Los amplificadores de señal y un acelerómetro están montados en la centrífuga.

Electrodo de flotabilidad neutra

El microelectrodo consiste en una sonda de alambre de tungsteno de 50 μm de diámetro, afilada eléctricamente hasta un punto de menos de 1 μm de diámetro y completamente aislada de la punta. Una burbuja de aire atrapada en el tubo de polietileno que contiene la sonda agrega flotabilidad y hace que el electrodo tenga la misma densidad que el nervio en el que se implanta, lo que permite que los dos se muevan juntos. Una sección de parafina se usa para conectar el electrodo a un mango que se usa solo durante el proceso de implantación y luego se retira. Los impulsos nerviosos detectados por los microelectrodos se alimentan a un preamplificador conectado directamente a la mandíbula de la rana, y pasan a un amplificador de datos posteriores para la telemetría de la nave espacial.

Sistema de soporte de vida (LSS)

Sistema de soporte vital (LSS)

El sistema de soporte de vida (LSS) del paquete de experimento de rana Otolith (FOEP) mantiene un entorno regulado dentro del FOEP para asegurar la supervivencia y el funcionamiento normal de las muestras experimentales. El LSS está diseñado para cumplir con los requisitos fisiológicos de dos ranas demotorizadas que pesan 350 g (12 oz) cada una. Las ranas se desmotivan cortando los nervios de las extremidades, lo que reduce su tasa metabólica. En esta condición, las ranas no requieren respiración artificial y pueden mantenerse sanas sin alimentarse, durante un mes. Después de instalarse en la centrífuga, las ranas se sumergen completamente en agua, que sirve como medio para el intercambio de oxígeno y dióxido de carbono y el calor a través de la piel de la rana.

El LSS consiste principalmente en dos circuitos cerrados: uno que contiene líquido y el otro que contiene gas. El mamparo inferior de la estructura del conjunto interior proporciona espacio de montaje para todos los equipos LSS. El sistema de suministro de oxígeno opera a través de estos bucles e incluye una botella de oxígeno con capacidad de 4,5 cm³, un regulador y reductor de presión, un pulmón artificial, un absorbedor de CO ₂ y suministro de agua. El control limitado sobre la temperatura del ambiente de las ranas está disponible por medio de un evaporador / calentador de agua.

Pulmón artificial

La interfaz entre los bucles se produce en una membrana selectivamente permeable de caucho de silicona que separa el líquido y el gas. Esta membrana, llamada pulmón, pasa oxígeno desde el circuito de gas al ciclo de líquido y el CO2 desde el circuito de líquido al circuito de gas.

Lazo líquido

Las ranas, alojadas en la centrífuga, están en el circuito de líquido. Pasando del pulmón a las ranas, el circuito contiene agua y oxígeno disuelto; pasando de las ranas al pulmón, contiene agua y CO ₂ libre. Una doble capa de espuma de poliuretano que recubre el interior de la centrífuga evita que la materia residual de las ranas ensucie el sistema de circulación del agua. El agua circula por el circuito de líquido con una pequeña bomba y debe pasar a través del filtro antes de salir de la centrífuga.

Bucle de gas

El circuito de gas consiste en un circuito en el mamparo inferior a través del cual circula una bomba pequeña. La bomba suministra oxígeno puro al pulmón, donde parte del mismo pasa al circuito de líquido, mientras que el resto se mezcla con el CO ₂ proveniente del circuito de líquido. Desde el pulmón, la mezcla de oxígeno-CO ₂ se pasa a través de un lecho de Baralyme que absorbe el CO ₂ . El oxígeno puro es devuelto desde el Baralyme a la bomba y recirculado. El suministro de oxígeno se repone con el gas del pequeño tanque de oxígeno.

