En este capítulo se han presentado los condicionantes técnicos que impone una misión en la superficie de Marte. Se han introducido primero los aspectos generales del entorno ambiental de cualquier misión espacial, como los relacionados con las vibraciones o la pérdida de presión y la exposición al vacío, centrándonos después en los aspectos relativos al entorno de radiación, característica propia del entono espacial. Se ha descrito la importancia de dicho entorno de radiación y sus posibles efectos en los componentes y sistemas espaciales como lo es el sensor objeto de este trabajo. Por último, se ha profundizado en el ambiente que encontramos una vez en la superficie de Marte, donde otros aspectos como los elevados gradientes térmicos diarios o la presencia de polvo suspendido en la atmósfera, introducen nuevos riesgos para los sistemas que han de operar expuestos a ella.
Todo lo anterior da en cierto modo la clave del relativo porcentaje de éxito que nuestra carrera espacial ha conseguido en la exploración del planeta Marte. Si la dificultad inherente a cada misión de exploración planetaria fue parcialmente olvidada tras los grandes éxitos de las últimas misiones (especialmente los MER y MSL), los fallos de Phobos Grunt y Schiaparelli, e incluso la necesidad de suspender el lanzamiento de InSight en 2016, nos han hecho retomar plena conciencia de una realidad innegable, y es que lanzar varias toneladas desde la Tierra a gran velocidad,
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cruzar millones de kilómetros por el espacio hasta dar con un pequeño planeta, maniobrar para insertarse en órbita en torno a él y, por fin, entrar en su atmósfera y aterrizar suavemente, supone una misión de extrema complejidad tras la cual tan sólo comienza otra: la operación en el inhóspito entorno de su superficie de los vehículos e instrumentos científicos allí amartizados.
DREAMS-SIS Optical Head
Modelo de campo del sensor acoplado a una réplica del mástil de DREAMS con el resto de sensores, utilizado para las pruebas de caracterización de interferencias por el lander.
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PLANTEAMIENTO DEL SENSOR
El presente capítulo detalla los objetivos científicos que se propuso perseguir con DREAMS- SIS, y el consiguiente diseño conceptual del sensor que se ideó para dar respuesta a dichos objetivos, atendiendo a las enormes limitaciones técnicas impuestas sobre DREAMS (muy especialmente la masa disponible), por el propio diseño del módulo de descenso Schiaparelli. Además de presentar el diseño conceptual al que se llegó y las soluciones adoptadas para ello, se hará énfasis también en los métodos propuestos para el posterior procesado de los datos (retrieval) y se mostrará la capacidad del sensor de dar respuesta a los objetivos científicos planteados para ExoMars 2016.
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4.1
Introducción
El proyecto “MetNet Precursor”, supuso el inicio de la actividad investigadora del
Laboratorio de Optoelectrónica del INTA en el desarrollo de instrumentación científica para Marte. Esta misión, cuyo origen data de principios de siglo, estaba constituida por un equipo finlandés del FMI (Finish Meteorológical Institute) y por otro ruso, con investigadores del Instituto de Investigación Espacial de la Academia de Ciencias Rusas (IKI/RAN) y del Centro de Investigación Espacial Ruso (Роскосмос- ROSCOSMOS).
El proyecto se desarrollaba en el ámbito de la misión rusa Phobos Grunt Sample Return, donde se incluía una pequeña sonda MetNet [HAR 17]. Esta ambiciosa misión rusa consistía en una gran nave que tenía como misión principal orbitar Fobos (la luna mayor de Marte), para realizar estudios de este astro, orbitándolo e incluso aterrizando en su superficie para tomar muestras (200 gramos), y regresar a la Tierra para poder analizarlas en laboratorios con instrumentación avanzada.
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Como era necesario orbitar Marte antes que Fobos, para perder velocidad usando su gravedad, se aprovechaba ese momento para desplegar las misiones secundarias (Figura 4-2) MetNet y un orbitador chino llamado Luciérnaga (萤火一号).
La sonda MetNet Precursor estaba constituida por un escudo térmico y un estabilizador basados en tecnología hinchable, y en un penetrador. Este tipo de sondas han sido propuestas en misiones anteriores, tanto en la misión rusa Mars96 [SUR 98], como en la americana Mars Polar lander con los penetradores Deep Space 2 [SMR 99], pero todas ellas sin éxito tal y como describe la extraordinaria revisión incluida en [LOR 11].
Figura 4-2. Esquema de aterrizaje del penetrador. FMI.
La justificación para el uso de penetradores se fundamenta en que son plataformas relativamente pequeñas, con poco peso, y con un sistema de descenso y aterrizaje
“sencillo”, sin la necesidad de elementos activos (retro-cohetes para frenado o pequeños thrusters para el mantenimiento de la estabilidad durante el descenso, y los elementos de sensado y control asociados) para alcanzar la superficie. En el caso de Metnet, el diseño de la entrada consistía en, una vez la sonda era insertada en la atmósfera marciana, desplegar un sistema de protección térmica hinchable que
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protegía al sistema del intenso calor generado por la fricción con la atmósfera. Una vez se atravesaba la parte alta de la misma, habiéndose reducido sustancialmente la velocidad (Match 1), se desplegaba a su vez un estabilizador inflable que conseguía dos efectos: reducir la velocidad hasta los 50-70 m/s en el momento del impacto, y estabilizar el sistema durante el descenso hacia la superficie, de manera que el
penetrador tuviera un ángulo de impacto idóneo para poder “amartizar” penetrando
parcialmente en el suelo marciano.