Evaporador / calentador

Aumentado por el entorno térmico de la nave espacial, el evaporador de agua y el calentador eléctrico de 8 vatios mantendrán la temperatura del agua a 60 ± 5 ° F (15.5 ± 3 ° C). El suministro de agua para el evaporador está contenido en una vejiga de caucho sostenida por un anillo en el recipiente inmediatamente arriba del domo inferior. Cuando la temperatura del agua excede los 60 ° F nominales, un comando de tierra acciona un circuito de temporización que opera una válvula. Como resultado de la presión ambiental dentro del bote, se fuerza el agua desde la vejiga a través de la válvula y hacia el evaporador. Las cargas de calor internas se transfieren a través de un intercambiador de calor al evaporador y se disipan al evaporar el agua.

Luna 16

Coordenadas: 0°40′48″S 56°18′0″E

Luna 16

Información general

Organización: Unión Soviética

Contratos principalesV: GSMZ Lavochkin

Satélite de: La Luna

Ingreso en órbita: 17 de septiembre 1970

Fecha de lanzamiento: 12 de septiembre 1970 13:25:53 UTC

Vehículo de lanzamiento: Proton 8K82K + Blok D

Sitio de lanzamiento: Cosmódromo de Baikonur

Reingreso: 24 de septiembre 1970 05:25 UTC

Vida útil: 12 días

Aplicación: Retorno de muestras lunares

Masa: 5.600 kg (12.000 libras)

NSSDC ID: 1970-072A

 

Elementos orbitales

Semieje mayor: 6,488.8 km (4,032.0 km)

Excentricidad: 0

Inclinación: 70°

Período orbital: 119 minutos

Apoastro: 111 kilómetros (69 millas)

Periastro: 111 kilómetros (69 millas)

Órbitas diarias: ~36

 

Equipamiento

Instrumentos principales

Sistema de imagen fotográfica estéreo, brazo de distancia para la toma de muestras, detector de radiación

El Luna 16 (Ye-8-5 series) fue una misión espacial no tripulada perteneciente al programa Luna de la Unión Soviética, siendo la primera sonda robótica que aterrizó en la Luna y regresó con muestras de suelo lunar a la Tierra.¹​ Esta representó la primera misión lunar de retorno de muestras de la Unión Soviética, y fue la tercera misión lunar de retorno de muestras en general, después de las misiones del Apollo 11 y Apollo 12.

La nave espacial consistía en dos etapas adjuntas: una etapa de ascenso, montada en la parte superior de una etapa de descenso. La etapa de descenso era un cuerpo cilíndrico con cuatro patas de aterrizaje que sobresalían del fuselaje, depósitos de combustible, un radar de aterrizaje y un complejo motor de descenso dual.

Un motor principal de descenso se utilizó para frenar la nave hasta llegar a un punto que fue determinado por el ordenador de a bordo sobre la base de la altitud y la velocidad de corte. Después del corte se utilizó un banco de chorros de empuje más pequeños para el aterrizaje final. La etapa de descenso también actuó como plataforma de lanzamiento para la fase de ascenso.

Por su parte, la etapa de ascenso era un cilindro más pequeño con una punta redondeada. Llevaba un contenedor cilíndrico de muestras de suelo sellado herméticamente dentro de una cápsula de reentrada.

La etapa de descenso de la nave estaba equipada con una cámara de televisión, monitores de radiación y temperatura, equipos de telecomunicaciones, y un brazo extensible con un equipo de perforación para la toma de una muestra del suelo lunar.

Luna 16

Aterrizador lunar de la misión Luna 16.

La estación automática Luna 16 fue lanzada hacia la Luna desde una órbita preliminar de la Tierra y después de una corrección a medio curso el 13 de septiembre, entró el 17 de septiembre de 1970 en una trayectoria circular (situándose a 111 kilómetros de altura y con una inclinación de 70° respecto al plano de la órbita lunar).

La gravedad de la Luna fue estudiada desde esta órbita. Después de dos ajustes orbitales que se realizaron el 18 de septiembre y el 19 de septiembre, el ápside se redujo a 15,1 kilómetros, así como se alteró la inclinación de la nave en preparación para el alunizaje. A las 05:12 UT el 20 de septiembre, el motor principal de frenado fue encendido, iniciando el descenso hacia la superficie lunar. Seis minutos después, a las 05:18 UT, la nave aterrizó con suavidad en la zona de destino, a 0°41′ de latitud sur y 56°18′ de longitud este, en la zona noreste del Mar de la fertilidad a unos 100 kilómetros al este del cráter Webb. Este fue el primer alunizaje realizado de noche, ya que el sol se había puesto unas 60 horas antes. El motor principal de sustentación fue apagado a una altura de 20 m, y los jets de aterrizaje fueron apagados a 2 m de altura con una velocidad inferior a 2.4 m/s, produciéndose a continuación una caída libre vertical. La masa de la nave espacial en aterrizar fue de 1.880 kilogramos. Menos de una hora después del alunizaje, a las 06:03 UT, un taladro automático penetró la superficie lunar para recoger una muestra de suelo. Después de la perforación durante 7 minutos, el taladro se detuvo al alcanzar los 35 centímetros de profundidad y luego retiró la muestra y la levantó en un arco a la parte superior de la nave espacial, depositando el material lunar en una pequeña cápsula esférica montada en el bus principal de la nave. La columna de regolito en el tubo de perforación se transfirió a continuación al recipiente de muestra de suelo.

Finalmente, después de 26 horas y 25 minutos en la superficie lunar (a las 07:43 UT el 21 de septiembre), la etapa superior de la nave despegó de la Luna. La etapa más baja del Luna 16 permaneció en la superficie lunar y continuó la transmisión de la temperatura lunar y datos de radiación. Tres días después, el 24 de septiembre, después de una travesía de subida directa sin correcciones sobre la marcha, la cápsula, con sus 101 gramos de suelo lunar, volvió a entrar en la atmósfera terrestre a una velocidad de 11 kilómetros por segundo. La cápsula tomó tierra con un paracaídas unos 80 kilómetros al sureste de la ciudad de Jezkazgan en Kazajstán a las 05:25 UT el 24 de septiembre de 1970. El análisis del material de basalto oscuro indica una estrecha semejanza con el suelo recuperado por la misión Apolo 12.

Según el Observatorio de Bochum en Alemania, la nave espacial envió imágenes de televisión nítidas y de buena calidad. El Luna 16 fue un éxito histórico para los soviéticos en su programa de exploración del espacio profundo, siendo esta misión la primera recuperación totalmente automática de muestras de suelo de la superficie de un cuerpo extraterrestre.

Legado

Misión lunar	Muestras recibidas	Año
Luna 16	101 g	1970
Luna 20	55 g	1972
Luna 24	170 g	1976

Tres pequeñas muestras de suelo (0,2 gramos) del Luna 16 fueron vendidas en una subasta en Sotheby por 442.500 dólares en 1993.²​ Las muestras son el único material de retorno lunar en manos privadas durante el siglo XX.²​ Otras muestras de la luna poseídas por manos privadas son meteoritos lunares de diversa calidad y autenticidad, y otras rocas lunares extraviadas del programa Apolo, posibles cuestiones jurídicas aparte.

Una serie de 10 sellos postales se emitieron en 1970 para conmemorar el vuelo de la sonda lunar Luna 16 y representa las principales etapas del programa: aterrizaje suave en la Luna, el lanzamiento de la cápsula de retorno de muestras del suelo lunar, y el paracaídas de aterrizaje asistido en la Tierra.

Enlaces externos

• Wikimedia Commons alberga una categoría multimedia sobre Luna 16.
• Esta obra contiene una traducción completa derivada de Luna 16 de Wikipedia en inglés, publicada por sus editores bajo la Licencia de documentación libre de GNU y la Licencia Creative Commons Atribución-CompartirIgual 3.0 Unported.
• Zarya The Mission of Luna 16.
• Luna 16 Digital Lunar Orbiter Photographic Atlas of the Moon.