Una vez la sonda penetrara sobre la superficie marciana, estaba previsto desplegar una estación meteorológica. El FMI, con su dilatada experiencia en misiones como Phoenix y Mars Science Laboratory (MSL), aportaba versiones evolucionadas de sus sensores de humedad (MetHumi) y de presión (MetBaro). Por el lado ruso, se incluían sensores de temperatura, aceleración y una cámara panorámica, así como el ordenador de a bordo y resto de subsistemas del penetrador.
Una vez acomodado todo lo anterior, quedaban por asignar unos 200 gramos de carga útil (véase de nuevo lo relevante de la miniaturización) que el FMI ofreció a la comunidad internacional. Tras recibir diversas propuestas y manifestaciones de interés, finalmente fue el INTA quien se hizo con el total de ese remanente con la intención de distribuirlo entre tres sensores españoles: un sensor de irradiancia solar MetSIS [JIM 11] de en torno a 100-120 gramos, un sensor de polvo (Dust Sensor) de poco más de 30 gramos desarrollado por la Universidad Carlos III de Madrid [COR 12], y un magnetómetro triaxial de unos 70 gramos [MIC 16]. El primer y tercer sensor fueron desarrollados por el Laboratorio de Optoelectrónica del INTA, que también se ocupó de toda la coordinación de la contribución española, ingeniería de sistemas y jefatura de proyecto de la misma. A toda esta contribución española se le dio forma bajo el paraguas de la iniciativa denominada MEIGA (Mars Environmental Instrumentation for Ground and Atmosphere) [GUE 10], y la misión pasó a ser trilateral: Rusia, Finlandia, España.
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Figura 4-3. De izquierda a derecha: logo de la Misión Trilateral MetNet Precursor y consorcio de MEIGA. INTA.
Con esta misión se quería demostrar la viabilidad de este tipo de sondas de exploración planetaria para que, en caso de éxito, la siguiente propuesta fuera una misión donde se desplegaran simultáneamente un alto número de ellas en diferentes puntos del planeta, y formar de esta manera una red de estaciones meteorológicas capaces de monitorizar el clima a nivel global, con medidas simultáneas en diferentes regiones.
Los requisitos tecnológicos para esta misión eran realmente exigentes, debido tanto a las particularidades que impone el planeta, como al tipo de sonda. Por un lado, los sistemas tenían que ser compatibles con todos los requisitos ambientales de una misión espacial al uso (entorno de vibración del lanzador, vacío, radiación). Por otro, debían soportar el descomunal choque del penetrador sobre la superficie de Marte (de 500 a 2000 g durante 20 ms, según el lugar de acomodación de cada sensor) y los
ciclos térmicos extremos “día-noche”. Si a esto le sumamos que la sonda MetNet tenía
un presupuesto de 4 kg para su carga útil (incluyendo baterías) y un consumo máximo para todos los sensores de 0.5 W, es fácil imaginar el grado de miniaturización y bajo consumo que se exigió a todos los sistemas incluidos. En lo tocante a este último punto (potencia), sencillamente fue imprescindible definir la operación de tal manera que no se activasen dos instrumentos simultáneamente, cuyo consumo acumulado excediera los 0.5 W. A efectos de los 3 instrumentos españoles, esto se tradujo en
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limitar cada uno a 0.5 W dado que no era necesario que operasen simultáneamente con ningún otro.
Es a partir de este momento cuando se desarrollan nuevos procedimientos de selección, test y calificación de componentes que serán aplicados durante los próximos años en las distintas misiones de exploración planetaria, en que el Laboratorio de Optoelectrónica y posteriormente el Área de Ingeniería de Sensores Espaciales, se han visto involucrados (ExoMars y Mars2020). El desarrollo de estos procedimientos encaminados a garantizar la fiabilidad y la supervivencia al entorno de Marte, así como el ejercicio particular de selección y cribado de componentes concretos para el diseño de DREAMS-SIS, son parte importante de este trabajo de investigación como se detallará en Capítulo 6.
También se avanzó en el desarrollo de técnicas de integración que permitieran un alto grado de miniaturización, necesario para afrontar el desarrollo de los sensores de Metnet, que fueron asentadas durante la construcción del sensor descrito en el presente trabajo, tal como se presenta en el Capítulo 5.
Figura 4-4. Izquierda: nave Phobos Grunt. Derecha: lanzador de la misión antes del despegue. ROSCOSMOS.
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Lamentablemente, el proyecto se canceló poco antes del lanzamiento de la Phobos Grunt, al tomarse la decisión de desembarcar de la misma la sonda MetNet Precursor debido principalmente a discrepancias técnicas sobre la madurez de algún subsistema clave de la nave Phobos Grunt. La nave rusa fue lanzada el 9 de noviembre de 2011 desde el aeródromo de Baikonur, en un cohete Zenit-2SB41 que desplegó la nave en una órbita baja y elíptica alrededor de la tierra. En ese momento se deberían haber realizado ciertas correcciones con los motores para transportar Phobos desde esta órbita a la de transferencia a Marte. Sin embargo esto no sucedió y la nave quedó atrapada en la órbita terrestre. Se realizaron intentos de recuperación del control de la misma durante los siguientes meses, pero no fue posible y la nave acabo destruyéndose en el océano Pacífico en el mes de diciembre.